The modified flux approach(MFA) type finite-volume ENO schemes with a biased stencil algorithm is used to acquire their dual capacity of the high-order accuracy and non-oscillatory shock-capturing feature for computiational aeroacoustics (CAA) problems that involve the large vortices and shocks. The ENO schemes and the biased stencil algorithm is tested on shock-sound interaction problems and shown to reduce spurious oscillations in smooth regions and capture the shock very well.
The transient circular pulse jets were investigated numerically for a weak $(P_4/P_1^{=8.7})$ and strong $(P_4/P_1^{=50})$ jet. After a sudden gas outflow, there are several stages in the subsequent time evolution of the underexpanded jet. It has been confirmed that the numerical results obtained by the ENO scheme for the Euler equations can successfully predict the formation process of the shock cell. In particular, the location of the first vortex as well as the shock cell with a Mach disk are remarkably well simulated quantitatively as well as qualitatively.
With a simple geometric model, it is found that the major noise source of the intake stroke is the pressure surge (compression wave), which is generated after intake valve closing. The pressure surge that was converted by fluid`s kinetic energy propagates and radiates with relatively large amplitude. Some part of the pressure surge is reflected at the duct open end and the rest of it is radiated to the far field. So, its amplitude is oscillating in the duct and decays as time goes on. The unsteady deforming mesh algorithm with Lagrange interpolation is suitably applied to the periodic motion of the piston and the valve. And it enables to change the numbers of the meshes so could help simulating the motion of the perfect closing of the valve. A comparison is given between present calculated data and the measured data for in-duct pressure, which is proven to be a satisfactory result.
An axisymmetric perfectly expanded supersonic jet is simulated at a Mach number 2.1 and a Reynolds number of 70000 to identify the mechanism of the Mach wave radiation from the jet. The simulation is based on CAA numerical methods in order to compute directly the aerodynamic noise. Mach waves are generated because large-scale eddies in the jet propagate with a convective velocity, which is supersonic with respect to the ambient speed of sound. The aerodynamic properties of the jet, namely the meanflow parameters are in fare agreement with the experimental data under consideration. The experimental result of the sound pressure level shows that the highest level of generated noise occurs at the angle around 30℃ to the jet axis. At this angle, the amplitude of the present calculation result is 4-5 dB higher than the experimental one.
The shock-associated noise from the underexpanded jet in the converging-diverging nozzle is simulated at the nozzle exit Mach number 2, operating with the exit pressure ratio of $P_e/P_a^{=1.5}$. For the underexpanded jets, the cycle of pressure oscillation begins with a smooth expansion. The flow is then recompressed towards the first pressure peak. The mechanism of the shock-associated noise is definitely shown through the visualization of vorticity and density fields. The shock-associated noise is generated by the weak interaction between the downstream propagating large turbulence structures of the jet flow and the quasi-periodic shock cell structure during the one is passing through the other. The directivity of propagating waves in the upstream is clearly shown in the visualization of pressure field. It is shown that the present calculation of the centerline pressure distribution is in fare agreement with the experimental data at the location of first shock cell. Therefore, it is clear that the present numerical tools are useful for predicting the nozzle internal flow with complex nozzle geometry, the external jet and the radiated noise simultaneously.
초음속 제트소음에 대한 연구는 초음속 여객기의 개발 시 공항 주변의 소음공해, 우주발사체의 초기안정성 확보를 위한 제트소음이 발사체 구조물에 미치는 영향해석 및 초음속 엔진의 지상 시험 시 시험동 주변의 소음공해 등과 관련하여 연구가 수행되어 왔다.
