本發(fā)明涉及氣動(dòng)聲學(xué)
技術(shù)領(lǐng)域：
，尤其涉及一種基于可變面積阻力片的旋翼厚度噪聲控制方法。
背景技術(shù)：
：隨著直升機(jī)的廣泛應(yīng)用，直升機(jī)噪聲大的缺點(diǎn)越來(lái)越引起人們的重視，使得直升機(jī)噪聲已經(jīng)成為直升機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中需要著重考慮的問(wèn)題。旋翼噪聲是直升機(jī)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-渦干擾噪聲和高速脈沖噪聲等。旋翼厚度噪聲是由于槳葉周期性地排開(kāi)空氣而產(chǎn)生的，具有低頻及槳盤(pán)面內(nèi)傳播的特性，傳播距離較遠(yuǎn)，是聲探測(cè)的主要對(duì)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(xué)研究意義，更有十分廣闊的應(yīng)用前景，可為未來(lái)綠色、安靜直升機(jī)的發(fā)展提供重要技術(shù)支撐。直升機(jī)旋翼厚度噪聲與槳葉外形密切相關(guān)。在過(guò)去的數(shù)十年間，國(guó)內(nèi)外研究人員主要通過(guò)對(duì)旋翼外形進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，從而降低旋翼噪聲。美國(guó)rah-66直升機(jī)旋翼槳葉采用后掠槳尖，使噪聲水平降低2db左右；黑鷹直升機(jī)經(jīng)過(guò)歷次改進(jìn)設(shè)計(jì)，旋翼槳尖由最初的矩形變?yōu)橄路醇庀餍问?，以用于減小噪聲水平；歐洲研制的blue-edge(藍(lán)色刀鋒)旋翼槳葉采用了雙掠型槳葉(前掠-后掠組合)，使得平飛狀態(tài)下的旋翼氣動(dòng)噪聲可以降低2-3db。這類基于槳葉氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的被動(dòng)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(gè)方面的缺點(diǎn)：1)旋翼氣動(dòng)性能直接決定于槳葉外形，因此為了保證旋翼具有優(yōu)良的氣動(dòng)性能，在進(jìn)行低噪聲旋翼設(shè)計(jì)時(shí)需要在噪聲和性能設(shè)計(jì)之間進(jìn)行折衷，從而使得噪聲控制效果往往不明顯；2)沒(méi)有針對(duì)性地進(jìn)行旋翼厚度噪聲降噪，導(dǎo)致厚度噪聲的降噪效果較差；3)被動(dòng)噪聲控制方法存在著對(duì)于不同飛行狀態(tài)的適應(yīng)性問(wèn)題，不能實(shí)現(xiàn)全包線飛行狀態(tài)下的直升機(jī)降噪。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：本發(fā)明的實(shí)施例提供一種基于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(shè)置可變面積阻力片，通過(guò)控制系統(tǒng)使阻力片面積發(fā)生非定常的脈動(dòng)，從而誘發(fā)出一個(gè)與被控噪聲相位相同、幅值相反的可控聲波，通過(guò)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沖，進(jìn)而從根本上降低直升機(jī)飛行中的噪聲輻射。為達(dá)到上述目的，本發(fā)明的實(shí)施例采用如下技術(shù)方案：第一方面，本發(fā)明實(shí)施例提供一種基于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(shù)，建立基于聲學(xué)類比法的旋翼厚度噪聲計(jì)算模型，計(jì)算給定飛行狀態(tài)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，建立基于聲學(xué)類比法的控制源噪聲計(jì)算模型，計(jì)算給定飛行狀態(tài)下控制力f產(chǎn)生的控制源噪聲p′f；s3，根據(jù)旋翼厚度噪聲降噪目標(biāo)，設(shè)定抵消因子f，根據(jù)所述旋翼厚度噪聲pt'和控制源噪聲pt'，計(jì)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，基于cfd方法計(jì)算不同阻力片面積與控制力的關(guān)系，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(jù)所述不同阻力片面積與控制力的關(guān)系，計(jì)算不同位置的阻力片面積；s6，根據(jù)步驟s5的結(jié)果，對(duì)槳葉不同位置添加相應(yīng)面積的阻力片。