一种基于可变面积阻力片的旋翼厚度噪声控制方法

摘要

本发明实施例公开了一种基于可变面积阻力片的旋翼厚度噪声控制方法，涉及气动声学技术领域，能够针对性地对旋翼厚度噪声进行大幅度降噪。本发明包括：读取旋翼尺寸和飞行参数，计算给定飞行状态下旋翼厚度噪声P′

说明书

技术领域

本发明涉及气动声学技术领域，尤其涉及一种基于可变面积阻力片的旋翼厚度噪声控制方法。

背景技术

随着直升机的广泛应用，直升机噪声大的缺点越来越引起人们的重视，使得直升机噪声已经成为直升机设计过程中需要着重考虑的问题。旋翼噪声是直升机噪声中影响最重要的部分，旋翼噪声可分为厚度噪声、载荷噪声、桨-涡干扰噪声和高速脉冲噪声等。旋翼厚度噪声是由于桨叶周期性地排开空气而产生的，具有低频及桨盘面内传播的特性，传播距离较远，是声探测的主要对象，探索能有效抑制、甚至消除旋翼厚度噪声不利影响的控制措施不仅具有重要科学研究意义，更有十分广阔的应用前景，可为未来绿色、安静直升机的发展提供重要技术支撑。

直升机旋翼厚度噪声与桨叶外形密切相关。在过去的数十年间，国内外研究人员主要通过对旋翼外形进行优化设计，从而降低旋翼噪声。美国RAH-66直升机旋翼桨叶采用后掠桨尖，使噪声水平降低2dB左右；黑鹰直升机经过历次改进设计，旋翼桨尖由最初的矩形变为下反尖削形式，以用于减小噪声水平；欧洲研制的Blue-edge(蓝色刀锋)旋翼桨叶采用了双掠型桨叶(前掠-后掠组合)，使得平飞状态下的旋翼气动噪声可以降低2-3dB。这类基于桨叶气动外形设计的被动噪声控制方法虽然能在一定程度上降低旋翼噪声，但是存在以下几个方面的缺点：1)旋翼气动性能直接决定于桨叶外形，因此为了保证旋翼具有优良的气动性能，在进行低噪声旋翼设计时需要在噪声和性能设计之间进行折衷，从而使得噪声控制效果往往不明显；2)没有针对性地进行旋翼厚度噪声降噪，导致厚度噪声的降噪效果较差；3)被动噪声控制方法存在着对于不同飞行状态的适应性问题，不能实现全包线飞行状态下的直升机降噪。

发明内容

本发明的实施例提供一种基于可变面积阻力片的旋翼厚度噪声控制方法，在旋翼桨叶端部设置可变面积阻力片，通过控制系统使阻力片面积发生非定常的脉动，从而诱发出一个与被控噪声相位相同、幅值相反的可控声波，通过原旋翼噪声声波与所述可控声波的叠加，直接抵消某一方向上的声压脉冲，进而从根本上降低直升机飞行中的噪声辐射。

