● 摘要
现代各种飞行器，包括民航客机以及高速（超声速或超高声速）军、民用飞行器、弹道导弹在内，噪声控制是设计时必须要考虑的关键问题之一。噪声对于民航飞机乘客的舒适性、飞机的安全性、使用寿命和节能等方面均有直接的影响，也是载人航天、高超声速巡航所必须解决的技术关键。必须通过理论和实验方法研究不同噪声源的噪声产生及其在不同的气动条件下传播的基本物理机理，为隔音降噪提供依据，进而提出噪声的抑制、控制或转化的方案。作为喷流反作用控制系统的核心组成部分，射流与高马赫数来流干扰问题在国内外均已展开广泛的研究，并已取得了显著成果，广泛应用于各种飞行器控制中。射流与高马赫数绕流相互作用所形成的干扰流场本身也是一典型的噪声源，然而目前对该诱导声场的研究国内外还是空白。本论文研究将通过数值模拟方法开展绕流/射流干扰流场的噪声发生机理和噪声源特性研究。首先数值模拟了二维射流与来流的干扰流场，对比了壁面压力分布系数，结果与实验相符，验证了所采用的算法和所编制的程序。在此基础上，通过加载Goldstein声学模型，给出了二维下声场分布特性，并对影响声场分布的因素进行了分析计算，给出了不同位置拐板、不同拐角、不同射流/来流静压比、不同射流温度和不同射流马赫数等条件下声场分布特性。随后，对绕三维射流平板干扰的流场及其声场的特性进行了计算，与Byun的实验进行了对比，并给出了不同喷射角、不同射流温度和马赫数及一种极端的高超声速下声场的分布特性。