Spelling suggestions: "subject:"electroacoustic""
171 |
Numerical investigation of air vehicle noise propagation effectsΒίτσας, Παναγιώτης 07 June 2013 (has links)
The growth that aviation has seen in the last decades has drawn the attention on the environmental impact of aircraft. An important part of this environmental impact is the noise emitted by air vehicles, which is considered rather significant for community annoyance. The generation and propagation of air vehicle noise are two different areas of interest, which require accurate prediction in order to control the emitted noise levels. The present thesis employs numerical methods in order to investigate various air vehicle noise propagation effects. It is divided in two parts: the far field and the near field study. Each of these studies is concentrated on the sound propagation mechanisms that are dominant for each case and uses a numerical method that is best suited for it in terms of mechanisms incorporated and cost effectiveness.
The far-field study of this thesis focuses on the nonlinear propagation of helicopter rotor noise using the Burgers equation, a well known one direction propagation method. The Burgers equation incorporates geometrical spreading, atmospheric absorption and nonlinear distortion effects. Towards this study, the HELISHAPE descent case experimental database is used. Blade Vortex Interaction (BVI) noise, the dominant noise contributor during descent, is mainly examined. It is shown that advancing side BVI noise is affected by nonlinear distortion, while retreating side BVI noise is not. For some frequency bands the difference between linear and nonlinear calculations can be as high as 7 dB. Based on signal characteristics at source, two quantities are derived. The first quantity (termed polarity) is based on the pressure gradient of the source signal and can be used to determine whether a BVI signal will evolve as an advancing or a retreating side signal. The second quantity (termed weighted rise time) is a measure of the impulsiveness of the BVI signal and can be used to determine at which frequency nonlinear effects start to appear. Finally, polarity and weighted rise time are shown to be applicable in cases of BVI noise generated from different blade tips, as well as, in cases of non-BVI noise.
However, employment of the Burgers equation can be time consuming to be included in routine calculations. It also requires knowledge of the initial pressure time signal. The power spectrum alone, which is usually known, is not sufficient. In order to
overcome these difficulties, three prediction methods are presented that are based on the Burgers equation. These are: i) a numerically generated database, ii) correlation equations and iii) the phase assignment method.
Near field propagation of air vehicle noise requires different treatment than far field. The effects which are mainly affecting the propagation are geometrical spreading, convection and refraction effects due to the flow field, as well as reflections and diffraction on the air vehicle surfaces. Towards these objectives, a new low-order flow/acoustics interaction method for the prediction of sound propagation and diffraction in unsteady compressible flow using adaptive 3-D hybrid grids is investigated. The total field is decomposed into the flow field described by the Euler equations, and the acoustics field described by the Nonlinear Perturbation equations. The method is shown capable of predicting monopole sound propagation, while employment of acoustics-guided adapted grid refinement improves the accuracy of capturing the acoustic field. Interaction of sound with solid boundaries is also examined in terms of reflection and diffraction. Sound propagation through an unsteady flow field is examined using static and dynamic flow/acoustics coupling demonstrating the importance of the latter. Proof of concept for the new method is provided by its application to the case of a conventional jet transport airplane, examining the effect of flow field and wing shielding on the near field noise levels.
During the aforementioned noise investigation and analysis, results on Blade Wake Interaction (BWI) noise were also reached. Presently, the mechanism of BWI noise generation, as well as the corresponding prediction model, are still under consideration. Helicopter rotor BWI noise is known to be significant during take-off and level flight, while less attention has been given to descent flight conditions, where BVI noise is dominant. Through signal analysis of the HELISHAPE descent case acoustic database, the rotor azimuthal region responsible for BWI noise is localized and the dominance of BVI noise in the BWI frequency region is shown. Coherence analysis of the blade pressure data indicate significant chordwise coherence in the 3 to 4 Struhal number range and absence of acoustic dipoles in the BWI frequency range. The findings of this study support BWI prediction models based on Amiet’s theory and suggest that BWI noise can be ignored for predictions of rotor noise in descent flight conditions. / Η ανάπτυξη που συναντάται στην αεροπλοΐα τις τελευταίες δεκαετίες έχει τραβήξει την προσοχή στην περιβαλλοντολογική επίδραση των αεροσκαφών. Ένα σημαντικό μέρος αυτής της επίδρασης είναι ο θόρυβος των αεροχημάτων ο οποίος ευθύνεται κατά ένα μεγάλος μέρος για την ενόχληση του πληθυσμού στις περιοχές των αεροδρομίων και όχι μόνο. Η δημιουργία και η διάδοση του θορύβου αεροχημάτων είναι δύο διαφορετικές περιοχές ενδιαφέροντος, οι οποίες απαιτούν ακριβή πρόβλεψη στην προσπάθεια ελέγχου των εκπεμπόμενων ηχητικών επιπέδων.
Η παρούσα διατριβή χρησιμοποιεί αριθμητικές μεθόδους για τη μελέτη της διάδοσης του θορύβου αεροχημάτων. Χωρίζεται δε σε δύο μέρη: τη μελέτη του μακρινού και του κοντινού πεδίου. Καθεμία από αυτές τις μελέτες επικεντρώνεται στους μηχανισμούς ηχητικής διάδοσης που είναι κυρίαρχοι σε κάθε περίπτωση και χρησιμοποιεί μια αριθμητική μέθοδο που ταιριάζει καλύτερα όσο αναφορά την απόδοσή της και τους μηχανισμούς που εξετάζονται.