作為一個(gè)實(shí)施例，還包括：s7,對(duì)帶有相應(yīng)面積阻力片的旋翼，根據(jù)步驟s1計(jì)算添加阻力片之后的旋翼厚度噪聲，進(jìn)行檢驗(yàn)和完善。作為一個(gè)實(shí)施例，所述步驟s1中，選取槳盤(pán)平面內(nèi)5r處的點(diǎn)為遠(yuǎn)場(chǎng)目標(biāo)觀測(cè)點(diǎn)，計(jì)算給定飛行狀態(tài)下控制力旋翼的厚度噪聲pt'；其中，r是槳葉半徑。作為一個(gè)實(shí)施例，所述控制源噪聲p′f是：其中，mh為旋翼懸停時(shí)的槳尖馬赫數(shù)，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(dǎo)數(shù)，a0是聲速，d是聲源到遠(yuǎn)場(chǎng)目標(biāo)觀測(cè)點(diǎn)的距離，xobs是遠(yuǎn)場(chǎng)目標(biāo)觀測(cè)點(diǎn)的位置，τ是源時(shí)間，ω是旋翼轉(zhuǎn)速。作為一個(gè)實(shí)施例，所述步驟s3遠(yuǎn)場(chǎng)目標(biāo)觀測(cè)點(diǎn)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(chǎng)完全對(duì)消，0<f<1代表部分抵消。作為一個(gè)實(shí)施例，步驟s3中，所述計(jì)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(shí)的槳尖馬赫數(shù)，as為槳盤(pán)面積，ρ0是空氣密度，a0是聲速，ψ是槳葉方位角。作為一個(gè)實(shí)施例，步驟s4中所述基于cfd方法計(jì)算不同阻力片面積與控制力的關(guān)系，包括：s101，讀取槳葉幾何參數(shù)、運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)和旋翼所處流場(chǎng)特征劃分旋翼槳葉的貼體網(wǎng)格和背景網(wǎng)格；s102，對(duì)槳葉貼體網(wǎng)格和背景網(wǎng)格進(jìn)行前處理，并對(duì)帶有阻力片部分的槳葉進(jìn)行網(wǎng)格加密；s103，對(duì)槳葉網(wǎng)格在背景網(wǎng)格中進(jìn)行挖洞和貢獻(xiàn)單元搜索，并將得到的槳葉網(wǎng)格和背景網(wǎng)格的嵌套關(guān)系進(jìn)行儲(chǔ)存；s104，初始化槳葉流場(chǎng)；s105，更新所述槳葉網(wǎng)格坐標(biāo)；s106，更新所述槳葉網(wǎng)格和背景網(wǎng)格的嵌套關(guān)系；s107，計(jì)算槳葉網(wǎng)格上的流場(chǎng)，更新背景網(wǎng)格上對(duì)應(yīng)洞邊界單元的流場(chǎng)信息。作為一個(gè)實(shí)施例，步驟s5中所述改變控制力展向分布位置的改變范圍是：0.6r至r，r是槳葉半徑。本發(fā)明實(shí)施例提供的一種基于可變面積阻力片的旋翼厚度噪聲控制方法，通過(guò)在槳葉不同位置添加可變面積阻力片，可以針對(duì)性地對(duì)旋翼厚度噪聲進(jìn)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(jí)降低50％以上。本發(fā)明實(shí)施例提供的方法屬于主動(dòng)控制方法，解決了被動(dòng)控制方法中存在的不同飛行狀態(tài)的適應(yīng)性問(wèn)題，實(shí)現(xiàn)了全包線飛行狀態(tài)下的旋翼厚度噪聲降噪。同時(shí)，相比現(xiàn)有的旋翼主動(dòng)控制方法，實(shí)現(xiàn)方式簡(jiǎn)單有效，可顯著降低降噪成本。附圖說(shuō)明為了更清楚地說(shuō)明本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案，下面將對(duì)實(shí)施例中所需要使用的附圖作簡(jiǎn)單地介紹，顯而易見(jiàn)地，下面描述中的附圖僅僅是本發(fā)明的一些實(shí)施例，對(duì)于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來(lái)講，在不付出創(chuàng)造性勞動(dòng)的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其它的附圖。