基于高阶逆风格式的直升机旋翼流场及高速脉冲噪声模拟
为改进二阶中心差分格式导致较大尾迹数值耗散的不足，本文将三阶逆风格式(MUSCL)与通量差分裂方法相结合，建立了基于N-S 方程和运动嵌套网格技术的旋翼流场求解方法。该方法无需添加人工粘性，因而可有效减少尾迹数值耗散。基于上述方法，计算了旋翼悬停和前飞非定常流场的桨叶表面压力分布，并与二阶中心差分相比较，表明逆风格式在减少尾迹数值耗散方面的优势。在流场求解的基础上，提出了一种谐波展开分析方法用于远场噪声的求解，并得出Kirchhoff 公式中被积函数的解析表达式，可简化插值方法并提高插值效率和精度。应用该方法对UH-1H 模型旋翼跨音速流场的高速脉冲噪声进行了模拟，计算结果与实验数据吻合良好。
直升机 旋翼流场 高速脉冲噪声 跨音速流场 噪声模拟
招启军 徐国华
南京航空航天大学
国内会议
四川宜宾
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2004-08-10（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）