[發明專利]一種基于后緣襟翼的降低旋翼噪聲的方法及系統

有效

• 申請號: 201711431019.1
• 申請日: 2017-12-26
• 公開（公告）號: CN108170939B
• 公開（公告）日: 2020-04-24
• 發明（設計）人: 史勇杰;賀祥;胡志遠;徐國華
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/20;G06F119/10
• 代理公司: 北京高沃律師事務所 11569
• 代理人: 王戈

本發明公開一種基于后緣襟翼的降低旋翼噪聲的方法及系統。該方法包括：獲取直升機的旋翼參數和工作參數；獲取觀測點處的第一旋翼厚度噪聲特性；獲得觀測點處的多個第二旋翼厚度噪聲特性；確定目標函數，目標函數為使得觀測點的降噪區域面積最大的函數；根據目標函數，確定施加外力的分布位置；根據聲場對消方法，確定外力的數值；采用CFD數值模擬方法確定后緣襟翼的偏轉參數與外力的函數關系；根據偏轉參數與外力的函數關系及外力的數值，確定分布位置的后緣襟翼的偏轉參數；根據后緣襟翼的偏轉參數調節分布位置處的后緣襟翼的偏轉，以降低直升機的旋翼噪聲。本發明提供的方法及系統，可以顯著增加旋翼厚度噪聲的降噪區域面積，提高降噪效果。

技術領域

本發明涉及直升機領域，特別是涉及一種基于后緣襟翼的降低旋翼噪聲的方法及系統。

背景技術

隨著直升機在軍用領域和民用領域的廣泛應用，直升機噪聲輻射嚴重的缺點越來越引起人們的重視，已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，按形成原理可分為厚度噪聲、載荷噪聲、槳-渦干擾噪聲和高速脈沖噪聲等。其中，旋翼厚度噪聲主要沿槳盤平面向外傳播，且低頻成分多，因而厚度噪聲具有衰減慢、傳播遠的特性，當直升機前飛時，槳盤平面前傾，使得旋翼厚度噪聲成為遠場噪聲的主要構成，對于軍用直升機來說是影響聲隱身性能的關鍵因素。

在過去的數十年間，國內外研究人員針對旋翼氣動噪聲的降噪開展了一系列研究。一些研究者通過對旋翼的優化設計，如降低旋轉馬赫數、改變槳葉外形設計(槳尖后掠、槳葉尖削或薄翼型)等，在一定程度上降低了旋翼噪聲，但存在以下缺點：1)在降低噪聲的同時也影響到旋翼的氣動性能，需要在噪聲和性能設計之間進行折衷；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)這種被動噪聲控制方法還存在著對于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。主動控制方面，主要集中于旋翼槳-渦干擾噪聲的控制，關于旋翼厚度噪聲降噪現有的方法采用單獨的槳尖外力進行旋翼噪聲的對消降噪，只能實現單獨控制點的噪聲降低，降噪區域面積小，總體降噪效果差，難以達到實際飛行中的降噪需求。

發明內容

本發明的目的是提供一種基于后緣襟翼的降低旋翼噪聲的方法及系統，以提高降低旋翼噪聲的區域面積，以提高降噪的效果。

為實現上述目的，本發明提供了如下方案：

一種基于后緣襟翼的降低旋翼噪聲的方法，所述方法包括：

獲取直升機的旋翼參數和工作參數；

根據所述旋翼參數和所述工作參數獲取觀測點處的第一旋翼厚度噪聲特性；所述第一旋翼厚度噪聲特性為無外力條件下直升機的旋翼厚度噪聲特性；

獲得所述觀測點處的多個第二旋翼厚度噪聲特性；不同的第二旋翼厚度噪聲特性為在直升機槳葉端部、四分之一弦線處的不同位置施加外力后所述觀測點處的旋翼厚度噪聲特性；

確定目標函數，所述目標函數為使得所述觀測點的降噪區域面積最大的函數；

根據所述目標函數，確定施加外力的分布位置；

根據聲場對消方法，確定所述外力的數值；

采用CFD數值模擬方法確定后緣襟翼的偏轉參數與外力的函數關系；所述后緣襟翼的偏轉參數包括偏轉的幅度、頻率和相位；

根據所述后緣襟翼的偏轉參數與外力的函數關系及所述外力的數值，確定所述分布位置的后緣襟翼的偏轉參數；

根據所述后緣襟翼的偏轉參數調節所述分布位置處的后緣襟翼的偏轉，以降低直升機的旋翼噪聲。

可選的，所述獲取直升機的旋翼參數和工作參數，具體包括：

獲取所述直升機的旋翼翼型、旋翼半徑、旋翼根切、槳葉扭度、槳葉弦長和槳葉片數；