[發(fā)明專利]一種基于集中載荷的旋翼氣動(dòng)噪聲計(jì)算方法

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 201911232693.6
• 申請日: 2019-12-04
• 公開（公告）號: CN111046493A
• 公開（公告）日: 2020-04-21
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 曹亞雄;樊楓;劉平安;孫偉;袁明川;孫朋朋
• 申請（專利權(quán)）人: 中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F119/14
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 王世磊

1.一種基于集中載荷的旋翼氣動(dòng)噪聲計(jì)算方法，其特征在于，所述方法包括：

S1，進(jìn)行旋翼氣動(dòng)仿真得到多個(gè)槳葉剖面的集中載荷，每個(gè)槳葉剖面的集中載荷包括對應(yīng)槳葉剖面的升力系數(shù)、阻力系數(shù)；

S2，根據(jù)每個(gè)槳葉剖面的升力系數(shù)、阻力系數(shù)，計(jì)算每個(gè)槳葉微段的升力、阻力；其中，槳葉微段與槳葉剖面一一對應(yīng)；

S3，根據(jù)每個(gè)槳葉微段的升力、阻力分別計(jì)算對應(yīng)槳葉微段的升力、阻力的離散載荷；

S4，根據(jù)所有槳葉微段的升力、阻力的離散載荷計(jì)算旋翼氣動(dòng)噪聲。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于集中載荷的旋翼氣動(dòng)噪聲計(jì)算方法，其特征在于，S1中，采用自由尾跡方法獲取多個(gè)槳葉剖面的集中載荷。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于集中載荷的旋翼氣動(dòng)噪聲計(jì)算方法，其特征在于，S2中，采用葉素理論計(jì)算每個(gè)槳葉微段的升力、阻力。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于集中載荷的旋翼氣動(dòng)噪聲計(jì)算方法，其特征在于，S2具體為：

對于展向位置為r，寬度為dr的微段，得到該槳葉微段的升力dL(ψ，r)為：

式中，C_l(ψ,r)表示槳葉剖面的升力系數(shù)，C_d(ψ,r)表示槳葉剖面的阻力系數(shù)，c表示槳葉微段的弦長，U表示槳葉微段的來流速度，ρ表示空氣密度，ψ表示槳葉的方位角。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于集中載荷的旋翼氣動(dòng)噪聲計(jì)算方法，其特征在于，S2具體為：

對于展向位置為r，寬度為dr的微段，得到該槳葉微段的阻力dD(ψ，r)為：

式中，C_l(ψ，r)表示槳葉剖面的升力系數(shù)，C_d(ψ，r)表示槳葉剖面的阻力系數(shù)，c表示槳葉微段的弦長，U表示槳葉微段的來流速度，ρ表示空氣密度，ψ表示槳葉的方位角。

6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的一種基于集中載荷的旋翼氣動(dòng)噪聲計(jì)算方法，其特征在于，S3，具體為：

在非緊致源假設(shè)下，根據(jù)每個(gè)槳葉微段的升力計(jì)算對應(yīng)槳葉微段的升力的離散載荷為：

式中，x為沿弦向的位置，c表示槳葉微段的弦長。

7.根據(jù)權(quán)利要求5所述的一種基于集中載荷的旋翼氣動(dòng)噪聲計(jì)算方法，其特征在于，S3，具體為：

在非緊致源假設(shè)下，根據(jù)每個(gè)槳葉微段的升力計(jì)算對應(yīng)槳葉微段的阻力的離散載荷為：

式中，x為沿弦向的位置，c表示槳葉微段的弦長。

8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于集中載荷的旋翼氣動(dòng)噪聲計(jì)算方法，其特征在于，S4中，根據(jù)FW-H方程推導(dǎo)的Farassat 1A公式，采用所有槳葉微段的升、阻力的離散載荷計(jì)算旋翼氣動(dòng)噪聲。