[發明專利]一種基于集中載荷的旋翼氣動噪聲計算方法

在審

• 申請號: 201911232693.6
• 申請日: 2019-12-04
• 公開（公告）號: CN111046493A
• 公開（公告）日: 2020-04-21
• 發明（設計）人: 曹亞雄;樊楓;劉平安;孫偉;袁明川;孫朋朋
• 申請（專利權）人: 中國直升機設計研究所
• 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

本發明屬于直升機空氣動力學技術領域，公開了一種基于集中載荷的旋翼氣動噪聲計算方法。包括：S1，進行旋翼氣動仿真得到多個槳葉剖面的集中載荷，每個槳葉剖面的集中載荷包括對應槳葉剖面的升力系數、阻力系數；S2，根據每個槳葉剖面的升力系數、阻力系數，計算每個槳葉微段的升力、阻力；其中，槳葉微段與槳葉剖面一一對應；S3，根據每個槳葉微段的升力、阻力分別計算對應槳葉微段的升力、阻力的離散載荷；S4，根據所有槳葉微段的升力、阻力的離散載荷計算旋翼氣動噪聲，將旋翼氣動計算得到的集中載荷轉換成沿弦向分布的離散載荷，高效率地計算出各個觀測點處的旋翼噪聲值。

技術領域

本發明屬于直升機空氣動力學技術領域，尤其涉及一種基于集中載荷的旋翼氣動噪聲計算方法。

背景技術

外部噪聲大是直升機的固有缺點之一，使得直升機會對周圍環境以及地面人員產生較嚴重的噪聲污染和影響，不論在民用領域還是軍事領域，這都限制了直升機的進一步使用。而旋翼和尾槳的氣動噪聲是直升機遠場噪聲最主要的來源，因此，開展直升機旋翼/尾槳氣動噪聲研究，建立可靠的噪聲預估算法，是實現直升機降噪技術的基礎。

直升機旋翼氣動噪聲計算領域常用的方法是固體邊界發聲的氣動聲學基本方程，即FW-H方程，它的實用形式是Farassat 1A公式：

式中，p’是擾動聲壓，p’_T代表旋翼旋轉噪聲中的厚度噪聲成分，p’_L代表旋翼旋轉噪聲中的載荷噪聲成分；a₀和ρ₀分別表示無擾動介質中的音速和密度，v_n為槳葉表面的法向運動速度；r為積分面到觀察點之間的距離，為積分面指向觀察點的單位矢量，[·]_ret表示括號內的變量都在延遲時間下取值；槳葉載荷定義為P_ij是壓縮應力張量，其包含表面壓強和粘性應力；和t分別表示觀測點所在位置和聲波到達觀測點的時刻；字母頭上圓點“·”表示時間導數，n表示積分面的單位法向矢量，M為積分面運動馬赫數。

上述噪聲計算公式中，需要確定l_r等參數。這些是與槳葉氣動載荷相關的量，在計算旋翼噪聲之前，應確定槳葉表面的氣動載荷分布。通過旋翼流場計算可以得到槳葉的載荷分布，常用的方法之一是基于RANS方程的CFD(計算流體力學)方法，該方法將槳葉離散成一個個網格，通過求解N-S方程得到每個網格點處的載荷。相比于CFD方法，自由尾跡方法計算效率高，并且能模擬出槳尖渦軌跡，特別適合于旋翼槳-渦干擾狀態的計算。它輸出的是槳葉沿徑向分布剖面的集中載荷，還不能直接用于噪聲計算。

發明內容

針對上述背景技術中的問題，本發明的目的在于提供一種基于集中載荷的旋翼氣動噪聲計算方法，根據非緊致源假設，將旋翼氣動計算得到的集中載荷轉換成沿弦向分布的離散載荷，高效率地計算出各個觀測點處的旋翼噪聲值。

為達到上述目的，本發明采用如下技術方案予以實現。

一種基于集中載荷的旋翼氣動噪聲計算方法，所述方法包括：

S1，進行旋翼氣動仿真得到多個槳葉剖面的集中載荷，每個槳葉剖面的集中載荷包括對應槳葉剖面的升力系數、阻力系數；

S2，根據每個槳葉剖面的升力系數、阻力系數，計算每個槳葉微段的升力、阻力；其中，槳葉微段與槳葉剖面一一對應；

S3，根據每個槳葉微段的升力、阻力分別計算對應槳葉微段的升力、阻力的離散載荷；

S4，根據所有槳葉微段的升力、阻力的離散載荷計算旋翼氣動噪聲。

本發明技術方案的特點和進一步的改進為：