为达到上述目的，本发明的实施例采用如下技术方案：

第一方面，本发明实施例提供一种基于可变面积阻力片的旋翼厚度噪声控制方法，包括以下步骤：

S1，读取旋翼尺寸和飞行参数，建立基于声学类比法的旋翼厚度噪声计算模型，计算给定飞行状态下旋翼厚度噪声P_T'；

S2，在桨叶端部四分之一弦线处施加控制力F，建立基于声学类比法的控制源噪声计算模型，计算给定飞行状态下控制力F产生的控制源噪声p′_F；

S3，根据旋翼厚度噪声降噪目标，设定抵消因子f，根据所述旋翼厚度噪声P_T'和控制源噪声P_T'，计算桨叶端部四分之一弦线处施加的控制力F；

S4，在桨叶端部四分之一弦线处添加可变面积阻力片，基于CFD方法计算不同阻力片面积与控制力的关系，得到桨叶端部四分之一弦线处阻力片的面积；

S5，改变控制力展向分布位置，根据所述不同阻力片面积与控制力的关系，计算不同位置的阻力片面积；

S6，根据步骤S5的结果，对桨叶不同位置添加相应面积的阻力片。

作为一个实施例，还包括：S7,对带有相应面积阻力片的旋翼，根据步骤S1计算添加阻力片之后的旋翼厚度噪声，进行检验和完善。

作为一个实施例，所述步骤S1中，选取桨盘平面内5R处的点为远场目标观测点，计算给定飞行状态下控制力旋翼的厚度噪声P_T'；其中，R是桨叶半径。

作为一个实施例，所述控制源噪声p′_F是：

其中，M_H为旋翼悬停时的桨尖马赫数，R是桨叶半径，Ψ是桨叶方位角，F为控制力，和分别表示F和ψ的偏导数，a₀是声速，d是声源到远场目标观测点的距离，x_obs是远场目标观测点的位置，τ是源时间，Ω是旋翼转速。

作为一个实施例，所述步骤S3远场目标观测点处的厚度噪声为：

f·p′_T+p′_F≈0

其中，抵消因子f＝1表示声场完全对消，0<f<1代表部分抵消。

作为一个实施例，步骤S3中，所述计算桨叶端部四分之一弦线处施加的控制力F是：

其中，M_H为旋翼悬停时的桨尖马赫数，A_s为桨盘面积，ρ₀是空气密度，a₀是声速，Ψ是桨叶方位角。

作为一个实施例，步骤S4中所述基于CFD方法计算不同阻力片面积与控制力的关系，包括：

S101，读取桨叶几何参数、运动特点和旋翼所处流场特征划分旋翼桨叶的贴体网格和背景网格；

S102，对桨叶贴体网格和背景网格进行前处理，并对带有阻力片部分的桨叶进行网格加密；

S103，对桨叶网格在背景网格中进行挖洞和贡献单元搜索，并将得到的桨叶网格和背景网格的嵌套关系进行储存；

S104，初始化桨叶流场；

S105，更新所述桨叶网格坐标；

S106，更新所述桨叶网格和背景网格的嵌套关系；

S107，计算桨叶网格上的流场，更新背景网格上对应洞边界单元的流场信息。

作为一个实施例，步骤S5中所述改变控制力展向分布位置的改变范围是：0.6R至R，R是桨叶半径。

本发明实施例提供的一种基于可变面积阻力片的旋翼厚度噪声控制方法，通过在桨叶不同位置添加可变面积阻力片，可以针对性地对旋翼厚度噪声进行大幅度降噪，旋翼厚度噪声声压可降低6dB以上，噪声声压级降低50％以上。本发明实施例提供的方法属于主动控制方法，解决了被动控制方法中存在的不同飞行状态的适应性问题，实现了全包线飞行状态下的旋翼厚度噪声降噪。同时，相比现有的旋翼主动控制方法，实现方式简单有效，可显著降低降噪成本。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1为本发明实施例的流程示意图；

图2为本发明实施例提供的旋翼厚度噪声的控制原理图；

图3为本发明实施例提供的带有可变面积阻力片的桨叶示意图；

图4为本发明实施例提供的控制过程中同一位置处阻力片的面积变化示意图；

图5为采用本发明实施例后的旋翼厚度噪声控制效果；

图6为本发明实施例提供的点对点噪声控制图；

图7为本发明实施例提供的控制力随桨叶方位角变化示意图。

具体实施方式

为使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细描述。下文中将详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。

本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

本发明的实施例提供一种基于可变面积阻力发生装置的旋翼厚度噪声控制方法，在旋翼桨叶端部设置可变面积阻力片，通过控制系统使阻力片面积发生非定常的脉动，如图2所示，从而诱发出一个与被控噪声相位相同、幅值相反的可控声波，通过原旋翼噪声声波与所述可控声波的叠加，直接抵消某一方向上的声压脉冲，进而从根本上降低直升机飞行中的噪声辐射。