Η μελέτη μακρινού πεδίου εστιάζεται στη μη-γραμμική διάδοση θορύβου ρότορα ελικοπτέρου με τη χρήση της εξίσωσης Burgers, μιας γνωστής μεθόδου υπολογιστικής διάδοσης ήχου σε μία διεύθυνση. Η εξίσωση Burgers περικλείει τα φαινόμενα της γεωμετρικής εξασθένισης, ατμοσφαιρικής απορρόφησης και μι-γραμμικής στρέβλωσης. Σε αυτή τη μελέτη χρησιμοποιήθηκαν τα δεδομένα του πειράματος HELISHAPE. Ο θόρυβος από αλληλεπίδραση πτερυγίου-στροβίλου (BVI noise), ο οποίος είναι ο κυρίαρχος αεροδυναμικός θόρυβος στην περίπτωση της καθοδικής πτήσης, είναι αυτός που εξετάστηκε κυρίως. Αποδείχθηκε ότι ο θόρυβος BVI στην πλευρά του προχωρούντος πτερυγίου (advancing side) επηρεάζεται σημαντικά από τα μη-γραμμικά φαινόμενα σε αντίθεση με την πλευρά του υποχωρούντος πτερυγίου (retreating side). Μερικές μπάντες συχνοτήτων έδειξαν διαφορές μεταξύ γραμμικής και μη-γραμμικής διάδοσης έως και 7dB. Βασιζόμενοι στα χαρακτηριστικά των σημάτων, δύο νέα μεγέθη ορίστηκαν. Το πρώτο από αυτά, με το όνομα πολικότητα (polarity) βασίζεται στην παράγωγο της ακουστικής πίεσης του αρχικού σήματος και μπορεί να προσδιορίσει αν το σήμα θα διαδοθεί σαν προχωρούν ή υποχωρούν. Το δεύτερο μέγεθος, με το όνομα ζυγισμένος χρόνος ανόδου (weighted rise time) είναι μια εκτίμηση της παλμικότητας του σήματος BVI και μπορεί να χρησιμοποιηθεί για να προσδιορίσει την περιοχή συχνοτήτων όπου τα μη-γραμμικά φαινόμενα θα ξεκινήσουν να εμφανίζονται. Αυτά τα μεγέθη αποδείχθηκε ότι μπορούν να χρησιμοποιηθούν και σε περιπτώσεις θορύβου BVI άλλων πτερύγων, καθώς και σε μη-BVI σήματα.
Ωστόσο, η χρήση της εξίσωσης Burgers μπορεί να είναι χρονοβόρα αν συμπεριληφθεί σε υπολογισμούς ρουτίνας. Ακόμη προϋποθέτει γνώση του αρχικού σήματος ακουστικής πίεσης. Το ηχητικό φάσμα από μόνο του, που συνήθως είναι γνωστό, δεν είναι αρκετό. Για να ξεπεραστούν αυτές οι δυσκολίες, παρουσιάζονται τρεις μέθοδοι πρόβλεψης οι οποίες βασίζονται στην εξίσωση Burgers. Αυτές είναι: i) μια υπολογιστικά δημιουργημένη βάση δεδομένων ii) εξισώσεις συσχετίσεων και iii) η μέθοδος της ανάθεσης φάσης.
Η μελέτη διάδοσης θορύβου στο κοντινό πεδίο απαιτεί διαφορετική μεταχείριση από το μακρινό πεδίο. Τα φαινόμενα που την επηρεάζουν περισσότερο είναι αυτά της γεωμετρικής εξασθένισης, μεταφοράς και περίθλασης λόγω του ροϊκού πεδίου, καθώς και ανάκλαση και διάθλαση στις επιφάνειες του αεροχήματος. Για το λόγο αυτό μελετάται μια νέα μέθοδος χαμηλής τάξης ακρίβειας, αλληλεπίδρασης ροϊκού-ακουστικού πεδίου για την διάδοση και διάθλαση ήχου σε ασταθή συμπιεστή ροή με τη χρήση 3D υβριδικού πλέγματος. Το ολικό πεδίο διαχωρίζεται στο ροϊκό πεδίο περιγραφόμενο από τις εξισώσεις Euler και το ακουστικό πεδίο από τις μη-γραμμικές εξισώσεις διαταραχών. Η μέθοδος αποδεικνύεται ικανή να προβλέψει την ηχητική διάδοση μονοπόλου, ενώ η χρήση προσαρμοσμένου πλέγματος βελτιώνει την ακρίβεια του ηχητικού πεδίου. Η αλληλεπίδραση ήχου και στερεών επιφανειών εξετάζεται επίσης σχετικά με τα φαινόμενα ανάκλασης και διάθλασης. Εξετάζεται ακόμα η διάδοση ήχου σε ασταθές ροϊκό πεδίο χρησιμοποιώντας στατική και δυναμική σύζευξη και αποδεικνύεται η σημαντικότητα της δεύτερης. Απόδειξη χρηστικότητας της νέα μεθόδου επιδεικνύεται με την εφαρμογή για την περίπτωση συμβατικού επιβατηγού αεροσκάφους, όπου εξετάζονται τα φαινόμενα της επίδρασης της ροής και της ηχητικής κάλυψης της πτέρυγας στα ηχητικά επίπεδα του κοντινού πεδίου.
