利用建筑 - 立方体方法登陆齿轮空气动力学噪声预测gydF4y2Ba

抽象的gydF4y2Ba

采用建筑立方体法(Building-Cube method, BCM)建立了起落架噪声预测方法。BCM是一种多块结构的笛卡尔网格流动求解器，旨在实现实际的大规模计算。计算域由各种大小的构建块的组合组成，其中小块用于捕获详细的流特征。由于采用了笛卡尔网格，使得复杂几何图形的网格生成简单、快速。采用不可压缩Navier-Stokes流场求解器和基于空气声学模拟的Curle方程相结合的方法对机身噪声进行了预测。本文引入非紧形式的柯尔方程来预测流体中物体发出的声。将该方法应用到JAXA起落架评估几何模型中，研究了细节部件对流动和气动噪声的影响。讨论了转矩连杆位置和轮盖几何形状的变化对其影响。该方法与实验结果吻合较好，证明了复杂分量与远场噪声的差值估计。结果还表明，转矩连杆位置对两轮间轴区流动加速度的影响较大，从而导致观察点处的声压级发生变化。gydF4y2Ba

1.介绍gydF4y2Ba

伟大的进展在计算流体动力学（CFD）已取得在过去几十年里，与时下它在设计和分析飞机发展的重要作用。对于商用飞行器开发新兴的问题是如何降低高升力装置和起落架的机身噪音。CFD已被广泛用于预测周围高升力装置的流动，以减少空气动力噪音，而CFD的起落架的应用仍然有限[gydF4y2Ba1gydF4y2Ba- - - - - -gydF4y2Ba6gydF4y2Ba]。着陆齿轮由许多诈唬组件构成，因此噪声源不是奇异的，但许多并且因此复杂。为了预测真实着陆齿轮几何的噪声精确地，所有组件都需要在计算中建模以处理所有的相互作用效果。日本航空航天勘探机构（JAXA）开发了一种研究着陆齿轮模型，具有基于当前两轮着陆装置的详细组件，以通过实验和数值分析来了解噪声产生机制。该模型，着陆齿轮评估几何模型（腿），即使用销，管和空腔也包括所有部件，如图所示gydF4y2Ba1gydF4y2Ba［gydF4y2Ba4gydF4y2Ba- - - - - -gydF4y2Ba6gydF4y2Ba]。为了分析着陆齿轮的流动和声场，需要对这些复杂几何形状的计算能力和高并行化性能。gydF4y2Ba

为了满足这些需求，提出了一种块结构笛卡尔网格求解方法(Building-Cube Method, BCM) [gydF4y2Ba7gydF4y2Ba- - - - - -gydF4y2Ba13.gydF4y2Ba]。在BCM中，三维流场分为称为“立方体”的各种大小的长方体，并且立方体被细分为称为“小区”等间隔的笛卡尔网格。由于根据本地立方体尺寸确定网格分辨率，可以实现靠近主体附近的细网格和远离主体的粗网格。由于每个立方体的均匀计算负载，预计即使使用大量的处理器也可以实现高并行性能。由于BCM是一种基于笛卡尔的网格，因此可以轻松且瞬间啮合如带微小部件的复杂几何形状[gydF4y2Ba7gydF4y2Ba，gydF4y2Ba13.gydF4y2Ba]。gydF4y2Ba

可压缩Navier-Stokes方程代表声波的传播，因此我们可以直接计算出理论上的空气动力学声音。然而，因为这种传播是一个非常微小的压力波动，所以需要大量的网格来计算，因此它不是一种实用的方法。因此，我们采用本研究采用空气动力学/声学分裂方法。体表面上的压力由BCM的不可压缩的Navier-Stokes流动求解器计算，然后通过柔滑的方程估计远场声级[gydF4y2Ba14.gydF4y2Ba]。在我们以前的结果中，估计着陆齿轮的远场噪声，但观察到SPL的差异很大[gydF4y2Ba7gydF4y2Ba]。在本文中，对于远场噪声预测，采用了不兼容的曲线方程形式，以便能够处理声学上非紧凑的物体。使用圆筒罩进行验证该方法以估计远场声级。然后将本方法应用于JAXA的着陆齿轮模型，腿几何。几何形状由许多细节组件组成：主缸（支柱），中心活塞，轴，刹车片，制动盘，带冷却孔的轮帽等。该研究的目的之一是通过与实验数据进行比较来评估非紧凑形式的墨铃状物方程对着陆齿轮噪声的有用性。另一个是研究扭矩链接位置和轮帽形状对局部流动特征的影响以及远场空气动力学噪声。通过计算分析，讨论了本发明方法对机机噪声估计的有用性。gydF4y2Ba

