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一種基于敏感性分布的多孔介質(zhì)流致噪聲控制方法

專利號(hào)
CN119337509B
公開日期
2025-02-28
申請(qǐng)人
中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心計(jì)算空氣動(dòng)力研究所(四川省綿陽市涪城區(qū)二環(huán)路南段6號(hào))
發(fā)明人
李博; 魯穎; 周清清; 粟虹敏; 郭啟龍; 袁先旭
IPC分類
G06F30/15; G06F17/11; G06F119/10; G06F111/10
技術(shù)領(lǐng)域
多孔,起落架艙,孔隙度,起落架,起落,敏感,敏感性,邊界條件,流動(dòng),孔隙
地域: 四川省 四川省綿陽市

摘要

本發(fā)明公開了一種基于敏感性分布的多孔介質(zhì)流致噪聲控制方法,涉及流動(dòng)控制領(lǐng)域,包括:選取飛機(jī)起落架艙構(gòu)型并建對(duì)應(yīng)的飛機(jī)起落架艙模型,設(shè)置數(shù)值模擬的計(jì)算域;將所述飛機(jī)起落架艙模型和所述邊界條件帶入數(shù)值求解模型中求解流場得到流動(dòng)解Q;建立伴隨方程組,將所述流動(dòng)解Q帶入伴隨方程組中求解得到伴隨解Q?;基于所述伴隨解Q?,統(tǒng)計(jì)飛機(jī)起落架艙模型中布置多孔介質(zhì)的壁面上的敏感性分布,獲得敏感性分布結(jié)果;基于所述敏感性分布結(jié)果,設(shè)置用于模擬多孔介質(zhì)的壁面邊界條件;將所述壁面邊界條件代入所述數(shù)值求解模型中進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算,得到基于多孔介質(zhì)控制的流動(dòng);本方法通過優(yōu)化多孔介質(zhì)的空間分布來提高對(duì)流動(dòng)的控制效果。

說明書

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[0069] 步驟4:在步驟3得到的伴隨解Q?,分析流場的敏感性分布。統(tǒng)計(jì)布置多孔介質(zhì)的壁面上的敏感性分布,即圖3中⑥對(duì)應(yīng)的壁面上的敏感性,結(jié)果如圖4中黑色虛線所示。 [0070] 步驟5:在步驟4得到的敏感性分布基礎(chǔ)上,設(shè)置能夠模擬多孔材料的壁面邊界條件。多孔壁面邊界條件通過兩個(gè)參數(shù)確定多孔材料的屬性,分別是孔隙度β和背壓pb。本發(fā)? 明將孔隙度和表征流動(dòng)敏感性的伴隨解Q 相關(guān)聯(lián),通過給定多孔介質(zhì)的孔隙度參數(shù)βref,用? ? 伴隨解Q 得到的孔隙度分布β(Q)設(shè)定為最靠近的孔隙度參數(shù)βref。 [0071] 其中,孔隙度分布和背壓的計(jì)算方式為: [0072] ; [0073] 其中,β為孔隙度,βref為給定的多孔介質(zhì)的孔隙度參數(shù),β(Q?)為孔隙度分布,Q?max? ? ? ? 為空間內(nèi)Q 的最大值;孔隙度β的空間分布與伴隨解Q 一致,用空間內(nèi)Q 的最大值Q max歸一? 化,得到的β(Q)如圖4中實(shí)線所示。 [0074] 多孔壁面的滲透速度vporous可以表示為: [0075] ; [0076] 其中,vporous為多孔壁面的滲透速度,pw表示壁面的壓力,pb為背壓。多孔壁面滲透? 速度vporous與孔隙度分布β(Q)和壁面壓差pb?pw相關(guān)。 [0077] 步驟6:將步驟5得到的多孔壁面邊界條件代入到步驟2的控制方程中進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算,得到基于多孔介質(zhì)控制的流動(dòng),圖4為多孔介質(zhì)的壁面上敏感性分布和孔隙度分布示意圖,圖4橫坐標(biāo)代表流向位置。 [0078] 本發(fā)明實(shí)施例提出了一種新的多孔介質(zhì)壁面邊界條件,將流動(dòng)敏感性分析和基于多孔介質(zhì)的控制結(jié)合起來。 [0079] 為了驗(yàn)證該技術(shù)方案的準(zhǔn)確性,下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的實(shí)施進(jìn)行說明,此處所描述的實(shí)施例僅用于說明和解釋,并不用于限定本發(fā)明。 [0080] 研究對(duì)象為典型的M219飛機(jī)起落架艙構(gòu)型,長:寬:深為5:1:1。當(dāng)馬赫數(shù)Ma=0.5, 5 Re=0.5*10流動(dòng)經(jīng)過該構(gòu)型時(shí),會(huì)產(chǎn)生典型的自持振蕩現(xiàn)象。為了防止輻射噪聲在遠(yuǎn)場被發(fā)射影響流場,在遠(yuǎn)場邊界處施加無反射邊界條件,計(jì)算模型如圖3所示。圖3中⑥所示的飛機(jī)起落架艙底有三種設(shè)置方案,分別為流動(dòng)不可穿透的無滑移實(shí)心壁面、孔隙度均勻分布的多孔介質(zhì)和基于敏感性分析得到的孔隙度分布的多孔介質(zhì),具體參數(shù)如表1所示。 [0081] 表1?參數(shù)表 [0082] [0083] 其中,Beta0、Beta0.6和BetaQ為算例名稱,上述算例對(duì)應(yīng)的全場聲壓級(jí)分布示意圖如圖5至圖7所示,圖5至圖7橫坐標(biāo)代表流向位置,縱坐標(biāo)代表法向位置。 [0084] 通過和飛機(jī)起落架艙底為無滑移不可穿透的實(shí)心壁面對(duì)比,可穿透的多孔壁面艙底聲壓級(jí)脈動(dòng)明顯降低,并且向遠(yuǎn)場輻射的噪聲水平也大幅度降低,如圖7到圖10所示。基于多孔介質(zhì)的流動(dòng)控制有效地抑制了起落架艙噪聲水平和改善了艙內(nèi)流動(dòng),成功降低了起落架噪聲水平,圖8?圖9中橫坐標(biāo)代表流向位置,縱坐標(biāo)代表噪聲等級(jí),圖10為圓心(5,0),半徑r=2.5弧線上聲壓級(jí)分布。 [0085] 盡管已描述了本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例,但本領(lǐng)域內(nèi)的技術(shù)人員一旦得知了基本創(chuàng)造性概念,則可對(duì)這些實(shí)施例作出另外的變更和修改。所以,所附權(quán)利要求意欲解釋為包括優(yōu)選實(shí)施例以及落入本發(fā)明范圍的所有變更和修改。 [0086] 顯然,本領(lǐng)域的技術(shù)人員可以對(duì)本發(fā)明進(jìn)行各種改動(dòng)和變型而不脫離本發(fā)明的精神和范圍。這樣,倘若本發(fā)明的這些修改和變型屬于本發(fā)明權(quán)利要求及其等同技術(shù)的范圍之內(nèi),則本發(fā)明也意圖包含這些改動(dòng)和變型在內(nèi)。

權(quán)利要求

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