Κατά τη διάρκεια των παραπάνω ακουστικών διερευνήσεων, επιτεύχθηκαν ακόμα κάποια αποτελέσματα πάνω στον θόρυβο λόγω αλληλεπίδρασης πτερυγίου-απορεύματος (BWI noise). Μέχρι τώρα ο ακριβής μηχανισμός του θορύβου BWI, όπως και το αντίστοιχο μοντέλο πρόβλεψης, αποτελεί θέμα μελετών. Ο θόρυβος BWI στα ελικόπτερα είναι γνωστό ότι είναι σημαντικός στις περιπτώσεις ανοδικής και επίπεδης πτήσης, ενώ μικρή βαρύτητα έχει δοθεί στην περίπτωση της καθοδικής πτήσης λόγω της κυριαρχίας του BVI θορύβου. Μέσω ανάλυσης σημάτων του HELISHAPE για τη περίπτωση της καθοδικής πτήσης, εντοπίστηκε η περιοχή του δίσκου του ρότορα υπεύθυνη για τον θόρυβο BWI και δείχθηκε η επίδραση του θορύβου BVI στην περιοχή συχνοτήτων BWI. Ανάλυση συνοχής (coherence analysis) των αεροδυναμικών πιέσεων των πτερυγίων έδειξε σημαντικές τιμές στη περιοχή τιμών 3 με 4 αριθμών Struhal και απουσία ακουστικών διπόλων στην περιοχή συχνοτήτων του BWI. Τα ευρήματα της παρούσας μελέτης υποστηρίζουν το μοντέλο πρόβλεψης θορύβου BWI που βασίζεται στη θεωρία του Amiet και προτείνουν ότι ο θόρυβος BWI μπορεί να αγνοηθεί στις προβλέψεις θορύβου ρότορα σε συνθήκες καθοδικής πτήσης.
|
172 |
Etude expérimentale du bruit de bord de fuite à large bande d'une grille d'aubes linéaire et de sa réduction par dispositifs passifsFinez, Arthur 10 May 2012 (has links)
Le bruit de bord de fuite à large bande est l’un des contributeurs principaux du bruit des soufflantes de turboréacteurs modernes. La double nécessité de mieux comprendre sa génération et de le réduire a suscité le présent travail, essentiellement expérimental. L’étude se focalise sur l’effet de grille provoqué par la diffraction des ondes acoustiques sur les aubes adjacentes. Une grille d’aubes linéaire de solidité 1,43 est instrumentée et adaptée à la mesure acoustique dans le secteur aval pour plusieurs vitesses d’écoulement et plusieurs angles d’attaque. Le bruit de bord de fuite de la grille d’aubes prédomine ainsi sur une large gamme de fréquence. L’effet de grille se manifeste à travers des résonnances dans la grille, des interférences dans le champ lointain et à travers la dépendance en vitesse des spectres acoustiques. Les données d’entrée de modèles analytiques décrivant statistiquement la turbulence des couches limites sont directement mesurées sur les aubages. Le modèle de bruit de profil isolé d’Amiet fournit une estimation convenable des niveaux de bruit suggérant que la déformation des spectres par l’effet de grille est de faible amplitude. Nous avons ensuite adapté à la configuration expérimentale le modèle de Glegg qui tient compte des interactions entre pales. Il fournit des estimations de spectres acoustiques s’écartant de 3 dB de la prédiction de profil isolé, confirmant la conclusion précédente. Cependant ce dernier modèle décrit mieux les interférences observées en champ lointain. La réduction du bruit de bord de fuite est ensuite abordée, dans un premier temps sur profil isolé au moyen de brosses insérées au bord de fuite. Une réduction de 4,5 dB est ainsi obtenue sur une large gamme de fréquences. Une étude de corrélation aérodynamique aux fils chauds dans le sillage des brosses montre qu’elles décorrèlent les structures turbulentes dans la direction de l’envergure ce qui peut expliquer partiellement la réduction du bruit observée. Dans un deuxième temps, des chevrons dessinant des dents de scie dans la direction de l’envergure sont appliqués aux bords de fuite de la grille d’aubes. Nous retrouvons alors les observations faites avec ces dispositifs sur les profils isolés. Aucun effet de couplage entre la réduction du bruit et l’effet de grille n’est observé. Des mesures de vélocimétrie par images de particules dans le sillage des chevrons montrent que la couche limite de l’extrados est éloignée de la surface du profil fournissant un mécanisme admissible de réduction du bruit. Un deuxième mécanisme crédible est la décorrélation dans la direction de l’envergure de la nappe de vorticité lâchée dans le sillage suite à la condition de Kutta. Enfin, nous étudions l’effet de l’inclinaison du bord de fuite par rapport à l’écoulement et montrons par une prise en compte de cette géométrie dans le modèle d’Amiet qu’il peut également aboutir à une réduction acoustique. / Broadband trailing edge noise is one of the main contributors to modern turbofan noise. The current need for both understanding and reducing those sources motivated the present work.This study focuses on the cascade effect which is produced by the scattering of acoustic waves on neighbouring blades. A seven blade linear cascade is set up for acoustic measurements in the downstream sector with varying speed and angle of attack. Broadband trailing edge noise is thus the main noise source in the facility on a wide frequency range. Acoustic resonances in the cascade and far field interferences as well as specific velocity dependence are proofs of the sought blade interactions. To give a more quantitative insight in the cascade effect, Amiet isolated airfoil trailing edge noise model is first used. Its input data which are a statistical description of the turbulent boundary layer are directly measured on the suction surface of the center blade. The noise levels are fairly well predicted suggesting that the cascade effect only moderately affects the far-field acoustic spectra. Glegg’s cascade model is then modified to fit the experimental set-up and used with the same input data. The estimates differ from the isolated airfoil predictions from ±3dB confirming the preceding conclusions. However far field interferences are well recovered by Glegg’s model. Noise reduction is then assessed in this study. First, brushes are inserted in an isolated airfoil trailing edge and a broadband noise reduction of 4,5 dB is obtained. A hot wire coherence study is carried out in the near wake of the brush showing that spanwise decorrelation could be partly responsible for the observed noise reduction. Trailing edge serrations are finally applied on the cascade trailing edges and the same reduction potential than on isolated airfoil with the same device is recovered. This shows that the cascade effet has little influence on the noise reduction process. This mechanism is more likely to be threefold. Particle image velocimetry measurements show that the suction side boundary layer is thrown out from the airfoil surface which could result in smaller induced surface pressure. Secondly, the vorticity sheet shed in the wake because of the Kutta condition is necessarily less coherent in the spanwise direction with the serrations than with the straightedge. Last, the reduced relative angle between the flow and the local trailing edge could also theorically reduce the far-field noise. This has been investigated analytically by means of a modification of Amiet’s model to account for the sweep angle of the blade.