2.数值方法gydF4y2Ba

2．1.分割方法gydF4y2Ba

气动声学分析主要有两种方法:直接法和分裂法。在本文中，我们采用后者，因为它特别适用于低马赫数流。采用非定常流场模拟方法对其流场进行了分析，并用声学模拟方法计算了其声传播。采用三维不可压流动求解器作为流动求解器，采用柯尔方程作为气动声学模拟。首先，利用BCM流量求解器计算机体表面的压力波动。在表面压力随时间变化的基础上，利用Curle方程得到了远场声压级。gydF4y2Ba

2.2。流程分析gydF4y2Ba

BCM基于同等间隔的笛卡尔网格的多块结构，以在空间高阶解决方案算法中实现网格生成的简单性，以及在后处理中。笛卡尔网格简单起见的这些特征适用于流量计算的所有阶段，并减轻每个节点的内存要求。这些因素对预期近期高性能计算机的大规模计算变得更加重要。计算网格由许多长方体组成，该长方体包括等间隔的笛卡尔网格，如图所示gydF4y2Ba2gydF4y2Ba．它显示了Naca0012翼型周围的立方体和细胞分布。这些长方体在图中gydF4y2Ba2(一个)gydF4y2Ba在Figure ?中，每个立方体中的笛卡尔网格称为“cell”gydF4y2Ba2 (b)gydF4y2Ba．由于在所有立方体中的网格点的数量完全相同，而无论多维数据集大小，都可以完成高行效率，因为基于立方体，计算并行化。网格分辨率由每个立方体尺寸控制，因此立方体的几何尺寸变大，因为从壁边界的距离增加。在本方法中，体表近似为简单性的阶梯表示。为了提高本地网格分辨率，可以细分所选多维数据集。gydF4y2Ba

本求解器的控制方程为不可压缩Navier-Stokes方程:gydF4y2Ba 在空间精度方面采用了交错排列的有限差分格式。在本文中，对流项采用基于三阶迎风格式的Kawamura-Kuwahara格式离散[gydF4y2Ba15.gydF4y2Ba]。压力项采用Red-Black SOR方法求解，扩散项采用二阶中心差分格式离散。时间积分采用分式步长法，时间速度场采用二阶Adams-Bashforth显式法求解[gydF4y2Ba12.gydF4y2Ba]。为了兼顾计算效率和精度，数据交换采用简单的线性插值方法。高阶插值保持了计算精度和质量守恒;但是，这会降低计算效率，增加内存占用。因此，在本文的计算中，最小的立方体被分配到身体周围和尾迹区域，以减小不同尺寸的立方体之间的线性插值的影响。gydF4y2Ba

２.３.声学分析gydF4y2Ba

关于航空声学产生的一般理论是由莱特希尔在1952年提出的[gydF4y2Ba16.gydF4y2Ba]。Lighthill将Navier-Stokes方程和连续性方程转化成一个精确的非均匀波动方程，其中源项只考虑湍流区域。表示声音在静态流体中的传播的莱特希尔方程描述如下:gydF4y2Ba 等式意味着气动声噪声由静态流体中的四极源产生。Lightilill方程不考虑流动中的物体存在。墨水显示，在物体表面的湍流和偶极源处由四极孔源产生声源，并导致以下等式：gydF4y2Ba 通过灯塔方程的改造来形成柔滑的等式，形成精确的整体方程。然而，由于它需要计算卷集成和空间导数，因此等式不易解决。可以通过假设低速流程来简化曲线的等式。第一个术语（gydF4y2Ba3.gydF4y2Ba)可以忽略，因为这一项的大小是马赫数的平方。将空间导数转化为时间微分，方程表示为:gydF4y2Ba 这种紧凑形式的柯尔方程意味着观测点来自物体的声压是通过表面压力波动来计算的。当满足声紧条件时，该方程是有效的。紧凑型的条件是声音波长相对于物体的特征长度要长得多，而且声音观测点相对于声音波长距离物体足够远。在本研究中，引入柯尔方程的非紧致形式来处理声学紧致不满足的声场gydF4y2Ba 方程中声源位置不是奇异的，不像(gydF4y2Ba4gydF4y2Ba)。本研究将该方程命名为非紧致Curle’s方程，而(gydF4y2Ba5gydF4y2Ba)被命名为紧凑柯尔方程的区别。为了测量观测点的声压级，采用快速傅里叶变换(FFT)将Curle方程计算得到的压力波动转化为频域的波动。代入式:gydF4y2Ba 这里，gydF4y2Ba声压波动的有效值是用FFT计算出来的吗gydF4y2Ba空气中的参考声压，其值是多少gydF4y2Ba(Pa)。gydF4y2Ba

