[发明专利]一种基于后缘襟翼的降低旋翼噪声的方法及系统

摘要

本发明公开一种基于后缘襟翼的降低旋翼噪声的方法及系统。该方法包括：获取直升机的旋翼参数和工作参数；获取观测点处的第一旋翼厚度噪声特性；获得观测点处的多个第二旋翼厚度噪声特性；确定目标函数，目标函数为使得观测点的降噪区域面积最大的函数；根据目标函数，确定施加外力的分布位置；根据声场对消方法，确定外力的数值；采用CFD数值模拟方法确定后缘襟翼的偏转参数与外力的函数关系；根据偏转参数与外力的函数关系及外力的数值，确定分布位置的后缘襟翼的偏转参数；根据后缘襟翼的偏转参数调节分布位置处的后缘襟翼的偏转，以降低直升机的旋翼噪声。本发明提供的方法及系统，可以显著增加旋翼厚度噪声的降噪区域面积，提高降噪效果。

主权项

1.一种基于后缘襟翼的降低旋翼噪声的方法，其特征在于，所述方法包括：

获取直升机的旋翼参数和工作参数；

根据所述旋翼参数和所述工作参数获取观测点处的第一旋翼厚度噪声特性；所述第一旋翼厚度噪声特性为无外力条件下直升机的旋翼厚度噪声特性；

获得所述观测点处的多个第二旋翼厚度噪声特性；不同的第二旋翼厚度噪声特性为在直升机桨叶端部、四分之一弦线处的不同位置施加外力后所述观测点处的旋翼厚度噪声特性；

确定目标函数，所述目标函数为使得所述观测点的降噪区域面积最大的函数；

根据所述目标函数，确定施加外力的分布位置；

根据声场对消方法，确定所述外力的数值；

采用CFD数值模拟方法确定后缘襟翼的偏转参数与外力的函数关系；所述后缘襟翼的偏转参数包括偏转的幅度、频率和相位；

根据所述后缘襟翼的偏转参数与外力的函数关系及所述外力的数值，确定所述分布位置的后缘襟翼的偏转参数；

根据所述后缘襟翼的偏转参数调节所述分布位置处的后缘襟翼的偏转，以降低直升机的旋翼噪声。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取直升机的旋翼参数和工作参数，具体包括：

获取所述直升机的旋翼翼型、旋翼半径、旋翼根切、桨叶扭度、桨叶弦长和桨叶片数；

获取所述直升机的桨尖马赫数和旋翼总距。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获得所述观测点处的多个第二旋翼厚度噪声特性，具体包括：

对所述直升机的桨叶端部、四分之一弦线处的不同位置分别施加所述外力；

获取每个位置施加所述外力后对应的所述观测点处的远场噪声特性；

将每个位置对应的远场噪声特性与所述第一旋翼厚度噪声特性叠加，获得每个位置对应的第二旋翼厚度噪声特性；

依次获得多个第二旋翼厚度噪声特性。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述对所述直升机的桨叶端部、四分之一弦线处的不同位置分别施加所述外力，具体包括：

对所述直升机的桨叶端部、四分之一弦线处0.7R‑R位置范围内，每隔0.5R的位置施加一个所述外力；所述R为所述桨叶的半径。

5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述根据所述目标函数，确定施加外力的分布位置，具体包括：

通过优化算法，获得所述目标函数的最优解；所述最优解为同时施加所述外力的多个位置。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述根据声场对消方法，确定所述外力的数值，具体包括：

利用确定所述分布位置中第i个位置对应的第二旋翼厚度噪声特性其中f为抵消因子，p′_T为观测点处的第一旋翼厚度噪声特性，n为施加所述外力的个数；

根据所述第i个位置对应的第二旋翼厚度噪声特性确定所述第i个位置对应的外力的数值。

7.一种基于后缘襟翼的降低旋翼噪声的系统，其特征在于，所述系统应用于权利要求1‑6任一项所述的方法，所述系统包括：

参数获取模块，用于获取直升机的旋翼参数和工作参数；

第一旋翼厚度噪声特性获取模块，用于根据所述旋翼参数和所述工作参数获取观测点处的第一旋翼厚度噪声特性；所述第一旋翼厚度噪声特性为无外力条件下直升机的旋翼厚度噪声特性；

第二旋翼厚度噪声特性获取模块，用于获得所述观测点处的多个第二旋翼厚度噪声特性；不同的第二旋翼厚度噪声特性为在直升机桨叶端部、四分之一弦线处的不同位置施加外力后所述观测点处的旋翼厚度噪声特性；

目标函数确定模块，用于确定目标函数，所述目标函数为使得所述观测点的降噪区域面积最大的函数；

分布位置确定模块，用于根据所述目标函数，确定施加外力的分布位置；

外力数值确定模块，用于根据声场对消方法，确定所述外力的数值；

后缘襟翼的偏转参数与外力的函数关系确定模块，用于采用CFD数值模拟方法确定后缘襟翼的偏转参数与外力的函数关系；所述后缘襟翼的偏转参数包括偏转的幅度、频率和相位；

后缘襟翼的偏转参数确定模块，用于根据所述后缘襟翼的偏转参数与外力的函数关系及所述外力的数值，确定所述分布位置的后缘襟翼的偏转参数；

后缘襟翼偏转调节模块，用于根据所述后缘襟翼的偏转参数调节所述分布位置处的后缘襟翼的偏转，以降低直升机的旋翼噪声。

8.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，所述第二旋翼厚度噪声特性获取模块，具体包括：

外力施加单元，用于对所述直升机的桨叶端部、四分之一弦线处的不同位置分别施加所述外力；

远场噪声特性获取单元，用于获取每个位置施加所述外力后对应的所述观测点处的远场噪声特性；

叠加单元，用于将每个位置对应的远场噪声特性与所述第一旋翼厚度噪声特性叠加，获得每个位置对应的第二旋翼厚度噪声特性；

第二旋翼厚度噪声特性获取单元，用于依次获得多个第二旋翼厚度噪声特性。

9.根据权利要求8所述的系统，其特征在于，所述外力施加单元用于对所述直升机的桨叶端部、四分之一弦线处0.7R‑R位置范围内，每隔0.5R的位置施加一个所述外力；所述R为所述桨叶的半径。

10.根据权利要求8所述的系统，其特征在于，所述分布位置确定模块用于通过优化算法，获得所述目标函数的最优解；所述最优解为同时施加所述外力的多个位置。