|
173 |
Simulation du bruit d'écoulements anisothermes par méthodes hybrides pour de faibles nombres de Mach / Noise computation of non isothermal flows by hybrid methods for low Mach numbersNana, Cyril 20 September 2012 (has links)
Cette étude porte sur le calcul numérique du champ acoustique rayonné par des écoulements subsoniques turbulents présentant des inhomogénéités de température. Des méthodes hybrides sont développées grâce à un développement de Janzen-Rayleigh des équations de Navier-Stokes. L'écoulement est résolu par un calcul quasi incompressible puis les perturbations acoustiques sont propagées selon deux méthodes : les équations d'Euler linéarisées (EEL) et l'approximation à faible nombre de Mach perturbée(PLMNA). Les méthodes sont validées sur des cas simples puis appliquées à une couche de mélange isotherme et anisotherme en développement spatial. / This study focuses on the numerical calculation of the acoustic field radiated by subsonic turbulent flows with temperature inhomogeneities. Hybrid methods are developed through a Rayleigh-Janzen expansion of the Navier-Stokes equations. The flow is solved in a quasi-incompressible way then the acoustic disturbances are propagated by two methods : the linearized Euler's equations (EEL) and the perturbed low Mach number approximation (PLMNA). The methods are validated on simple cases and then applied to an isothermal and non isothermal spatially evolving mixing layer.
|
174 |
Numerical simulation of aerodynamic noise in low Mach number flows / Calcul numérique du bruit aérodynamique en régime subsoniqueDetandt, Yves 13 September 2007 (has links)
The evaluation of the noise produced by flows has reached a high level of importance in the past years. The physics surrounding flow-induced noise is quite complex and sensitive to various flow conditions like temperature, shape. Empirical models were built in the past for some special geometries but they cannot be used in a general case for a shape optimization for instance. Experimental aeroacoustic facilities represent the main tool for acoustic analyses of flow fields, but are quite expensive because extreme care must be exercised not to introduce acoustic perturbations in the flow (silent facilities). These tools allow a good analysis of the physical phenomena responsible for noise generation in the flow by a comparison of the noise sources and the flow characteristics (pressure, turbulence,). Nevertheless, the identification and location of noise sources to compare with flow structures requires quite complex methods.<p><p>The numerical approach complements the experimental one in the sense that the flow characteristics are deeply analyzed where experiments suggest noise production. For the numerical approach, the turbulence modeling is quite important. In the past, some models were appreciated for their good prediction of some aerodynamic parameters as lift and drag for instance. The challenge is now to tune these models for a correct prediction of the noise sources. In the low subsonic range, the flow field is completely decoupled from acoustics, and noise sources can be computed from a purely hydrodynamic simulation before this information is transferred to an acoustical solver which will compute the acoustic field at the listener position. This post processing of the aerodynamic results is not obvious since it can introduce non-physical noise into the solution.<p><p>This project considers the aspect of noise generation in turbulent jets and especially the noise generated by vortex pairing, as it occurs for instance in jet flows. The axisymmetric version of the flow solver SFELES has been part of this PhD research, and numerical results obtained on the jet are similar to the experimental values. Analyses performed on the numerical results are interesting to go to complete turbulence modeling for aeroacoustics since vortex pairing is one of the basic acoustical processes in vortex dynamics.<p><p>Currently, a standard static Smagorinski model is used for turbulence modeling. However, this model has well known limitations, and its influence on the noise sources extracted from the flow field is not very clear. For this reason, it is planned to adopt a dynamic procedure in which the subgrid scale model automatically adapts to the flow. We planned also to perform simulations with the variational multiscale approach to better simulate the different interactions between large and unresolved scales. The commercial software ACTRAN distributed by Free Field Technologies is used for the computation of sound propagation inside the acoustic domain. / Doctorat en Sciences de l'ingénieur / info:eu-repo/semantics/nonPublished
|
175 |
Mixing Enhancement Studies on Supersonic Elliptic Sharp Tipped Shallow (ESTS) Lobed NozzlesVarghese, Albin B M January 2016 (has links) (PDF)
Rapid mixing and spreading of supersonic jets are two important characteristics in supersonic ejectors, noise reduction in jets and fuel mixing in supersonic combustion. It helps in changing the acoustic and thermal signature in supersonic exhaust. The supersonic nozzles in most cases result in compressible mixing layers. The subsonic nozzles form incompressible mixing layers but at high Mach numbers even they form compressible mixing layers. Compressible mixing layers have been found to have much lower mixing and spreading rates than incompressible mixing layer Birch & Eggers (1972).