3.圆柱gydF4y2Ba

3.1。计算条件gydF4y2Ba

以圆柱体为例，验证了基于BCM气动/声分裂方法和Curle方法的气动噪声预测。BCM基于圆柱体直径进行网格划分gydF4y2Ba(0.04?m)在计算域生成，如图所示gydF4y2Ba3.gydF4y2Ba．计算域大小是gydF4y2Ba，气缸高度是gydF4y2Ba(0.5 ?)。最小网格间距为gydF4y2Ba，细胞总数达到1亿。侧面视图中的多维数据集分配如图所示gydF4y2Ba3 (b)gydF4y2Ba，在圆柱体后面使用更精细的多维数据集以在唤醒区域分配高分辨率网格。雷诺数是gydF4y2Ba基于汽缸直径，均匀的流速为7.5？M / s，观察点是gydF4y2Ba(1.0?m)距气缸。下游边界条件采用索姆费尔德边界条件，以防止压力波在边界处的非物理反射。在FFT计算中，采样频率为1280 ?Hz(无量纲频率为6.3)，频率分辨率为2.5?Hz(无量纲频率为0.133)。FFT长度为512,FFT平均值为10倍，重叠率为50%。计算中使用的参数如表所示gydF4y2Ba1gydF4y2Ba．gydF4y2Ba

3.2。结果gydF4y2Ba

将SPL的计算结果与实验数据进行了比较[gydF4y2Ba17.gydF4y2Ba，如图所示gydF4y2Ba4gydF4y2Ba．Compact Curle等式的结果（gydF4y2Ba2gydF4y2Ba)和非紧致柯尔方程(gydF4y2Ba3.gydF4y2Ba)以作比较。粗线由非紧致Curle方程计算，点线由紧致Curle方程计算，圆为实验结果，细线由[gydF4y2Ba17.gydF4y2Ba]使用紧凑型墨水方程式。非紧凑型墨水方程的光谱通常与紧凑型墨水方程和实验相匹配。然而，与实验相比，第一峰的SEC要高得多。这是因为非紧凑的墨水的等式考虑近场压力波动（伪声波）。同时，针对实验结果去除伪声波的效果。在实验的第一个峰的RAW SPL为51.7？DB，然后与非紧凑率的差异变为4ΩdB（通过第一个峰值的非紧凑次SPL）变为4？DB）。验证了本分裂方法的有用性，尽管紧凑型和非紧凑的墨水的等式之间的差异对于汽缸的情况很小。gydF4y2Ba