为达到上述目的，本发明实施例以一副两米直径旋翼为例，对本发明实施例作进一步的详细说明。旋翼的具体参数如下表所示：

旋翼翼型NACA0012旋翼半径(m)1旋翼根切(m)0.12旋翼总距(°)8桨尖马赫数0.6桨叶扭度(°)0桨叶弦长(m)0.1905桨叶片数2

第一方面，本发明实施例提供一种基于可变面积阻力片的旋翼厚度噪声控制方法，如图1所示，包括以下步骤：

S1，读取旋翼尺寸和飞行参数，建立基于声学类比法的旋翼厚度噪声计算模型，计算给定飞行状态下旋翼厚度噪声P_T'；

S2，在桨叶端部四分之一弦线处施加控制力F，建立基于声学类比法的控制源噪声计算模型，计算给定飞行状态下控制力F产生的控制源噪声p′_F；

S3，根据旋翼厚度噪声降噪目标，设定抵消因子f，根据所述旋翼厚度噪声P_T'和控制源噪声P_T'，计算桨叶端部四分之一弦线处施加的控制力F；

S4，在桨叶端部四分之一弦线处添加可变面积阻力片，如图3所示，基于CFD方法计算不同阻力片面积与控制力的关系，得到桨叶端部四分之一弦线处阻力片的面积；

S5，改变控制力展向分布位置，如图4所示，是本发明实施例提供的同一位置阻力片面积变化示意图，根据所述不同阻力片面积与控制力的关系，计算不同位置的阻力片面积；

S6，根据步骤S5的结果，对桨叶不同位置添加相应面积的阻力片。如图5所示，是采用本发明实施例方法后位于桨叶端部四分之一弦线处的阻力片对厚度噪声降噪效果图。

作为一个实施例，还包括：S7,对带有相应面积阻力片后的旋翼，根据步骤S1计算添加阻力片之后的旋翼厚度噪声，进行检验和完善。

作为一个实施例，如图6所示，所述步骤S1中，考虑90°方位角处桨尖外端的声源对远场目标观测点的噪声控制，选取桨盘平面内5R(R是桨叶半径)处的点为远场目标观测点，计算给定飞行状态下控制力旋翼的厚度噪声P_T'。其中，所述桨盘是桨叶旋转构成的平面。

作为一个实施例，所述控制源噪声p′_F是：

其中，M_H为旋翼悬停时的桨尖马赫数，R是桨叶半径，Ψ是桨叶方位角，F为控制力，和分别表示F和ψ的偏导数，a₀是声速，d是声源到远场目标观测点的距离，x_obs是远场目标观测点的位置，τ是源时间，Ω是旋翼转速。

作为一个实施例，所述步骤S3远场目标观测点处的厚度噪声为：

f·p′_T+p′_F≈0

其中，抵消因子f＝1表示声场完全对消，0<f<1代表部分抵消。

作为一个实施例，步骤S3中，结合设定的抵消因子f，将所述旋翼的厚度噪声P_T'和所述控制源噪声p′_F代入，计算桨叶端部四分之一弦线处控制力F是：

其中，M_H为旋翼悬停时的桨尖马赫数，A_s为桨盘面积，ρ₀是空气密度，a₀是声速，Ψ是桨叶方位角。如图7所示，是本发明实施例中控制力随桨叶方位角变化示意图。

作为一个实施例，步骤S4中所述基于CFD方法计算不同阻力片面积与控制力的关系，包括：

S101，读取桨叶几何参数、运动特点和旋翼所处流场特征划分旋翼桨叶的贴体网格和背景网格；

S102，对桨叶贴体网格和背景网格进行前处理，并对带有阻力片部分的桨叶进行网格加密；

S103，对桨叶网格在背景网格中进行挖洞和贡献单元搜索，并将得到的桨叶网格和背景网格的嵌套关系进行储存；

S104，初始化桨叶流场；

S105，更新所述桨叶网格坐标；

S106，更新所述桨叶网格和背景网格的嵌套关系；

S107，计算桨叶网格上的流场，更新背景网格上对应洞边界单元的流场信息。

作为一个实施例，步骤S5中所述改变控制力展向分布位置的改变范围是：0.6R至R，R是桨叶半径。

本发明实施例提供的一种基于可变面积阻力片的旋翼厚度噪声控制方法，通过在桨叶不同位置添加可变面积阻力片，可以针对性地对旋翼厚度噪声进行大幅度降噪，旋翼厚度噪声声压可降低6dB以上，噪声声压级降低50％以上。本发明实施例提供的方法属于主动控制方法，解决了被动控制方法中存在的不同飞行状态的适应性问题，实现了全包线飞行状态下的旋翼厚度噪声降噪。同时，相比现有的旋翼主动控制方法，实现方式简单有效、可显著降低降噪成本。

本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于设备实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述得比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。