In order to enhance the spreading and mixing of mixing layers from supersonic nozzles various active and passive methods have been deviced. Active methods include fluid injection, fluid lobes and plasma actuation. Passive methods are mostly based on modifying the nozzle geometry such that the fluid expansion is ideal or the shock cell is broken. Many nozzles with exotic shapes have been developed to obtain mixing enhancements in supersonic jets Gutmark et al. (1995). To achieve enhanced mixing an innovative nozzle named as the Elliptic Sharp Tipped Shallow (ESTS) lobed nozzle has been developed in L.H.S.R., I.I.Sc., India Rao & Jagadeesh (2014). This nozzle has a unique geometry involving elliptical lobes and sharp tips. These lobes are generated using a simple manufacturing process from the throat to the exit. This lobed and sharp tipped structure introduces stream wise vortices and azimuthal velocity components which must help in enhanced mixing and spreading. The ESTS lobed nozzle has shown mixing enhancement with 4 lobes. The spreading rate was found to be double of the reference conical nozzle. This thesis is motivated by the need to investigate the flow physics involved in the ESTS lobed nozzle. The effect of varying the number of lobes and the design Mach number of the nozzle on the mixing and spreading characteristics will be further discussed.
Visualisation studies have been performed. The schlieren and planar LASER Mie scattering techniques have been used to probe the flow. Instantaneous images were taken at axial planes with the reference conical and ESTS nozzles with three, four, five and six lobes. The nozzles are for design Mach number 2.0 and 2.5. The stagnation chamber pressure was maintained to obtain over expanded, ideally expanded and under expanded flows. LASER scattering was obtained by seeding the flow with water to observe the behaviour of the primary flow. The condensation of moisture due to the cold primary flow mixing with the ambient air was exploited to scatter laser and observe the flow structures in the mixing layer.
A comparison of the images of the reference conical nozzle and the ESTS lobed nozzles shows changes in the mixing layers due to the ESTS lobed nozzles. The image of the reference conical nozzle shows a distinct potential core and mixing layers all along the length of the image. For the ESTS lobed nozzles this distinction becomes unclear shortly after the nozzle exit. Thus mixing of the primary flow and ambient air is seen to be enhanced in the case of all the ESTS lobed nozzles. The flow in the case of the ESTS lobed nozzles if found to be highly non axis symmetric. The starting process of the nozzles has been visualised using time resolved schlieren. Image processing was performed on the nozzles to quantify the spread rate. The shock structure of the nozzles has been studied and found to be modified due to the lobed geometry. The level of convolution of the mixing layer due to the lobed structure has been studied using fractal analysis. The four lobed nozzle was found to have the highest spread rate and th most convoluted shear layer. Hence this nozzle was further studied using background oriented schlieren and particle image velocimetry to quantify the flow field. These experimental results have been compared with CFD simulations using the commercial software CFX5. The computations and experiments don’t match accurately but the trends match. This allows for simulations to be used as a good first approximation. The acoustic properties of a jet are dependent on the flow structure behaviour. The ESTS lobes have been found to change the flow structure. Hence the ESTS lobed nozzle was predicted to change the acoustic signature of the flow. The acoustic measurements of the flow were carried out at National Aerospace Laboratories, Bengaluru. The screech of the overexpanded flow was seen to be eliminated and the overall sound levels were found to have been reduced in all cases. Thus the lobed nozzle was found to have acoustic benefits over the reference conical nozzle.
Thus the ESTS lobed nozzle has been studied and compared with the conical nozzle using several methods. The changes due to the lobed structure have been studied quantitatively. Future studies would focus on the change in thrust due to the lobed structure. Also new geometries have been proposed inspired by the current design but with possible thrust benefits or manufacturing benefits.
|
176 |
Numerické modelování šíření zvuku pomocí diferenčních metod / Numerical simulation of sound propagation by difference methodsProchazková, Zdeňka January 2014 (has links)
The goal of this thesis is to introduce the finite difference method (FDM) adjusted for usage in modeling of sound propagation, and other approaches that are used together with this method. These approaches include selective filtering and time integration using the Runge-Kutta method, which has low computer memory requirements. An important topic in modeling sound propagation are boundary conditions. The thesis examines and verifies several types of boundary conditions. Included in the thesis are solutions to example problems implemented in Matlab.