4.腿模型gydF4y2Ba

4．1.计算条件gydF4y2Ba

简化的腿模型用于模拟以了解轴区域流动和远场噪声的影响。如图所示gydF4y2Ba5gydF4y2Ba，简化的LEG几何结构由一个主缸(支柱)，一个中心活塞，一个扭矩连杆，轴和制动部件，和两个车轮组成。简化的LEG模型没有其他主要部件，如图中所示的门、侧撑和空腔gydF4y2Ba1gydF4y2Ba．扭矩连杆位置是可变的，因此扭矩链接可以在支柱前面附接，在支柱后面（图gydF4y2Ba5(一个)gydF4y2Ba)，甚至删除(图gydF4y2Ba5 (b)gydF4y2Ba)来评估扭矩链对流场和气动噪声的影响。此外，还准备了两种类型的轮盖:密封式轮盖(图gydF4y2Ba5 (b)gydF4y2Ba)和盖上的泪痕状冷却孔(图gydF4y2Ba5(一个)gydF4y2Ba)。冷却孔穿透轮盖，使得轮内存在微小的流道。通过改变扭矩连杆的位置和改变轮盖的几何形状，对这六种构型进行了计算，如表所示gydF4y2Ba2gydF4y2Ba．表中的每个名称意味着[gydF4y2Ba扭力臂位置gydF4y2Ba) _ (gydF4y2Ba轮盖类型gydF4y2Ba]。BACK_TEAR几何形状是扭矩连杆向后连接在支柱(BACK)和轮盖撕裂形冷却孔类型(TEAR)如图所示gydF4y2Ba5(一个)gydF4y2Ba．gydF4y2Ba

基于车轮直径的BCM网格gydF4y2Ba（0.4μm）为六个腿几何形状产生。计算域大小是gydF4y2Ba，腿几何形状连接到滑动墙，如图所示gydF4y2Ba6(一)gydF4y2Ba．数字gydF4y2Ba6（b）gydF4y2Ba显示了模型的几个横截面，其中计算的流场比较。侧面视图中的多维数据集分配如图所示gydF4y2Ba7（a）gydF4y2Ba．细分的多维数据集在唤醒区域分配以提高网格分辨率。轮子区域周围的壁立方体也被精制如图所示gydF4y2Ba7（b）gydF4y2Ba．采用阶梯表示的整个表面单元如图所示gydF4y2Ba7（c）gydF4y2Ba．轮上的冷却孔用最小网格间距充分表示gydF4y2Ba（基于车轮直径）如图所示gydF4y2Ba7（d）gydF4y2Ba．单元总数约9000万个，流量计算在NEC SX-9 16 cpu的矢量并行超级计算机上进行。根据车轮直径计算，雷诺数为149万gydF4y2Ba，均匀的流速为54.4？m / s，观察点是gydF4y2Ba下面的模型。在FFT计算中，采样频率为10?kHz(无量纲频率为75)，频率分辨率为20?Hz(无量纲频率为0.147)。另一设置与缸套相同:FFT长度512,FFT平均10次，重叠50%。表格gydF4y2Ba3.gydF4y2Ba总结了计算条件。gydF4y2Ba

4.2。腿带落后扭矩链接配置gydF4y2Ba

对比采用带后扭矩连杆和冷却孔轮盖的LEG配置(BACK_TEAR)。两段自由流方向的平均速度分量(gydF4y2Ba和gydF4y2Ba）如图所示gydF4y2Ba8gydF4y2Ba．数字gydF4y2Ba8（a）gydF4y2Ba显示了在起落架中心的流场，并观察到与轴的分离。几何形状是颠倒的，但结果与村山的PIV测量数据和计算结果比较吻合[gydF4y2Ba6gydF4y2Ba]在图中gydF4y2Ba9（a）gydF4y2Ba．数字gydF4y2Ba8（b）gydF4y2Ba显示近轴区域的速度场。观察了由于中心缸和转矩连杆的存在而引起的流动加速度。流场与PIV数据和计算相似;然而，与参考计算相比，加速度区域更大。gydF4y2Ba

窄带声压级频谱以及转换到1/3倍频带(实验尺度)的频谱如图所示gydF4y2Ba10.gydF4y2Ba．附图包括基于紧凑且非紧凑的曲线方程式的数值结果，以及实验结果。与实验相比，基于紧凑型墨盒的方程的SPL显示为10？DB差异，与前一个结果相比[gydF4y2Ba7gydF4y2Ba]。通过施加非紧凑的墨水的方程，200到3,000 [Hz]频率范围之间的SPL值很大，并且这些值与实验数据密切合法。在较高频率范围内的本计算中示出了SPL的急剧下降。对于在整个频域中的更准确的预测，需要解决问题，但这可能是由于缺乏网格分辨率而引起的。由于在计算中不考虑背景噪声，因此与实验相比，较低频率范围的SAP较小。gydF4y2Ba