圖1為本發(fā)明實(shí)施例的流程示意圖；圖2為本發(fā)明實(shí)施例提供的旋翼厚度噪聲的控制原理圖；圖3為本發(fā)明實(shí)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(fā)明實(shí)施例提供的控制過(guò)程中同一位置處阻力片的面積變化示意圖；圖5為采用本發(fā)明實(shí)施例后的旋翼厚度噪聲控制效果；圖6為本發(fā)明實(shí)施例提供的點(diǎn)對(duì)點(diǎn)噪聲控制圖；圖7為本發(fā)明實(shí)施例提供的控制力隨槳葉方位角變化示意圖。具體實(shí)施方式為使本領(lǐng)域技術(shù)人員更好地理解本發(fā)明的技術(shù)方案，下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施方式對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)描述。下文中將詳細(xì)描述本發(fā)明的實(shí)施方式，所述實(shí)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(biāo)號(hào)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(guò)參考附圖描述的實(shí)施方式是示例性的，僅用于解釋本發(fā)明，而不能解釋為對(duì)本發(fā)明的限制。本
技術(shù)領(lǐng)域：
技術(shù)人員可以理解，除非另外定義，這里使用的所有術(shù)語(yǔ)(包括技術(shù)術(shù)語(yǔ)和科學(xué)術(shù)語(yǔ))具有與本發(fā)明所屬領(lǐng)域中的普通技術(shù)人員的一般理解相同的意義。還應(yīng)該理解的是，諸如通用字典中定義的那些術(shù)語(yǔ)應(yīng)該被理解為具有與現(xiàn)有技術(shù)的上下文中的意義一致的意義，并且除非像這里一樣定義，不會(huì)用理想化或過(guò)于正式的含義來(lái)解釋。本發(fā)明的實(shí)施例提供一種基于可變面積阻力發(fā)生裝置的旋翼厚度噪聲控制方法，在旋翼槳葉端部設(shè)置可變面積阻力片，通過(guò)控制系統(tǒng)使阻力片面積發(fā)生非定常的脈動(dòng)，如圖2所示，從而誘發(fā)出一個(gè)與被控噪聲相位相同、幅值相反的可控聲波，通過(guò)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沖，進(jìn)而從根本上降低直升機(jī)飛行中的噪聲輻射。為達(dá)到上述目的，本發(fā)明實(shí)施例以一副兩米直徑旋翼為例，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例作進(jìn)一步的詳細(xì)說(shuō)明。旋翼的具體參數(shù)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(shù)0.6槳葉扭度(°)0槳葉弦長(zhǎng)(m)0.1905槳葉片數(shù)2第一方面，本發(fā)明實(shí)施例提供一種基于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(shù)，建立基于聲學(xué)類比法的旋翼厚度噪聲計(jì)算模型，計(jì)算給定飛行狀態(tài)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，建立基于聲學(xué)類比法的控制源噪聲計(jì)算模型，計(jì)算給定飛行狀態(tài)下控制力f產(chǎn)生的控制源噪聲p′f；s3，根據(jù)旋翼厚度噪聲降噪目標(biāo)，設(shè)定抵消因子f，根據(jù)所述旋翼厚度噪聲pt'和控制源噪聲pt'，計(jì)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，基于cfd方法計(jì)算不同阻力片面積與控制力的關(guān)系，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(fā)明實(shí)施例提供的同一位置阻力片面積變化示意圖，根據(jù)所述不同阻力片面積與控制力的關(guān)系，計(jì)算不同位置的阻力片面積；s6，根據(jù)步驟s5的結(jié)果，對(duì)槳葉不同位置添加相應(yīng)面積的阻力片。如圖5所示，是采用本發(fā)明實(shí)施例方法后位于槳葉端部四分之一弦線處的阻力片對(duì)厚度噪聲降噪效果圖。作為一個(gè)實(shí)施例，還包括：s7,對(duì)帶有相應(yīng)面積阻力片后的旋翼，根據(jù)步驟s1計(jì)算添加阻力片之后的旋翼厚度噪聲，進(jìn)行檢驗(yàn)和完善。作為一個(gè)實(shí)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(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)目標(biāo)觀測(cè)點(diǎn)的噪聲控制，選取槳盤(pán)平面內(nèi)5r(r是槳葉半徑)處的點(diǎn)為遠(yuǎn)場(chǎng)目標(biāo)觀測(cè)點(diǎn)，計(jì)算給定飛行狀態(tài)下控制力旋翼的厚度噪聲pt'。