پيش بيني نويز تونال ايرفويل اس دي7037 با رهيافت شبيه سازي سه بعدي گردابه هاي بزرگ

Tonal Noise prediction of SD7037 Airfoil using 3D Large Eddy Simulation Approach

در اين مقاله سازوكارهاي توليد نويز در اعداد رينولدز و زواياي حمله مختلف، مورد مطالعه قرار گرفته اند. بخش قابل توجهي از نويز ايرفويل را در رينولدزهاي پايين، نويز تونال تشكيل مي دهد. بررسي علت وقوع اين پديده و تاثير عدد رينولدز و زاويه حمله در نويز تونال، چالش اساسي در آيروآكوستيك است. بنابراين شبيه سازي عددي سه بعدي با روش شبيه سازي گردابه هاي بزرگ براي ميدان جريان ايرفويل اس دي7037 انجام شده و انتشار صوت توسط آنالوژي فاكس ويليامز هاوكينگز محاسبه شده است. نتايج عددي با نتايج تجربي موجود اعتبارسنجي شده اند. در زواياي حمله پايين علاوه بر اوج غالب نويز تونال، اوج هاي گسسته نيز در طيف فركانس مشاهده مي شوند. افزايش عدد رينولدز و زاويه حمله تعداد اوج هاي گسسته را كاهش مي دهد و در زواياي حمله بالاتر اوج غالب نيز از بين مي رود. بررسي فيزيك جريان نشان مي دهد كه حضور لايه مرزي آرام در بخش عمده اي از سطح مكش، امواج صوتي توليدشده در جريان دنباله اي ايرفويل را تقويت مي كند و اين مكانيزم مسئول اوج غالب است. تقويت امواج تولمن شليختينگ توسط جدايش آرام جريان در انتهاي سطح مكش ايرفويل عامل توليد اوج هاي گسسته در طيف فركانس است و زماني كه نيمه انتهايي سطح مكش در محدوده گذار قرار مي گيرد اوج هاي گسسته در طيف فركانس از بين مي روند. براي بررسي دقيق تر اين موضوع، طول مشخصه روابط نيمه تجربي بروكس، پوپ و ماروكوليني (BPM) كه به صورت رايج، ضخامت لايه مرزي در سطح فشار است و با ضخامت لايه مرزي سطح مكش جايگزين مي شود. نتايج حاصل فركانس اوج غالب و روند كلي سطح فشار صوت را بسيار بهتر نسبت به حالت رايج پيش بيني مي كنند.

In this article, noise generation mechanisms are studied at different Reynolds numbers and angles of attack. Tonal noise is the major part of airfoil noise at low Reynolds numbers. Studying the tonal noise and the effects of Reynolds number and angle of attack is challenging in aeroacoustics. 3D numerical simulation is conducted using the large eddy simulation method on SD7037 airfoil. Sound propagation is computed using the Ffowcs Williams-Hawkings (FWH) analogy. The numerical results are validated using available experimental results. Some discrete peaks and a dominant peak exist in frequency spectra at low angles of attack. Increase of Reynolds number and the angle of attack decreases the number of discrete peaks and at high angles of attack and the dominant peak is diminished too. Studying the flow features shows that when a laminar boundary layer covers a vast area of the suction side, it can amplify acoustic waves that are generated in wake of the airfoil and this mechanism causes a dominant peak in the acoustic spectrum. Amplifying Tollmien-Schlichting waves by shear layer in laminar separation at suction side cause the discrete peaks and when a transition occurs in the airfoil suction side, discrete peaks are diminished. In the original semi-empirical Brooks, Pope and Marcolini (BPM) formulation, the boundary layer thickness of the pressure side is usually used as the length scale and it is replaced by the suction side boundary layer thickness. The results predict the frequency and amplitude of tonal noise successfully.