4．3．OASPL六腿配置gydF4y2Ba

为了比较六种LEG配置的噪声水平，本节将计算总体声压级(OASPL)。OASPL的计算方法是对频谱的功率进行积分，如下所示:gydF4y2Ba 在本研究中，频率的积分范围为220 - 3500 [Hz]，因为该范围与前一节的实验比较吻合。gydF4y2Ba

腿部配置的计算和实验OASPL值如图所示gydF4y2Ba11.gydF4y2Ba．通过实验检查了六种配置中的四种，而所有六种配置通过本计算评估。在实验结果中，扭矩连杆位置高度影响OASPL。当位置在活塞后面时，观察到更高的OASPL值。最嘈杂的配置是实验中的返回_seal。计算结果表明，OASPL的趋势与实验的定性协议;back_seal是最罕见的，第二个是四个的返回。从计算结果，当扭矩连杆位置在活塞后面或从几何形状与密封轮盖一起移除时，OASPL值往往很高。另一方面，当扭矩连杆在活塞的前方抵靠流量时，无论车轮帽类型都几乎相同：密封或撕孔。这表明扭矩链路位置极大地影响着陆齿轮的远场空气动力学噪声，因为其存在大大改变了流动特性。gydF4y2Ba

表面声压波动(SPgydF4y2Ba_rmsgydF4y2Ba）通过非紧凑的Curle方程形式计算。由于墨曲线的方程转换到观察点的噪声，因此表面具有较大的SPgydF4y2Ba_rmsgydF4y2Ba对噪声的贡献更大。图中绘制了四种构型(BACK_SEAL, BACK_TEAR, FRONT_TEAR, NO_TEAR)的表面声压波动gydF4y2Ba12.gydF4y2Ba．据观察，上部轮（朝向起落架的根目录）的一个部分示出了更高的值。BACK_SEAL，BACK_TEAR，和NO_TEAR的外观几乎是相同的，而NO_TEAR的值略低。大差异是FRONT_TEAR几何观察值较高的区域转移和值变弱。该差由扭矩链接位置导致在前面被连接。gydF4y2Ba

4.4。扭矩连杆位置的影响gydF4y2Ba

如前一部分所讨论的，前转矩链路位置影响流场并与后向扭矩链路位置相比减小噪声。轴上的表面声压波动和Back_tear和Front_tear的波动如图所示gydF4y2Ba13.gydF4y2Ba．在轴（朝向观察点）下方观察到差异，以及主缸和活塞之间的连接。除了这些区域之外，上轮区域的差异如图所示gydF4y2Ba12.gydF4y2Ba导致两个几何的OASPL差异。gydF4y2Ba

使用前进/后退和没有扭矩链路的三个腿配置来研究扭矩链路位置的效果：Back_tear，Front_tear，No_tear。数据gydF4y2Ba14.gydF4y2Ba- - - - - -gydF4y2Ba16.gydF4y2Ba示出了在不同的横截面的三种配置的平均速度分量。时间平均的速度分量在gydF4y2Ba剖面显示主缸的大型速度差和用于逆仪和Front_tear的活塞，如图所示gydF4y2Ba14.gydF4y2Ba．车轮角（边缘）的流动朝向返回齿轮根部加速，而Front_tear的加速度较弱。这导致图中声压波动的差异gydF4y2Ba12.gydF4y2Ba，以及图中的OASPLgydF4y2Ba11.gydF4y2Ba．数字gydF4y2Ba15.gydF4y2Ba显示了这三种几何图形在gydF4y2Ba由于转矩连杆的存在。这种变化出现在支杆前(分离区)和支杆后(尾迹区)。在BACK_TEAR结构中，反向扭矩链引起气流循环，气流在尾迹中转向起落架根部。数字gydF4y2Ba16.gydF4y2Ba示出了车轮和活塞之间的速度在BACK_TEAR和NO_TEAR配置加速。在另一方面，在FRONT_TEAR加速度较弱，因为前向附扭矩链路的存在防止了朝向自由流方向的流动，并且还沿垂直方向（与气缸一起）。gydF4y2Ba

当扭矩链是向前连接(对流动)，流动通过两个车轮在轴区域不是很大的加速。当转矩杆附在气缸后面或将转矩杆拆下时，两轮之间的流量大大加快，造成观测点表面压力波动大，噪声增大。gydF4y2Ba