|
177 |
Untersuchung optischer Verfahren zur gleichzeitigen Messung von Strömungs- und Schallfeldern an aeroakustischen SchalldämpfernHaufe, Daniel 18 December 2015 (has links)
Um Flugzeugtriebwerke und stationäre Gasturbinen schadstoffärmer und leiser zu gestalten, werden effizientere Dämpfer zur Unterdrückung des in der Brennkammer entstehenden Schalls benötigt. Hierfür sollen durchströmte, perforierte Wandauskleidungen eingesetzt werden, die sogenannten Bias-Flow-Liner (BFL). Die Erhöhung der Dämpfungseffizienz von BFL erfordert jedoch ein tiefer gehendes Verständnis der aeroakustischen Dämpfungsmechanismen. Die Analyse der Mechanismen bedarf einer experimentellen Untersuchung des Vektorfeldes der Fluidgeschwindigkeit, die sowohl die Strömungsgeschwindigkeit als auch die Schallschnelle enthält. Zur gleichzeitigen Erfassung beider Größen wird eine berührungslose sowie örtlich und zeitlich hoch aufgelöste Messung der Geschwindigkeit von im Mittel 10 m/s bis 100 m/s bei einer Unsicherheit von maximal 10 mm/s für die Schallschnelleamplitude und einem Dynamikumfang von 1000 bis 10 000 benötigt. Für diese Messung sind optische Verfahren vielversprechend, genügten aber bisher nicht diesen Anforderungen.
Deshalb wurden im ersten Schritt neuartige optische Geschwindigkeitsmessverfahren erstmals bezüglich der Eignung für aeroakustische Untersuchungen am BFL, speziell hinsichtlich der Unsicherheit und des Dynamikumfangs, charakterisiert: der Laser-Doppler-Geschwindigkeitsprofilsensor (LDV-PS), die akustische Particle Image Velocimetry (A-PIV) und die Doppler-Global-Velozimetrie mit Frequenzmodulation (FM-DGV). Aus dem Messunsicherheitsbudget geht für alle Verfahren die turbulente Strömungsfluktuation als dominierender Beitrag zur Unsicherheit für die gemessene Schnelleamplitude hervor, wobei die Unsicherheit durch eine Erhöhung der Messdauer gesenkt werden kann. Für eine Messdauer von 80 s beträgt die mittels FM-DGV erzielte Unsicherheit bei einer mittleren Strömungsgeschwindigkeit von 100 m/s beispielsweise 10 mm/s, woraus ein Dynamikumfang von 10 000 resultiert. Demnach erfüllen die neuartigen Verfahren die Voraussetzungen für die Anwendung am BFL, was im zweiten Schritt experimentell demonstriert wurde. Hierbei wurde zwecks Untersuchung kleiner Strukturen der LDV-PS mit einer feinen Ortsauflösung von minimal 10 µm genutzt.
Ferner wurde die großflächige Erfassung mittels A-PIV zur Untersuchung der Wechselwirkung zwischen den Perforationslöchern eingesetzt und eine spektrale Untersuchung der mittels FM-DGV gemessenen Geschwindigkeit bei einer hohen Messrate von 100 kHz durchgeführt. Im Ergebnis wurden folgende Erkenntnisse zum Dämpfungsverhalten gewonnen: Am BFL tritt eine Interaktion von Strömung und Schall auf, die zu einer Oszillation der Geschwindigkeit mit hoher Amplitude bei der Schallanregungsfrequenz führt. Aus der erstmals durchgeführten Zerlegung der volumetrisch gemessenen Geschwindigkeit in Strömungsgeschwindigkeit und Schallschnelle resultiert, dass die akustisch induzierte oszillierende Geschwindigkeit vorwiegend dem Strömungsfeld zuzuordnen ist. Folglich wurde ein Energietransfer vom Schallfeld ins Strömungsfeld am BFL nachgewiesen, der wegen des sich typischerweise anschließenden Zerfalls von Strömungswirbeln und der finalen Umwandlung in Wärmeenergie zur Dämpfung beiträgt. Zudem wurde mittels spektraler Analyse der Geschwindigkeit ein breitbandiger Energiezuwachs bei tonaler Schallanregung festgestellt, welcher mit der Dämpfungseffizienz korreliert ist. Somit wird die These der primär von der akustisch induzierten Wirbelbildung herrührenden Dämpfung gestützt. Diese mit den neuartigen optischen Messverfahren gewonnenen Erkenntnisse tragen perspektivisch zur Optimierung von BFL hinsichtlich einer hohen Dämpfungseffizienz bei.
