基于仿生学的汽车后缘尾翼噪声机理及其控制研究

Car aeroacoustic problem is the current hot and advanced research. However, the existing studies are mostly based on the traditional car body parts, with little regard for the effects of car tail wing noise. In fact, the turbulent boundary layer can be scattered by car trailing-edge tail wing, resulting in a strong sound source. The project intends to work on car trailing-edge tail wing through interdisciplinary study of bionic engineering and car body engineering, and researches and masters the car trailing-edge tail wing noise mechanism and associated noise reduction technology. According to owl wing noise theory, car tail wing noise is qualitatively analyzed and identified, thus the sound generation mechanism is determined. On this basis, the bionic owl wing noise reduction technology is use for the car trailing-edge tail wing noise reduction design. The project will explore a new design method, making the car aeroacoustic study to expand from the traditional car body parts to the trailing-edge tail wing, so that cars runs more quietly and comfortably.

汽车的气动噪声问题是当前汽车研究领域的热点和前沿。但现有的研究大多基于传统的车身部件，很少考虑汽车尾翼的噪声影响。事实上，汽车尾翼可以散射汽车后缘湍流边界层中的脉动，产生强烈的声源。本项目拟通过仿生工程与车身工程的学科交叉，以汽车后缘尾翼为研究对象，研究掌握基于仿生学的汽车后缘尾翼噪声机理及相关的降噪技术。根据鸮翼噪声理论，对汽车后缘尾翼噪声进行定性分析和仿生识别，确定发声机制。以此为基础，利用仿鸮翼降噪技术对汽车后缘尾翼进行仿生降噪设计。本项目的开展，将探索出一套全新的设计方法，使汽车气动噪声研究从传统的车身部件拓展到后缘尾翼，以便汽车运行的更加安静和舒适。

本项目研究了一个基于鸮的新翼型的噪声产生和控制，以解决多孔表面对汽车尾翼降噪的适应性。.首先，在类似汽车尾翼剖面的仿生翼型的吸力面出现了湍流边界层。在试验和计算中，发现翼型的钝度比远小于0.3，从而保证了湍流边界层流过尖后缘。根据鸮翼噪声理论，这两个条件符合边界层湍流结构被散射为不连续性导致的噪声。这个由湍流涡流经尖后缘产生噪声辐射会更加强烈，并随速度的5次幂变化。.其次，为了验证可穿透面预测后缘散射噪声的能力，将一个线涡在其自身诱导的速度场作用下绕平板边缘运动的FW-H方程的数值解与Crighton得到的准确解析解进行对比。结果显示如果积分面在上游和横向有足够大的范围，那么基于可穿透面的FW-H方程可以准确预测远场噪声。上游范围应该足以包括在涡结构在半平板附近运动的时间内其所产生的声波向上游所行走的距离。展向范围则需要极大，以便收敛到一个缓慢变化的振荡积分上，它起因于试图在三维噪声计算中得到一个完全的二维解。.再次，基于鸮翼的仿生翼型被用于揭示汽车尾翼的噪声产生机理。通过大涡模拟，绕仿生翼型的流场显示了由前缘分离引起的两个声源：再附着的湍流边界层和从气泡中分离出来的涡脱落。由此可知在低雷诺数下的尾翼宽频噪声是由湍流边界层散射导致的。之后，被动多孔技术被用于仿生翼型的后缘。结果显示多孔后缘缓解瞬态压力变化的作用得到证实。相关的噪声频谱也表明多孔后缘具有高达10 dB以上的降噪潜力，但是降噪的幅度依赖于流阻率。.最后，数值计算研究了流动与多孔表面之间的相互作用，特别是对分离流的被动控制。首先，对具有固体尖后缘和多孔尖后缘的仿生翼型进行流场模拟。非稳态的升力和雷诺应力被用来进一步了解边界层的分离和再附着以及自由剪切层的失稳和转捩。结果显示多孔后缘能够有效地对仿生翼型吸力面上平均流和瞬态流产生作用，进而影响分离的涡结构的产生和涡脱落，但是效果有限且不稳定。