4.5。轮盖几何形状的影响gydF4y2Ba

本节讨论了轮帽几何形状的影响。使用密封轮（Back_Seal）和腿部几何形状的腿几何形状用于与撕裂式冷却孔（Back_tear）进行比较。数字gydF4y2Ba17.gydF4y2Ba表示水平方向上的平均速度分量gydF4y2Ba．在BACK_TEAR配置中，流动通过冷却孔从车轮内部诱导到车轮外部，而在BACK_SEAL配置中没有流动通过密封的车轮盖。数据gydF4y2Ba18.gydF4y2Ba和gydF4y2Ba19.gydF4y2Ba显示不同横截面的两个几何形状的平均速度分量。流场的差异相对较小。观察到轴区域前部的流动朝向两种配置进入车轮磁盘空间，如图所示gydF4y2Ba18 (b)gydF4y2Ba和gydF4y2Ba19 (b)gydF4y2Ba．差异显示在轴的后部。如已经描述的，从滚轮内部的流动诱导到车轮的外部，因此流动不会返回后轴区域。另一方面，在Back_Seal中，流程类似地在前面的车轮磁盘区域内部，但流量通过磁盘空间，最后返回到后轴区域，如图所示gydF4y2Ba18 (b)gydF4y2Ba和gydF4y2Ba19 (b)gydF4y2Ba．由于密封帽，流动只通过车轮的内部部分，这导致在自由流方向的流动轻微加速如图所示gydF4y2Ba(18日)gydF4y2Ba和gydF4y2Ba(19日)gydF4y2Ba．这可能是back_seal显示与back_tear相比较大的OASPL值。gydF4y2Ba

在无扭矩连杆的几何形状中，密封轮盖(NO_SEAL)的OASPL高于带冷却孔的轮盖(NO_TEAR)。数字gydF4y2Ba20.gydF4y2Ba给出了NO_TEAR和NO_SEAL在gydF4y2Ba部分。车轮（制动盘区域）内的内部流类似于其中用于NO_TEAR配置观察从车轮到外部内部通过孔诱导流动，但流程返回到后轴区域与向后扭矩链路，几何对于NO_BACK如图gydF4y2Ba20 (b)gydF4y2Ba．在NO_SEAL处，由于不存在通过密封盖的诱导流，所以在轮外循环流动，但在自由流方向上的速度几乎相同。在这种情况下，在轴区域的流动加速度类似于两种几何形状，但OASPL级别是不同的轮盖类型。gydF4y2Ba

轮帽由于诱导流过冷却孔而影响诸如制动盘的内轮部件的局部流动;然而，对噪音的贡献非常复杂。利用诱导流量与其他组件的相互作用确定远场噪声。gydF4y2Ba

5.结论gydF4y2Ba

本文提出了一种基于笛卡儿网格不可压流求解和非紧致Curle方程的气动/声分裂方法来评估起落架的远场噪声。本文首先在圆柱壳上进行了验证，用非紧致形式计算的Curle方程与实验结果定性一致。然后将该方法应用于JAXA起落架模型，评估扭矩连杆位置和轮盖类型的影响。反扭矩连杆和冷却孔盖结构的流场速度分量与实验和计算结果基本一致。由于引入了非紧致形式的Curle方程，计算得到的声压级与实验结果吻合得很好，而以往观测到的声压级与实验结果有很大的出入。并将OASPL值与实验值进行了比较，定性地捕捉了不同几何形状下的OASPL变化趋势。对比了不同LEG构型的速度分量，结果表明，扭矩连杆位置对两轮间轴区和尾迹区流动特性有较大影响。在前进位置时的扭矩链接防止车轮之间的流动加速，这减少了远场噪音。当车轮盖上有冷却孔时，观察到车轮内部通过冷却孔向外部诱导的流动。另一方面，当轮盖被密封时，车轮内部的流动通过制动盘空间的内部组件，最终回到轴区后方。 The contribution of the wheel cap itself to the far field noise was difficult to assess as there was also interaction of the induced flow with other components. The present approach was proved to be effective in evaluating the effects of tiny detailed components attached to landing gear for the purpose of far-field aerodynamic noise prediction. Because the flows and aerodynamic noises of a landing gear are quite affected by the detail components and their interactions, a detailed model is required in future simulations and evaluations of low noise components and devices.

