中低雷諾數(shù)層流翼型純音氣動(dòng)噪聲數(shù)值研究微或小型無人飛行器和風(fēng)力機(jī)等使用層流翼型的工業(yè)設(shè)備,在中低雷諾數(shù)(10~4(27)Re(27)10~6)條件下會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)烈的純音噪聲,從而帶來嚴(yán)重的噪聲污染。因此,進(jìn)一步理解層流翼型在中低雷諾數(shù)下純音噪聲,對(duì)于相關(guān)機(jī)械設(shè)備低噪聲設(shè)計(jì)具有重要的意義。基于LatticeBoltzmannMethod(LBM)與大渦模擬(LES)結(jié)合的LBM-LES方法,對(duì)層流翼型流場(chǎng)和聲場(chǎng)進(jìn)行直接計(jì)算,并對(duì)數(shù)值方法的可靠性進(jìn)行驗(yàn)證。分別采用標(biāo)準(zhǔn)Smagorinsky、動(dòng)態(tài)Smagorinsky和WALE三種亞格子模型對(duì)NACA0012翼型的多尺度復(fù)雜流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬,通過分析相關(guān)流場(chǎng)參數(shù)和壓力頻譜特性,總結(jié)出可適用于反映翼型復(fù)雜的多尺度流場(chǎng)特性的亞格子模型。為了進(jìn)一步探究中低雷諾數(shù)下層流翼型純音氣動(dòng)噪聲的性質(zhì),利用直接法對(duì)NACA0012翼型的流場(chǎng)和聲場(chǎng)同時(shí)進(jìn)行計(jì)算,研究了來流迎角、自由來流雷諾數(shù)對(duì)翼型非定常流動(dòng)特征及翼型流場(chǎng)輻射噪聲的影響。對(duì)于翼型的非定常流動(dòng),動(dòng)態(tài)Smagorinsky模型在計(jì)算升力系數(shù)的時(shí)域過程表現(xiàn)出良好的對(duì)稱性。流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的分析表明動(dòng)態(tài)Smagorinsky模型相對(duì)于其他兩種亞格子模型在數(shù)值模擬翼型流動(dòng)時(shí)表現(xiàn)出較低的耗散性,更符合中低雷諾數(shù)下翼型繞流的真實(shí)流動(dòng),且可以很好的反映翼型邊界層擾動(dòng)變化的影響。此外,動(dòng)態(tài)Smagorinsky模型可以捕獲到明顯的翼型后緣渦脫落純音噪聲的頻譜特征。結(jié)合動(dòng)態(tài)Smagorinsky模型通過對(duì)不同來流迎角、自由來流雷諾數(shù)下的翼型流場(chǎng)及純音噪聲進(jìn)行研究可知,翼型的聲源主要位于翼型的分離區(qū)和后緣處,在不同迎角和雷諾數(shù)下的聲輻射特征均具有偶極子聲場(chǎng)的特點(diǎn);迎角的增大將引起較大的旋渦尺度和邊界層擾動(dòng),吸力面聲源區(qū)域前移。聲壓級(jí)頻譜分析表明,隨著迎角的增大,純音噪聲逐漸消失,噪聲譜最終呈現(xiàn)寬頻特征;隨著雷諾數(shù)的增大,后緣壓力脈動(dòng)增大。聲壓級(jí)頻譜中主頻頻率隨著雷諾數(shù)的增大而增大,且符合Paterson公式