[发明专利]一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法

说明书

本发明属于直升机旋翼气动噪声分析与控制技术领域，公开了一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法。针对桨叶工作状态，计算桨叶形变量；根据桨叶的形变量，绘制围绕形变桨叶的三维结构网格；根据围绕形变桨叶的三维结构网格和流场输入参数计算桨叶表面载荷数据；根据噪声计算输入参数、桨叶表面载荷数据和桨叶贴体网格求解旋翼噪声声场。

技术领域

本发明属于升机旋翼气动噪声分析与控制技术领域，具体涉及一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法。

背景技术

旋翼气动噪声作为直升机的最主要噪声源之一，受到的关注是最多的。旋翼噪声的准确预估是了解旋翼噪声特性以及低噪声旋翼设计前提条件，因此开展旋翼噪声预估方法的研究具有重要的学术意义和工程意义。目前旋翼噪声预测的计算模型一般分为两类，一是采用先进的CFD方法结合FW-H方程进行计算；二是采用工程模型来计算旋翼载荷，并结合FW-H方程计算噪声。这些基于桨叶几何外形输入的计算模型在设计阶段就能够确定旋翼噪声特性。

对于飞行中的直升机，其桨叶会经历显著的弹性变形，包括弯曲和扭转。目前考虑桨叶形变的研究中，使用包含柔性桨叶动力学和空气动力学的载荷计算，用来使声学代码能够分析大部分由于桨叶变形带来的噪声影响，如文献[1]和文献[2]中的研究。但是，这些研究在噪声计算方面并没有考虑桨叶表面网格的弹性形变，相当于计算模型的桨叶几何外形输入是不准确的，进而会导致噪声预测不准确。载荷噪声并非只与载荷相关，而且还和声源位置和声源位置的时间导数有关，精确的载荷计算并不足以纠正这些声源位置和运动的错误。进一步讲，旋翼平面内的噪声主要是厚度噪声，厚度噪声强烈的依赖于桨叶表面的位置、速度和加速度。这些量都需要根据桨叶弹性变形进行重新计算。

参考文献：

[1]Aoyama T,Yang C,Kondo N.Comparison of noise reduction effectbetween afc and conventional ibc by moving overlapped grid method[C]//12thAIAA/CEAS Aeroacoustics Conference,May 8-10,Cambridge,Britain,2006.

[2]Kondo N,Aoyama T,Yang C.Numerical analysis of active flap fornoise reduction using moving overlapped grid method[C]//61st Forum AmericanHelicopter Society,June 1-3,Texas,U.S.A 2005.

发明内容

本方法综合考虑了背景技术里存在的问题，基于考虑桨叶弹性形变，建立了一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法，桨叶贴体网格和旋翼非定常载荷计算均考虑了桨叶弹性形变的影响，使旋翼气动噪声计算结果更加准确。本发明提供了如下方案：

一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法，所述方法包括：

第一步，针对桨叶工作状态，计算桨叶形变量；

第二步，根据桨叶的形变量，绘制围绕形变桨叶的三维结构网格。

第三步，根据围绕形变桨叶的三维结构网格和流场输入参数计算桨叶表面载荷数据；

第四步，根据噪声计算输入参数、桨叶表面载荷数据和桨叶贴体网格求解旋翼噪声声场。

进一步，所述第一步中，桨叶形变量通过旋翼飞行器综合分析软件对弹性桨叶模型进行桨叶气动/动力学计算得到。

进一步，桨叶形变量包括：扭转角形变量和沿展向分布1/4弦长位置位移形变量。

进一步，沿展向分布1/4弦长位置位移形变量包括1/4弦长位置沿桨叶挥舞方向的位移形变量和沿桨叶摆振方向的位移形变量。