命名法gydF4y2Ba

BCM:gydF4y2Ba	Building-Cube方法gydF4y2Ba
：gydF4y2Ba	声速gydF4y2Ba
：gydF4y2Ba	特征长度gydF4y2Ba
：gydF4y2Ba	指数坐标gydF4y2Ba
：gydF4y2Ba	《的应力张量gydF4y2Ba
腿:gydF4y2Ba	JAXA着陆齿轮评估几何模型gydF4y2Ba
OASPL：gydF4y2Ba	总声压级gydF4y2Ba
：gydF4y2Ba	身体表面的静压gydF4y2Ba
：gydF4y2Ba	参考空气中的声压gydF4y2Ba
：gydF4y2Ba	声压波动gydF4y2Ba
：gydF4y2Ba	有效的声压gydF4y2Ba
：gydF4y2Ba	观测点距离gydF4y2Ba
：gydF4y2Ba	雷诺数gydF4y2Ba
：gydF4y2Ba	表面gydF4y2Ba
SPL:gydF4y2Ba	声压级gydF4y2Ba
SP.gydF4y2BarmsgydF4y2Ba：gydF4y2Ba	声压波动gydF4y2Ba
：gydF4y2Ba	时间gydF4y2Ba
：gydF4y2Ba	速度矢量gydF4y2Ba
：gydF4y2Ba	声音观测点坐标gydF4y2Ba
：gydF4y2Ba	声源点的坐标gydF4y2Ba
：gydF4y2Ba	体积gydF4y2Ba
：gydF4y2Ba	密度。gydF4y2Ba

致谢gydF4y2Ba

作者衷心感谢日本宇宙航空研究开发机构的M. Murayama博士、T. Imamura博士和K. Yamamoto博士，因为他们为我们提供了LEG模型和实验数据。本文的计算由东北大学网络科学中心的NEC SX-9进行。本工作得到了jsp KAKENHI 21226018的支持。gydF4y2Ba