其中，所述槳盤(pán)是槳葉旋轉(zhuǎn)構(gòu)成的平面。作為一個(gè)實(shí)施例，所述控制源噪聲p′f是：其中，mh為旋翼懸停時(shí)的槳尖馬赫數(shù)，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(dǎo)數(shù)，a0是聲速，d是聲源到遠(yuǎn)場(chǎng)目標(biāo)觀測(cè)點(diǎn)的距離，xobs是遠(yuǎn)場(chǎng)目標(biāo)觀測(cè)點(diǎn)的位置，τ是源時(shí)間，ω是旋翼轉(zhuǎn)速。作為一個(gè)實(shí)施例，所述步驟s3遠(yuǎn)場(chǎng)目標(biāo)觀測(cè)點(diǎn)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(chǎng)完全對(duì)消，0<f<1代表部分抵消。作為一個(gè)實(shí)施例，步驟s3中，結(jié)合設(shè)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(jì)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(shí)的槳尖馬赫數(shù)，as為槳盤(pán)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(fā)明實(shí)施例中控制力隨槳葉方位角變化示意圖。作為一個(gè)實(shí)施例，步驟s4中所述基于cfd方法計(jì)算不同阻力片面積與控制力的關(guān)系，包括：s101，讀取槳葉幾何參數(shù)、運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)和旋翼所處流場(chǎng)特征劃分旋翼槳葉的貼體網(wǎng)格和背景網(wǎng)格；s102，對(duì)槳葉貼體網(wǎng)格和背景網(wǎng)格進(jìn)行前處理，并對(duì)帶有阻力片部分的槳葉進(jìn)行網(wǎng)格加密；s103，對(duì)槳葉網(wǎng)格在背景網(wǎng)格中進(jìn)行挖洞和貢獻(xiàn)單元搜索，并將得到的槳葉網(wǎng)格和背景網(wǎng)格的嵌套關(guān)系進(jìn)行儲(chǔ)存；s104，初始化槳葉流場(chǎng)；s105，更新所述槳葉網(wǎng)格坐標(biāo)；s106，更新所述槳葉網(wǎng)格和背景網(wǎng)格的嵌套關(guān)系；s107，計(jì)算槳葉網(wǎng)格上的流場(chǎng)，更新背景網(wǎng)格上對(duì)應(yīng)洞邊界單元的流場(chǎng)信息。作為一個(gè)實(shí)施例，步驟s5中所述改變控制力展向分布位置的改變范圍是：0.6r至r，r是槳葉半徑。本發(fā)明實(shí)施例提供的一種基于可變面積阻力片的旋翼厚度噪聲控制方法，通過(guò)在槳葉不同位置添加可變面積阻力片，可以針對(duì)性地對(duì)旋翼厚度噪聲進(jìn)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(jí)降低50％以上。本發(fā)明實(shí)施例提供的方法屬于主動(dòng)控制方法，解決了被動(dòng)控制方法中存在的不同飛行狀態(tài)的適應(yīng)性問(wèn)題，實(shí)現(xiàn)了全包線飛行狀態(tài)下的旋翼厚度噪聲降噪。同時(shí)，相比現(xiàn)有的旋翼主動(dòng)控制方法，實(shí)現(xiàn)方式簡(jiǎn)單有效、可顯著降低降噪成本。本說(shuō)明書(shū)中的各個(gè)實(shí)施例均采用遞進(jìn)的方式描述，各個(gè)實(shí)施例之間相同相似的部分互相參見(jiàn)即可，每個(gè)實(shí)施例重點(diǎn)說(shuō)明的都是與其他實(shí)施例的不同之處。尤其，對(duì)于設(shè)備實(shí)施例而言，由于其基本相似于方法實(shí)施例，所以描述得比較簡(jiǎn)單，相關(guān)之處參見(jiàn)方法實(shí)施例的部分說(shuō)明即可。以上所述，僅為本發(fā)明的具體實(shí)施方式，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此，任何熟悉本
技術(shù)領(lǐng)域：
的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)該以權(quán)利要求的保護(hù)范圍為準(zhǔn)。當(dāng)前第1頁(yè)12