|
178 |
Sound propagation from sustainable ground vehicles : from aeroacoustic sources to urban noisePignier, Nicolas January 2015 (has links)
Transportation is the main source of environmental noise in Europe, with an estimated 125 million people affected by excessive noise levels from road traffic, causing a burden of noise related diseases and having a substantial economic impact on society. In order to reduce exposure to high levels of traffic noise, two approaches are the topic of extensive research: preventing sound from propagating from roads and railways using for example noise barriers, and reducing the sources of noise themselves. The second solution, which addresses directly the cause of the problem, requires improved design methods, with a more systematic resort to multi-functional design. Addressing cross-functions simultaneously reduces the number of design iterations and the high cost of prototyping. The work presented in this thesis aims at developing methods that can be used to design quieter vehicle concepts within a multi-functional approach, and is articulated around two main axis of research, aerodynamic sound generation and sound propagation. The first axis aims at performing an aeroacoustic analysis to predict aerodynamic sound sources. A hybrid method is used on the example of a type of submerged air inlet called a NACA duct, where the near-field flow is solved through detached eddy simulation (DES) and where the far-field acoustics is computed using the Ffowcs Williams and Hawkings integral. Results for the flow for various operating conditions are presented and validated against experimental data from the literature, with very good agreement. Far-field acoustic results are shown, exhibiting levels and components that are strongly dependent on the operating conditions. This analysis gives a framework for future aeroacoustic analysis in the project, and sets the path for the development of air inlets with improved aerodynamic and aeroacoustic characteristics. The second axis focuses on the propagation of sound from a given source, moving in an urban environment. An approximate boundary method is presented, which relies on the Kirchhoff approximation applied to the Kirchhoff-Helmholtz integral equation. Using this approximation speeds up the computational time compared to using a regular boundary element method. The resulting expression is extended to account for multiple scattering through consecutive updates of the surface pressures, and for moving sources through the introduction of a retarded time and of a Doppler shift. Validation tests for this method are presented, from simple scatterers to a more realistic configuration, showing good agreement with analytical, experimental and simulated work. / Fordon är den främsta källan till bullerexponering i Europa med uppskattningsvis 125 miljoner människor som är utsatta för höga ljudnivåer från vägtrafik, vilket kan orsaka bullerrelaterade häsloproblem samt har en betydande ekonomisk effekt på samhället. För att minska exponeringen för höga ljudnivåer från fordon, finns det två angreppssätt som båda idag är ämne för omfattande forskning: att förhindra ljudutbredning från vägar och järnvägar (till exempel med hjälp av bullerskydd), samt att minska ljudnivån från olika bullerkällor. Den sistnämnda, som direkt riktar sig till problemets orsak, kräver förbättrade designmetoder med mer systematisk användning av multifunktionell design. Att hantera flera funktioner hos fordonet samtidigt minskar antalet designiterationer och den höga kostnaden för prototyper. Arbetet som presenteras i denna avhandling syftar till att utveckla metoder som kan användas för att utforma tystare fordonskoncept inom ramen för en multifunktionell strategi och fokuserar på två spår i forskningen: aerodynamisk ljudalstring och ljudutbredning från rörliga källor. Det första spåret i forskningen syftar till att utföra en aeroakustisk undersökning för att modellera aerodynamiska ljudkällor. En hybridmetod tillämpas på ett typ av nedsänkt luftintag, kallat NACA-intag, där källområdet i strömningen löses genom detached eddy simulation (DES) och akustiken i fjärrfältet beräknas enligt Ffowcs Williams och Hawkings integral. Resultat för strömningen för olika driftförhållanden presenteras och valideras mot experimentella data från litteraturen, med mycket god överensstämmelse. Resultat för det akustika fjärrfältet visas, vilket uppvisar nivåer och komponenter som är starkt beroende av driftförhållandena. Denna analys ger en ram för kommande analyser av aeroakustik inom projektet och visar vägen för utvecklingen av luftintag med förbättrade aerodynamiska och aeroakustika egenskaper. Det andra spåret i forskningsprojektet är inriktat på ljudets utbredning från en given källa som rör sig i en urban miljö. En approximativ randvärdesmetod presenteras som bygger på Kirchhoff approximation tillämpad på Kirchhoff-Helmholtz integralekvation. Med hjälp av denna approximation minskas beräkningstiden jämfort med vanlig boundary element method (BEM). Modellen utvecklas sedan för att kunna hantera flera reflektioner genom att det akustiska trycket på ytorna uppdateras för varje reflektion samt för att kunna hantera rörliga källor genom att introducera tidsfördröjningar och Dopplerförskjutning. Validering för denna modell presenteras, från enkla spridare till en mer realistisk urban konfiguration, som visar god överensstämmelse med analytiskt, experimentellt och simulerat data. / <p>QC 20151002</p>
|
179 |
Étude du rayonnement acoustique d'instabilités hydrodynamiques de jets double-flux par les équations de stabilité parabolisées (PSE) / Acoustics of hydrodynamic instabilities in dual-stream jets using parabolized stability equations (PSE)Léon, Olivier 19 October 2012 (has links)
Dans le but de réduire le bruit de jet, source principale de nuisance sonore au décollage d'un avion, une compréhension fine des mécanismes aéroacoustiques mis en jeu est nécessaire. Les structures cohérentes de grande échelle se développant dans la couche de mélange d'un jet semblent responsables d'une part importante du bruit observé en champ lointain, surtout dans les basses fréquences. Une approche permettant d'étudier ces structures turbulentes est fournie par la théorie de stabilité, notamment au moyen des équations de stabilité parabolisées (PSE). L'étude de ces ondes d'instabilité est alors complémentaire d'autres approches (LES ou expériences), puisqu'elle permet de mettre en évidence la nature et la dynamique de ces structures, également présentes dans les résultats de simulations ou de mesures.Au cours de ces travaux de thèse, nous nous sommes intéressés aux structures cohérentes se développant dans des jets à double flux étudiés au cours du projet européen CoJeN (Coaxial Jet Noise). En particulier, nous avons exploité une base de données issues de mesures de fluctuations de pression réalisées en champ proche et en champ lointain de ces jets. Nous avons alors pu comparer les résultats de notre modélisation PSE à ces mesures en périphérie immédiate du jet, confirmant ainsi la pertinence d’un tel modèle, même dans des configurations aussi complexes. De plus, le calcul du rayonnement acoustique en champ lointain engendré par les fluctuations de pression modélisées nous a permis de faire des comparaisons directes avec les niveaux et les directivités mesurés. Nous avons ainsi pu mettre en évidence quantitativement la contribution de ces structures turbulentes de grande échelle au bruit total rayonné par le jet. / Increasingly stringent aircraft noise regulations require the development of innovative noise reduction strategies. Jet noise is a dominant acoustic component during take-off and a fine understanding of the underlying aeroacoustics mechanisms is then necessary. Large-scale coherent structures that develop in the mixing layer of jets appear to be the dominant acoustic source responsible for the lowfrequency far-field noise observed at low emission angles. A stability analysis based on the parabolized stability equations (PSE) is a suitable tool for studying these coherent structures, revealing the nature and the dynamics of the fluctuations obtained by simulations or experiments. The present work is focused on coherent structures developing in the two mixing layers of dualstream jets studied in the course of the European project CoJeN (Coaxial Jet Noise). In particular, pressure fluctuations measurements acquired in the near and far fields of two coaxial jets have been thoroughly analyzed. A direct comparison of these experimental results with linear PSE calculations has been performed in the vicinity of the jets, referred to as the linear-hydrodynamic region, confirming the relevance of the approach even in such complex industrial configurations. Furthermore, the acoustic projection to the far-field of the wavepackets issued by this model and calibrated in the near-field allows a direct comparison of the acoustic levels and directivity with far field sound measurements. A quantitative assessment of the contribution of the instability waves to the total jet noise measured has therefore been obtained.
