پیش‌بینی نویز تونال ایرفویل اس‌دی7037 با رهیافت شبیه‌سازی سه‌بعدی گردابه‌های بزرگ

در این مقاله سازوکارهای تولید نویز در اعداد رینولدز و زوایای حمله مختلف، مورد مطالعه قرار گرفته‌اند. بخش قابل توجهی از نویز ایرفویل را در رینولدزهای پایین، نویز تونال تشکیل می‌دهد. بررسی علت وقوع این پدیده و تاثیر عدد رینولدز و زاویه حمله در نویز تونال، چالش اساسی در آیروآکوستیک است. بنابراین شبیه‌سازی عددی سه‌بعدی با روش شبیه‌سازی گردابه‌های بزرگ برای میدان جریان ایرفویل اس‌دی7037 انجام شده و انتشار صوت توسط آنالوژی فاکس ویلیامز هاوکینگز محاسبه شده است. نتایج عددی با نتایج تجربی موجود اعتبارسنجی شده‌اند. در زوایای حمله پایین علاوه بر اوج غالب نویز تونال، اوج‌های گسسته نیز در طیف فرکانس مشاهده می‌شوند. افزایش عدد رینولدز و زاویه حمله تعداد اوج‌های گسسته را کاهش می‌دهد و در زوایای حمله بالاتر اوج غالب نیز از بین می‌رود. بررسی فیزیک جریان نشان می‌دهد که حضور لایه‌مرزی آرام در بخش عمده‌ای از سطح مکش، امواج صوتی تولیدشده در جریان دنباله‌ای ایرفویل را تقویت می‌کند و این مکانیزم مسئول اوج غالب است. تقویت امواج تولمن شلیختینگ توسط جدایش آرام جریان در انتهای سطح مکش ایرفویل عامل تولید اوج‌های گسسته در طیف فرکانس است و زمانی که نیمه انتهایی سطح مکش در محدوده گذار قرار می‌گیرد اوج‌های گسسته در طیف فرکانس از بین می‌روند. برای بررسی دقیق‌تر این موضوع، طول مشخصه روابط نیمه‌تجربی بروکس، پوپ و ماروکولینی (bpm) که به صورت رایج، ضخامت لایه‌مرزی در سطح فشار است و با ضخامت لایه مرزی سطح مکش جایگزین می‌شود. نتایج حاصل فرکانس اوج غالب و روند کلی سطح فشار صوت را بسیار بهتر نسبت به حالت رایج پیش‌بینی می‌کنند.

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

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 WilliamsHawkings (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 TollmienSchlichting 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 semiempirical 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.