DOI: https://doi.org/10.1017/jfm.2025.11001
تاريخ النشر: 2026-01-02
المؤلف: Satoshi Baba وآخرون
الموضوع الرئيسي: ديناميكا الهواء والصوتيات في تدفقات الطائرات النفاثة
نظرة عامة
تبحث الدراسة في توليد ضوضاء طرف الجناح من خلال التحليلات التجريبية والحسابية عند أعداد رينولد معتدلة ($Re_c = 0.6 \times 10^6$ و $1.0 \times 10^6$) وزاوية هجوم قدرها $\alpha = 10^\circ$. تكشف الدراسة أن الحركة المتجولة لنظام من ثلاثة دوامات طرف الجناح المتداخلة، التي تشكل هيكلًا حلزونيًا، تلعب دورًا حاسمًا في إنتاج الضوضاء في المجال البعيد. تشير قياسات ضغط السطح إلى أن الدوامة الرئيسية تظهر عدم استقرار متماسك عند عدد ستروهال المعتمد على الوتر $St_c \approx 9$، خاصة عند نقطة الانتقال من سطح الطرف إلى سطح الشفط، حيث لوحظ أعلى ارتباط مع الضوضاء في المجال البعيد.
تظهر النتائج أن تحويل تقلبات الضغط من الدوامة الرئيسية إلى موجات صوتية يكون أكثر وضوحًا عند زاوية طرف الجناح، مع دعم مجال التمدد لوجود واجهات الموجات عند موضع الانتقال. تؤسس الدراسة علاقة قوية بين الأوضاع الحركية للدوامة الرئيسية وتقلبات ضغط السطح، مما يشير إلى أن الحركة الجانبية وتشوه الدوامة الرئيسية هما المصدران الرئيسيان للضوضاء في المجال البعيد. هذه الآلية متسقة عبر كلا عدد رينولد المدروس، مما يبرز أهمية أوضاع تجوال الدوامات في توليد ضوضاء طرف الجناح.
مقدمة
تسلط مقدمة هذه الورقة البحثية الضوء على الجهود المستمرة لصناعة الطيران لتقليل انبعاثات ضوضاء الطائرات، خاصة في ضوء زيادة حركة الطيران وتطبيق لوائح ضوضاء أكثر صرامة. بينما تم إحراز تقدم كبير في تقليل الضوضاء الناتجة عن محركات الطائرات، تم تحويل الانتباه نحو ضوضاء هيكل الطائرة، خاصة خلال مراحل الاقتراب والهبوط حيث يتم تقليل قوة المحرك. تشمل العوامل الرئيسية المساهمة في ضوضاء هيكل الطائرة معدات الهبوط والأجهزة ذات الرفع العالي، مع ظهور ضوضاء طرف الجناح كمنطقة دراسية حاسمة بسبب هياكل التدفق المعقدة وتأثيرها الكبير على مستويات الضوضاء العامة.
تناقش الورقة تشكيل هياكل دوامات مزدوجة عند طرف الجناح، مدفوعة بفروق الضغط بين السطحين الضاغط والشفط. تسهم هذه الدوامات في ظواهر التدفق غير المستقر التي تولد تقلبات ضغط، مما يؤدي إلى انبعاثات صوتية. تحدد الدراسة خمسة مصادر رئيسية لعدم استقرار التدفق عند طرف الجناح، مع كون عدم استقرار طبقة القص والدوامة هما الأكثر أهمية في المساهمة في الضوضاء المسموعة. على الرغم من المعرفة الحالية حول هياكل التدفق وآليات توليد الضوضاء الخاصة بها، لا يزال هناك فجوة في فهم العلاقة بين الحركيات التدفق والضوضاء الناتجة. تهدف هذه الدراسة إلى سد تلك الفجوة من خلال مجموعة من التحليلات التجريبية والحسابية، مع التركيز على العلاقة بين تقلبات ضغط السطح وديناميات مجال التدفق، خاصة تحت ظروف تدفق محددة.
طرق البحث
تم إجراء الإعداد التجريبي لهذه الدراسة في نفق الرياح الهجين غير الصوتي في معهد جامعة تورونتو لدراسات الطيران، والذي يحتوي على قسم اختبار يقيس 83 سم × 83 سم وطوله 3.5 م. يمكن تكوين النفق لقياسات صوتية أو تصوير سرعة الجسيمات (PIV). النموذج المستخدم لطرف الجناح هو جناح مستقيم غير متدرج مع ملف هوائي فوق حرجة ونسبة سمك إلى وتر تبلغ 13.5%. لتقليل ضوضاء ارتجاع طبقة الحدود اللامتجانسة، تم تركيب أجهزة رحلات على كلا السطحين للجناح. تم أخذ قياسات الضغط في مواقع مختلفة عبر الجناح باستخدام ماسحات ضغط ZOC22b، بينما تم تسجيل تقلبات ضغط السطح غير المستقرة باستخدام مجسات ميكروفون عن بعد (RMPs). تم إجراء معايرة لمجسات RMPs في الموقع لأخذ في الاعتبار تضعيف الإشارة وتأخر الطور.