参考gydF4y2Ba

1. a .基廷，P. Dethioux, R. Satti等，“前起落架的计算气动声学验证和分析”gydF4y2Ba第十五届AIAA/CEAS航空声学会议论文集gydF4y2Ba, 2009年5月。gydF4y2Ba视图:gydF4y2Ba谷歌学术gydF4y2Ba
2. D. P. Lockard，M. M.Choudhari，M. R. Khorrami等，“具有亚临界间距的串联气缸的空气声仿真”gydF4y2Ba第14届AIAA / CEAS气动声学会议论文集gydF4y2Ba,2008年5月。gydF4y2Ba视图:gydF4y2Ba谷歌学术gydF4y2Ba
3. P. R.斯帕拉特，M. L.舒尔，M. K. Strelets，和A. K. Travin，“再版:对基本起落架噪声预测”，载gydF4y2Ba飞机噪声预测的计算空气声学研讨会论文集gydF4y2Ba，卷。1，pp。283-292,2010。gydF4y2Ba视图:gydF4y2Ba出版商网站gydF4y2Ba|gydF4y2Ba谷歌学术gydF4y2Ba
4. T. Imamura，T. Hirai，K.Amemiya，Y. Yokokawa，S. Enomoto和K. Yamamoto，“一个双轮着陆装备的空气动力和机动气动模拟”gydF4y2Ba飞机噪声预测的计算空气声学研讨会论文集gydF4y2Ba，pp。2010年3月293-302。gydF4y2Ba视图:gydF4y2Ba出版商网站gydF4y2Ba|gydF4y2Ba谷歌学术gydF4y2Ba
5. Y. Yokokawa, T. Imamura, H. Ura, H. Kobayashi, H. Uchida, K. Yamamoto，“双轮主起落架噪声产生的实验研究”，刊于gydF4y2Ba第16届AIAA / CEAS气动声学会议论文集gydF4y2Ba, 2010年6月。gydF4y2Ba视图:gydF4y2Ba谷歌学术gydF4y2Ba
6. “两轮主起落架的轮胎-轴区域噪声产生的计算和实验研究”，载于《中国机械工程》gydF4y2Ba第十七届AIAA/CEAS航空声学会议论文集gydF4y2Ba，2011年。gydF4y2Ba视图:gydF4y2Ba谷歌学术gydF4y2Ba
7. H. Onda, R. Sakai, D. Sasaki, K. Nakahashi，“建筑立方体法围绕JAXA起落架模型的非定常流气动噪声分析”，在gydF4y2Ba第49届AIAA航空航天科学会议论文集gydF4y2Ba，2011年。gydF4y2Ba视图:gydF4y2Ba谷歌学术gydF4y2Ba
8. K. Nakahashi和L. S.金，在“为大型，高分辨率流量计算，建筑立方体法”gydF4y2Ba第42届AIAA航空航天科学会议和展览的诉讼程序gydF4y2Ba，第676-684页，2004年1月。gydF4y2Ba视图:gydF4y2Ba谷歌学术gydF4y2Ba
9. K. Nakahashi，“数据压缩前后的高密度网格流计算”，2005。gydF4y2Ba视图:gydF4y2Ba谷歌学术gydF4y2Ba
10. K. Nakahashi，A.Kitoh，Y. Sakurai和M. Meinke，“通过建筑 - 立方体方法围绕翼型的三维流量计算”gydF4y2Ba第44届AIAA航空航天科学会议论文集gydF4y2Ba，pp.13361-13370，2006年1月。gydF4y2Ba视图:gydF4y2Ba谷歌学术gydF4y2Ba
11. S. Takahashi，T.Ishida，K.Nakahashi等，“基于笛卡尔网格的高分辨率不可压缩流动模拟，”gydF4y2Ba第47届AIAA Aerospace Sciences会议的诉讼程序，包括新的视野论坛和航空航天博览会gydF4y2Ba, 2009年1月。gydF4y2Ba视图:gydF4y2Ba谷歌学术gydF4y2Ba
12. 高桥,gydF4y2Ba非定常流场大尺度模拟研究gydF4y2Ba，博士。本科硕士学位论坛 - 东京东京大学航空航天工程系，2009年。gydF4y2Ba
13. T. Ishida, S. Takahashi, K. Nakahashi，“建筑立方体方法的高效和鲁棒直角网格生成”，gydF4y2Ba计算科学与技术杂志gydF4y2Ba，卷。2，不。4，pp。435-446,2008。gydF4y2Ba视图:gydF4y2Ba谷歌学术gydF4y2Ba
14. N.柯尔，《固体边界对空气动力学声音的影响》，gydF4y2Ba伦敦皇家学会学报，A辑gydF4y2Ba，第231卷，505-514页，1955年。gydF4y2Ba视图:gydF4y2Ba出版商网站gydF4y2Ba|gydF4y2Ba谷歌学术gydF4y2Ba
15. T. Kawamura和K. Kuwahara，“高雷诺数绕表面粗糙圆柱流动的计算”，刊于gydF4y2BaAIAA第22届航空航天科学会议论文集gydF4y2Ba, 1984年。gydF4y2Ba视图:gydF4y2Ba谷歌学术gydF4y2Ba
16. M. J. Lighthill，《关于空气动力学产生的声音》，gydF4y2Ba伦敦皇家学会学报，A辑gydF4y2Ba(一九五二年，第211卷，564-587页)。gydF4y2Ba视图:gydF4y2Ba谷歌学术gydF4y2Ba
17. C. Kato, Y. Takano, A. Iida, H. Fujita, M. Ikegawa，“大涡模拟气动声音的数值预测(第1份报告，二维圆柱辐射的气动声音)”，gydF4y2Ba日本机械工程师协会，B系列gydF4y2Ba，卷。60，否。569，PP。126-132,1994（日语）。gydF4y2Ba视图:gydF4y2Ba出版商网站gydF4y2Ba|gydF4y2Ba谷歌学术gydF4y2Ba

版权gydF4y2Ba

版权所有©2012 Daisuke Sasaki等人。这是一篇发布在gydF4y2Ba知识共享署名许可协议gydF4y2Ba，允许在任何媒介上不受限制地使用、传播和复制，但必须正确引用原作。gydF4y2Ba