一種基於可變面積阻力片的旋翼厚度噪聲控制方法與流程
2023-05-28 05:37:56 4
本發明涉及氣動聲學
技術領域：
，尤其涉及一種基於可變面積阻力片的旋翼厚度噪聲控制方法。
背景技術：
：隨著直升機的廣泛應用，直升機噪聲大的缺點越來越引起人們的重視，使得直升機噪聲已經成為直升機設計過程中需要著重考慮的問題。旋翼噪聲是直升機噪聲中影響最重要的部分，旋翼噪聲可分為厚度噪聲、載荷噪聲、槳-渦幹擾噪聲和高速脈衝噪聲等。旋翼厚度噪聲是由於槳葉周期性地排開空氣而產生的，具有低頻及槳盤面內傳播的特性，傳播距離較遠，是聲探測的主要對象，探索能有效抑制、甚至消除旋翼厚度噪聲不利影響的控制措施不僅具有重要科學研究意義，更有十分廣闊的應用前景，可為未來綠色、安靜直升機的發展提供重要技術支撐。直升機旋翼厚度噪聲與槳葉外形密切相關。在過去的數十年間，國內外研究人員主要通過對旋翼外形進行優化設計，從而降低旋翼噪聲。美國rah-66直升機旋翼槳葉採用後掠槳尖，使噪聲水平降低2db左右；黑鷹直升機經過歷次改進設計，旋翼槳尖由最初的矩形變為下反尖削形式，以用於減小噪聲水平；歐洲研製的blue-edge(藍色刀鋒)旋翼槳葉採用了雙掠型槳葉(前掠-後掠組合)，使得平飛狀態下的旋翼氣動噪聲可以降低2-3db。這類基於槳葉氣動外形設計的被動噪聲控制方法雖然能在一定程度上降低旋翼噪聲，但是存在以下幾個方面的缺點：1)旋翼氣動性能直接決定於槳葉外形，因此為了保證旋翼具有優良的氣動性能，在進行低噪聲旋翼設計時需要在噪聲和性能設計之間進行折衷，從而使得噪聲控制效果往往不明顯；2)沒有針對性地進行旋翼厚度噪聲降噪，導致厚度噪聲的降噪效果較差；3)被動噪聲控制方法存在著對於不同飛行狀態的適應性問題，不能實現全包線飛行狀態下的直升機降噪。技術實現要素：本發明的實施例提供一種基於可變面積阻力片的旋翼厚度噪聲控制方法，在旋翼槳葉端部設置可變面積阻力片，通過控制系統使阻力片面積發生非定常的脈動，從而誘發出一個與被控噪聲相位相同、幅值相反的可控聲波，通過原旋翼噪聲聲波與所述可控聲波的疊加，直接抵消某一方向上的聲壓脈衝，進而從根本上降低直升機飛行中的噪聲輻射。為達到上述目的，本發明的實施例採用如下技術方案：第一方面，本發明實施例提供一種基於可變面積阻力片的旋翼厚度噪聲控制方法，包括以下步驟：s1，讀取旋翼尺寸和飛行參數，建立基於聲學類比法的旋翼厚度噪聲計算模型，計算給定飛行狀態下旋翼厚度噪聲pt'；s2，在槳葉端部四分之一弦線處施加控制力f，建立基於聲學類比法的控制源噪聲計算模型，計算給定飛行狀態下控制力f產生的控制源噪聲p′f；s3，根據旋翼厚度噪聲降噪目標，設定抵消因子f，根據所述旋翼厚度噪聲pt'和控制源噪聲pt'，計算槳葉端部四分之一弦線處施加的控制力f；s4，在槳葉端部四分之一弦線處添加可變面積阻力片，基於cfd方法計算不同阻力片面積與控制力的關係，得到槳葉端部四分之一弦線處阻力片的面積；s5，改變控制力展向分布位置，根據所述不同阻力片面積與控制力的關係，計算不同位置的阻力片面積；s6，根據步驟s5的結果，對槳葉不同位置添加相應面積的阻力片。作為一個實施例，還包括：s7,對帶有相應面積阻力片的旋翼，根據步驟s1計算添加阻力片之後的旋翼厚度噪聲，進行檢驗和完善。作為一個實施例，所述步驟s1中，選取槳盤平面內5r處的點為遠場目標觀測點，計算給定飛行狀態下控制力旋翼的厚度噪聲pt'；其中，r是槳葉半徑。作為一個實施例，所述控制源噪聲p′f是：其中，mh為旋翼懸停時的槳尖馬赫數，r是槳葉半徑，ψ是槳葉方位角，f為控制力，和分別表示f和ψ的偏導數，a0是聲速，d是聲源到遠場目標觀測點的距離，xobs是遠場目標觀測點的位置，τ是源時間，ω是旋翼轉速。作為一個實施例，所述步驟s3遠場目標觀測點處的厚度噪聲為：f·p′t+p′f≈0其中，抵消因子f＝1表示聲場完全對消，0<f<1代表部分抵消。