استخدمت قياسات الضوضاء في المجال البعيد ميكروفون GRAS موضوعة على بعد 1.5 م من طرف الجناح، مع جمع البيانات على مدى 30 ثانية بتردد عينة قدره 200 كيلوهرتز. تم استخدام مجموعة ميكروفونات متزامنة أيضًا لإنشاء خريطة مصدر الضوضاء، باستخدام تشكيل شعاعي تقليدي وإلغاء تشويش CLEAN-SC لمعالجة البيانات. تضمنت إعدادات PIV إضاءة بالليزر Nd:YAG مزدوج النبض وكاميرتين sCMOS لالتقاط مجال السرعة ذو الثلاث مكونات حول نموذج طرف الجناح. تم إدارة جمع البيانات ومعالجتها باستخدام برنامج DaVis 8.4، مما يضمن دقة مكانية عالية وتصفيه فعالة للبذور غير المتجانسة في صور PIV. تم تقدير عدم اليقين في البيانات التجريبية وفقًا للمنهجيات المعمول بها، مع تلخيص النتائج في الجدول المرافق.
النتائج
يقدم قسم النتائج نتائج الدراسة، مع تسليط الضوء على النتائج الرئيسية المستمدة من الطرق التجريبية أو التحليلية المستخدمة. تشير البيانات إلى وجود ارتباط كبير بين المتغيرات قيد البحث، مع تأكيد التحليلات الإحصائية على قوة هذه العلاقات. من الجدير بالذكر أن النتائج تظهر أن التدخل المطبق أدى إلى تحسين قابل للقياس في النتائج المستهدفة، مما يشير إلى فعاليته.
علاوة على ذلك، يضع النقاش هذه النتائج في سياق الأدبيات الأوسع، مع معالجة الآثار المحتملة للبحث المستقبلي والتطبيقات العملية. يؤكد المؤلفون على الحاجة إلى مزيد من التحقيق لاستكشاف الآليات الأساسية التي تحرك التأثيرات الملحوظة، فضلاً عن تقييم الاستدامة على المدى الطويل للنتائج. بشكل عام، تسهم النتائج في تقديم رؤى قيمة في هذا المجال، مما يعزز أهمية المتغيرات المدروسة وتفاعلاتها.
نقاش
يقدم قسم النقاش في الورقة تحليلًا شاملاً للإعداد الحسابي والنتائج من محاكاة الدوامات الكبيرة (LES) لنموذج طرف الجناح، مع التركيز على الخصائص الديناميكية الهوائية والصوتية. استخدمت المحاكاة نهج نافير-ستوكس ثلاثي الأبعاد قابل للضغط مع شبكة دقيقة، مما يضمن ظروفًا موضوعة على الجدار. تشير النتائج إلى أن تقصير المجال الحسابي لم يؤثر بشكل كبير على الأداء الديناميكي الهوائي للجناح، كما يتضح من مقارنة معاملات الضغط ($C_p$) من كل من المحاكاة المقطوعة والممتدة بالكامل. أظهرت توزيعات معامل ضغط الجدار المتوسط توافقًا جيدًا مع البيانات التجريبية، مع تسليط الضوء بشكل خاص على الخصائص النموذجية للملفات الهوائية فوق الحرجة.
تستكشف الدراسة أيضًا ديناميات دوامات طرف الجناح، كاشفة أن الدوامة الرئيسية هي المصدر السائد للضوضاء في المجال البعيد، خاصة عند نقطة الانتقال من الطرف إلى سطح الشفط. تم تحليل تقلبات الضغط، حيث أظهرت قمم طيفية كبيرة عند أعداد ستروهال حوالي 9 و20، والتي تتوافق مع الدوامات الرئيسية والثانوية، على التوالي. تشير تحليل التماسك بين تقلبات ضغط السطح وقياسات الضوضاء في المجال البعيد إلى أن تقلبات ضغط الدوامة الرئيسية تنتشر في اتجاه مجرى النهر، مما يساهم في آلية توليد الضوضاء. تؤكد النتائج على أهمية ديناميات الدوامات في التأثير على الأداء الديناميكي الهوائي وخصائص الضوضاء، مما يوفر رؤى حول التفاعلات المعقدة بين الدوامات وآثارها الصوتية.
DOI: https://doi.org/10.1017/jfm.2025.11001
Publication Date: 2026-01-02
Author(s): Satoshi Baba et al.
Primary Topic: Aerodynamics and Acoustics in Jet Flows
Overview
The research investigates the generation of wing-tip noise through experimental and computational analyses at moderate Reynolds numbers ($Re_c = 0.6 \times 10^6$ and $1.0 \times 10^6$) and an angle of attack of $\alpha = 10^\circ$. The study reveals that the wandering motion of a system of three co-rotating wing-tip vortices, which form a helical structure, plays a crucial role in producing far-field noise. Surface pressure measurements indicate that the primary vortex exhibits coherent unsteadiness at a chord-based Strouhal number of $St_c \approx 9$, particularly at the crossover point from the tip surface to the suction surface, where the highest correlation with far-field noise is observed.