|
180 |
Adaptation des méthodes et outils aéroacoustiques pour les jets en interaction dans le cadre des lanceurs spatiaux. / Adaptation of aeroacoustic methods and tools for interacting jets in the context of space launchersLangenais, Adrien 07 February 2019 (has links)
Lors d’un lancement spatial, le bruit des jets supersoniques chauds, générés par les moteurs-fusées au décollage et en interaction avec le pas de tir, est dommageable pour le lanceur et en particulier sa charge utile. Par conséquent, les acteurs du spatial cherchent à renforcer leur compréhension et leur maîtrise de cette ambiance acoustique, entre autres grâce à des méthodes et outils numériques. Toutefois, ils ne disposent pas d’une approche numérique globale capable de prendre en compte simultanément la génération fidèle du bruit, la propagation acoustique non-linéaire, les effets d’installation complexes et les géométries réalistes, pourtant inhérents aux applications spatiales. Dans cette optique, cette étude consiste à mettre en place et valider une méthodologie de simulation numérique par couplage fort Navier-Stokes − Euler, puis à l’appliquer à des cas réalistes de bruit de jet supersonique. L’objectif est d’affiner les capacités de prévision et de contribuer à la compréhension des mécanismes de génération de bruit dans de tels jets. Le solveur Navier-Stokes repose sur une méthode LES sur maillage non-structuré et le solveur acoustique sur une méthode de Galerkine discontinue d’ordre élevé sur maillage non-structuré. La méthodologie est tout d’abord évaluée sur des cas académiques visant à valider la simulation par couplage fort. Après des calculs préliminaires, la méthodologie est appliquée à la simulation du bruit d’un jet libre supersonique à Mach 3.1. Une méthode de déclenchement géométrique de la turbulence est implémentée sous la forme d’une marche à la paroi de la tuyère. La simulation aboutit à des estimations du bruit très proches des mesures réalisées au banc MARTEL et met en évidence des effets non-linéaires significatifs ainsi qu’un mécanisme singulier de rayonnement des ondes de Mach. Dans une démarche de progression vers des cas toujours plus réalistes, l’ensemble de l’approche numérique est finalement adaptée avec succès à la simulation du bruit d’un jet en présence d’un carneau. À terme, elle pourra être étendue à des configurations multi-jets réactifs, avec injection d’eau, voire à l’échelle 1. / During a space launch, the noise from hot supersonic jets, generated by rocket engines at liftoff and interacting with the launch pad, is harmful to the launcher and in particular its payload. Consequently, space actors are seeking to strengthen their understanding and control of this acoustic environment through numerical methods and tools, among the others. However, they do not dispose of a comprehensive numerical strategy that can simultaneously take into account accurate noise generation, nonlinear acoustic propagation, complex installation effects and realistic geometries, which are inherent to space applications. For this purpose, the present study consists in setting up and validating a numerical simulation methodology using a Navier-Stokes − Euler two-way coupling approach, then applying it to realistic cases of supersonic jet noise in order to improve prediction capabilities and contribute to the understanding of the noise generation mechanisms in such jets. The Navier-Stokes solver is based on an LES method on unstructured mesh and the acoustic solver on a high-order discontinuous Galerkin method on unstructured mesh. The methodology is first assessed on academic cases to validate the use of the two-way coupling. After preliminary computations, the methodology is applied to the simulation of the noise from a supersonic free jet at Mach 3.1. A geometric turbulence tripping method is implemented via a step at the nozzle wall. The computation leads to noise predictions very close to the experimental measurements performed at the MARTEL test bench and highlights significant nonlinear effects as well as a quite particular Mach waves radiation mechanism. Targeting even more realistic cases, the entire numerical approach is finally successfully adapted to the simulation of the noise from a supersonic jet configuration including a flame trench. In the future, it may be extended to configurations with clustered reactive jets, water injection devices or even at full scale.
|
Page generated in 0.0988 seconds