作為一個實施例，步驟s3中，所述計算槳葉端部四分之一弦線處施加的控制力f是：其中，mh為旋翼懸停時的槳尖馬赫數，as為槳盤面積，ρ0是空氣密度，a0是聲速，ψ是槳葉方位角。作為一個實施例，步驟s4中所述基於cfd方法計算不同阻力片面積與控制力的關係，包括：s101，讀取槳葉幾何參數、運動特點和旋翼所處流場特徵劃分旋翼槳葉的貼體網格和背景網格；s102，對槳葉貼體網格和背景網格進行前處理，並對帶有阻力片部分的槳葉進行網格加密；s103，對槳葉網格在背景網格中進行挖洞和貢獻單元搜索，並將得到的槳葉網格和背景網格的嵌套關係進行儲存；s104，初始化槳葉流場；s105，更新所述槳葉網格坐標；s106，更新所述槳葉網格和背景網格的嵌套關係；s107，計算槳葉網格上的流場，更新背景網格上對應洞邊界單元的流場信息。作為一個實施例，步驟s5中所述改變控制力展向分布位置的改變範圍是：0.6r至r，r是槳葉半徑。本發明實施例提供的一種基於可變面積阻力片的旋翼厚度噪聲控制方法，通過在槳葉不同位置添加可變面積阻力片，可以針對性地對旋翼厚度噪聲進行大幅度降噪，旋翼厚度噪聲聲壓可降低6db以上，噪聲聲壓級降低50％以上。本發明實施例提供的方法屬於主動控制方法，解決了被動控制方法中存在的不同飛行狀態的適應性問題，實現了全包線飛行狀態下的旋翼厚度噪聲降噪。同時，相比現有的旋翼主動控制方法，實現方式簡單有效，可顯著降低降噪成本。附圖說明為了更清楚地說明本發明實施例中的技術方案，下面將對實施例中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發明的一些實施例，對於本領域普通技術人員來講，在不付出創造性勞動的前提下，還可以根據這些附圖獲得其它的附圖。圖1為本發明實施例的流程示意圖；圖2為本發明實施例提供的旋翼厚度噪聲的控制原理圖；圖3為本發明實施例提供的帶有可變面積阻力片的槳葉示意圖；圖4為本發明實施例提供的控制過程中同一位置處阻力片的面積變化示意圖；圖5為採用本發明實施例後的旋翼厚度噪聲控制效果；圖6為本發明實施例提供的點對點噪聲控制圖；圖7為本發明實施例提供的控制力隨槳葉方位角變化示意圖。具體實施方式為使本領域技術人員更好地理解本發明的技術方案，下面結合附圖和具體實施方式對本發明作進一步詳細描述。下文中將詳細描述本發明的實施方式，所述實施方式的示例在附圖中示出，其中自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。下面通過參考附圖描述的實施方式是示例性的，僅用於解釋本發明，而不能解釋為對本發明的限制。本
技術領域：
技術人員可以理解，除非另外定義，這裡使用的所有術語(包括技術術語和科學術語)具有與本發明所屬領域中的普通技術人員的一般理解相同的意義。還應該理解的是，諸如通用字典中定義的那些術語應該被理解為具有與現有技術的上下文中的意義一致的意義，並且除非像這裡一樣定義，不會用理想化或過於正式的含義來解釋。本發明的實施例提供一種基於可變面積阻力發生裝置的旋翼厚度噪聲控制方法，在旋翼槳葉端部設置可變面積阻力片，通過控制系統使阻力片面積發生非定常的脈動，如圖2所示，從而誘發出一個與被控噪聲相位相同、幅值相反的可控聲波，通過原旋翼噪聲聲波與所述可控聲波的疊加，直接抵消某一方向上的聲壓脈衝，進而從根本上降低直升機飛行中的噪聲輻射。為達到上述目的，本發明實施例以一副兩米直徑旋翼為例，對本發明實施例作進一步的詳細說明。