초음속 제트소음은 크게 세가지로 나뉠 수 있다. 첫째, 난류 혼합소음(tubulent mixing noise)으로서 완전 팽창(perfectly expaned)인 경우와 불완전 팽창(imperfectly expaned)의 경우 모두 나타나며, 특징은 마하파(Mach wave)형태로 제트의 아랫방향(downstream)으로 전파된다. 둘째로 불완전 팽창인 경우 screech tone과 shock-associated noise 둘로 나뉘어지는데 feedback loop 메카니즘에 의한 screech tone은 discrete frequency를 갖으며 윗방향(upstream)으로 전파되는 특징이 있고, shock-associated noise는 broadband형태로 또한 upstream으로 전파된다.
제트 소음원 및 원거리 음압을 정확하게 해석하기 위해서는 Navier-Stokes 방정식을 직접수치모사 하는 것이 필요하나 아직까지는 제한적으로 해석이 이루어지고 있으므로 그의 대안으로 LES(large eddy simulation) 방법이 이용되고 있다. 제트소음 해석에 있어 난류모델링(turbulent modelling)의 적용은 몇 가지 문제점을 갖고 있다. 첫째, 제트와 같은 자유 전단층(free shear layer)에 대한 난류모델링은 벽이 있는 경우 개발된 난류모델링과는 특성이 다르고 둘째, jet spreading의 크기는 적용된 난류모델링에 따라 달라지므로 정확한 제트소음원을 해석하는데는 한계가 있다. 본 논문에서는 난류모델링은 사용하지 않고 거대 난류의 거동에 의한 Mach wave 발생 및 거대 난류와 shock-cell 구조와의 상호작용에 의한 shock-associated소음 발생 메커니즘을 규명하였다. 거대 난류와 비선형 shock을 정확하게 포착하기 위해서 전산공력음향학(Computational AeroAcoustics) 문제에 많이 검증이 된 Modified flux approach type ENO 스킴을 사용하였고 해의 안정성 확보를 위해 biased stencil algorithm을 적용하였다. 본 논문에 사용된 ENO 스킴은 형상이 복잡한 문제에 기인한 유동장 및 음향장 계산에 탁월한 성능을 보임을 확인하였다.
본 논문에서는 노즐을 고려하지 않은 완전 팽창 초음속 제트와 converging-diverging 노즐 내부유동과 외부 제트를 함께 고려한 과소 팽창 제트에 대해 연구를 수행하였다. 먼저 노즐 내부유동을 고려하지 않은 경우는 centerline Mach number가 2.1인 축대칭 초음속 제트를 해석한 것으로서 거대 난류(large-scale turbulence) 구조인 와류(vortex)가 주위의 음속에 비해 초음속으로 전파되면서 강한 마하파를 발생시킴을 확인하였고, 평균 유동장과 sound directivity를 실험 데이터와 비교하여 만족할 만한 결과를 얻었다. Overall sound pressure level이 피크치는 제트축을 중심으로 30℃ 근처에서 우세함을 확인하였다. Converging-diverging 노즐 내부유동과 외부 제트를 함께 고려한 과소 팽창 제트의 수치모사를 통해 shock-associated noise 발생 메커니즘을 규명하였다. 노즐 내부유동과 외부제트를 함께 고려한 소음해석은 세계적으로 최근에 들어서 연구가 수행중이며, 연구 시작단계에서 선진국 수준과 견줄만한 결과를 도출하였다. 노즐의 복잡한 형상과 거대 와류 및 비선형 shock을 정확하고 안정적으로 포착할 수 있는 수치적 도구가 반드시 필요하며 현 연구에 사용된 Finite volume ENO스킴은 위에서 언급한 것들을 모두 만족하였다. Shock-associated noise는 제트유동의 거대 난류와 shock-cell 구조와의 상호작용에 의해서 발생하고 주된 소음 전파방향은 제트유동의 윗방향(upstream)임을 확인하였다. 첫 번째 shock-cell근처에서의centerline pressure 분포는 실험 데이터와 그 경향성이 유사함을 확인하였다. 이상의 결과로부터, 현재 사용된 수치적 기법들이 복잡한 형상의 노즐 내부 유동, 외부 제트 및 이로 인한 방사소음을 동시에 수치모사 하기에 유용함을 알았다.