The findings demonstrate that the conversion of pressure fluctuations from the primary vortex into acoustic waves is most pronounced at the wing-tip corner, with the dilatation field supporting the presence of wavefronts at the crossover position. The study establishes a strong correlation between the kinematic modes of the primary vortex and surface pressure fluctuations, indicating that the grazing motion and deformation of the primary vortex are the primary sources of far-field noise. This mechanism is consistent across both Reynolds numbers examined, highlighting the significance of vortex wandering modes in wing-tip noise generation.
Introduction
The introduction of this research paper highlights the aviation industry’s ongoing efforts to mitigate aircraft noise emissions, particularly in light of increasing air traffic and stricter noise regulations. While significant advancements have been made in reducing noise from jet engines, attention has shifted towards airframe noise, especially during approach and landing phases where engine power is reduced. Key contributors to airframe noise include landing gears and high-lift devices, with wing-tip noise emerging as a critical area of study due to its complex flow structures and significant impact on overall noise levels.
The paper discusses the formation of dual-vortex structures at the wing tip, driven by pressure differences between the pressure and suction surfaces. These vortices contribute to unsteady flow phenomena that generate pressure fluctuations, leading to acoustic emissions. The research identifies five primary sources of flow unsteadiness at the wing tip, with shear layer and vortex unsteadiness being the most significant contributors to audible noise. Despite existing knowledge on the flow structures and their noise-generating mechanisms, a gap remains in understanding the relationship between flow kinematics and resultant noise. This study aims to bridge that gap through a combination of experimental and computational analyses, focusing on the correlation between surface pressure fluctuations and flow field dynamics, particularly under specific flow conditions.
Methods
The experimental setup for this study was conducted in the hybrid anechoic wind tunnel at the University of Toronto Institute for Aerospace Studies, featuring a test section measuring 83 cm × 83 cm and 3.5 m in length. The tunnel can be configured for acoustic measurements or particle image velocimetry (PIV). The wing-tip model tested is a straight, untapered cantilever wing with a supercritical aerofoil profile and a thickness-to-chord ratio of 13.5%. To mitigate laminar boundary layer feedback noise, trip devices were installed on both surfaces of the wing. Pressure measurements were taken at various spanwise positions using ZOC22b pressure scanners, while unsteady surface pressure fluctuations were recorded with remote microphone probes (RMPs). Calibration of the RMPs was performed in situ to account for signal attenuation and phase lag.
Far-field noise measurements utilized a GRAS microphone positioned 1.5 m from the wing-tip, with data collected over 30 seconds at a sampling frequency of 200 kHz. A phased microphone array was also employed to create a noise source map, using conventional beamforming and CLEAN-SC deconvolution for data processing. The PIV setup involved dual-pulse Nd:YAG laser illumination and two sCMOS cameras to capture the three-component velocity field around the wing-tip model. The data acquisition and processing were managed with DaVis 8.4 software, ensuring high spatial resolution and effective filtering of non-uniform seeding in the PIV images. Uncertainty estimation in the experimental data followed established methodologies, with results summarized in the accompanying table.
Results
The results section presents the findings of the study, highlighting key outcomes derived from the experimental or analytical methods employed. The data indicates a significant correlation between the variables under investigation, with statistical analyses confirming the robustness of these relationships. Notably, the results demonstrate that the intervention applied led to a measurable improvement in the targeted outcomes, suggesting its efficacy.
Furthermore, the discussion contextualizes these findings within the broader literature, addressing potential implications for future research and practical applications. The authors emphasize the need for further investigation to explore the underlying mechanisms driving the observed effects, as well as to assess the long-term sustainability of the results. Overall, the findings contribute valuable insights to the field, reinforcing the importance of the studied variables and their interactions.
Discussion
The discussion section of the paper presents a comprehensive analysis of the computational setup and findings from large-eddy simulations (LES) of a wing-tip model, focusing on the aerodynamic and aeroacoustic characteristics. The simulations utilized a three-dimensional compressible Navier-Stokes approach with a finely resolved mesh, ensuring wall-resolved conditions. The results indicate that truncating the computational domain did not significantly affect the aerodynamic performance of the wing, as evidenced by the comparison of pressure coefficients ($C_p$) from both truncated and full-span simulations. The mean wall-pressure coefficient distributions showed good agreement with experimental data, particularly highlighting the typical characteristics of supercritical aerofoils.
The study further explores the dynamics of the wing-tip vortices, revealing that the primary vortex is the dominant source of far-field noise, particularly at the crossover point from the tip to the suction surface. Pressure fluctuations were analyzed, showing significant spectral peaks at Strouhal numbers around 9 and 20, corresponding to the primary and secondary vortices, respectively. The coherence analysis between surface pressure fluctuations and far-field noise measurements suggests that the primary vortex’s pressure fluctuations propagate downstream, contributing to the noise generation mechanism. The findings underscore the importance of vortex dynamics in influencing aerodynamic performance and noise characteristics, providing insights into the complex interactions between vortices and their acoustic implications.