旋翼的具體參數如下表所示：旋翼翼型naca0012旋翼半徑(m)1旋翼根切(m)0.12旋翼總距(°)8槳尖馬赫數0.6槳葉扭度(°)0槳葉弦長(m)0.1905槳葉片數2第一方面，本發明實施例提供一種基於可變面積阻力片的旋翼厚度噪聲控制方法，如圖1所示，包括以下步驟：s1，讀取旋翼尺寸和飛行參數，建立基於聲學類比法的旋翼厚度噪聲計算模型，計算給定飛行狀態下旋翼厚度噪聲pt'；s2，在槳葉端部四分之一弦線處施加控制力f，建立基於聲學類比法的控制源噪聲計算模型，計算給定飛行狀態下控制力f產生的控制源噪聲p′f；s3，根據旋翼厚度噪聲降噪目標，設定抵消因子f，根據所述旋翼厚度噪聲pt'和控制源噪聲pt'，計算槳葉端部四分之一弦線處施加的控制力f；s4，在槳葉端部四分之一弦線處添加可變面積阻力片，如圖3所示，基於cfd方法計算不同阻力片面積與控制力的關係，得到槳葉端部四分之一弦線處阻力片的面積；s5，改變控制力展向分布位置，如圖4所示，是本發明實施例提供的同一位置阻力片面積變化示意圖，根據所述不同阻力片面積與控制力的關係，計算不同位置的阻力片面積；s6，根據步驟s5的結果，對槳葉不同位置添加相應面積的阻力片。如圖5所示，是採用本發明實施例方法後位於槳葉端部四分之一弦線處的阻力片對厚度噪聲降噪效果圖。作為一個實施例，還包括：s7,對帶有相應面積阻力片後的旋翼，根據步驟s1計算添加阻力片之後的旋翼厚度噪聲，進行檢驗和完善。作為一個實施例，如圖6所示，所述步驟s1中，考慮90°方位角處槳尖外端的聲源對遠場目標觀測點的噪聲控制，選取槳盤平面內5r(r是槳葉半徑)處的點為遠場目標觀測點，計算給定飛行狀態下控制力旋翼的厚度噪聲pt'。其中，所述槳盤是槳葉旋轉構成的平面。作為一個實施例，所述控制源噪聲p′f是：其中，mh為旋翼懸停時的槳尖馬赫數，r是槳葉半徑，ψ是槳葉方位角，f為控制力，和分別表示f和ψ的偏導數，a0是聲速，d是聲源到遠場目標觀測點的距離，xobs是遠場目標觀測點的位置，τ是源時間，ω是旋翼轉速。作為一個實施例，所述步驟s3遠場目標觀測點處的厚度噪聲為：f·p′t+p′f≈0其中，抵消因子f＝1表示聲場完全對消，0<f<1代表部分抵消。作為一個實施例，步驟s3中，結合設定的抵消因子f，將所述旋翼的厚度噪聲pt'和所述控制源噪聲p′f代入，計算槳葉端部四分之一弦線處控制力f是：其中，mh為旋翼懸停時的槳尖馬赫數，as為槳盤面積，ρ0是空氣密度，a0是聲速，ψ是槳葉方位角。如圖7所示，是本發明實施例中控制力隨槳葉方位角變化示意圖。作為一個實施例，步驟s4中所述基於cfd方法計算不同阻力片面積與控制力的關係，包括：s101，讀取槳葉幾何參數、運動特點和旋翼所處流場特徵劃分旋翼槳葉的貼體網格和背景網格；s102，對槳葉貼體網格和背景網格進行前處理，並對帶有阻力片部分的槳葉進行網格加密；s103，對槳葉網格在背景網格中進行挖洞和貢獻單元搜索，並將得到的槳葉網格和背景網格的嵌套關係進行儲存；s104，初始化槳葉流場；s105，更新所述槳葉網格坐標；s106，更新所述槳葉網格和背景網格的嵌套關係；s107，計算槳葉網格上的流場，更新背景網格上對應洞邊界單元的流場信息。作為一個實施例，步驟s5中所述改變控制力展向分布位置的改變範圍是：0.6r至r，r是槳葉半徑。本發明實施例提供的一種基於可變面積阻力片的旋翼厚度噪聲控制方法，通過在槳葉不同位置添加可變面積阻力片，可以針對性地對旋翼厚度噪聲進行大幅度降噪，旋翼厚度噪聲聲壓可降低6db以上，噪聲聲壓級降低50％以上。本發明實施例提供的方法屬於主動控制方法，解決了被動控制方法中存在的不同飛行狀態的適應性問題，實現了全包線飛行狀態下的旋翼厚度噪聲降噪。同時，相比現有的旋翼主動控制方法，實現方式簡單有效、可顯著降低降噪成本。本說明書中的各個實施例均採用遞進的方式描述，各個實施例之間相同相似的部分互相參見即可，每個實施例重點說明的都是與其他實施例的不同之處。尤其，對於設備實施例而言，由於其基本相似於方法實施例，所以描述得比較簡單，相關之處參見方法實施例的部分說明即可。以上所述，僅為本發明的具體實施方式，但本發明的保護範圍並不局限於此，任何熟悉本
技術領域：
的技術人員在本發明揭露的技術範圍內，可輕易想到的變化或替換，都應涵蓋在本發明的保護範圍之內。因此，本發明的保護範圍應該以權利要求的保護範圍為準。當前第1頁12