CN104443348A - 一种用于提高涡桨飞机防冰板声学性能的设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种用于提高涡桨飞机防冰板声学性能的设计方法，通过对防冰板的选型、声学内芯的选型、防冰板气动外形设计以及环境适应性设计要求和防冰板装机要求等内容等组成。依据此方法可设计出具有隔声量高、气动噪声低、易更换、满足环境适应性等特点的防冰板结构，实现在不改变飞机结构的前提下，具有避免螺旋桨甩冰损伤机身和提高机身结构声学性能两方面的性能要求。

Description

一种用于提高涡桨飞机防冰板声学性能的设计方法

技术领域

本发明属于飞机结构声学设计领域，具体涉及一种防冰板的设计方法。

背景技术

涡桨飞机在飞行过程中，螺旋桨高速旋转，会产生巨大的线谱噪声和气流脉动，击打在机身蒙皮上，严重影响飞机舱内的声学环境，破坏坐乘舒适性。根据已有研究成果表明，螺旋桨噪声主要通过螺旋桨平面对应的机身侧壁区域传递至舱室内部，影响舱内坐乘舒适性。

在现有国产涡桨飞机防冰板设计中，通常在机身外部、螺旋桨平面对应区域，对称地附加一层蒙皮，来防止螺旋桨甩冰损伤机身结构；附加蒙皮由外层金属蒙皮和内部阻尼橡胶组成，利用气密螺栓固定在飞机机身外部。此种防冰板不能兼顾在防止螺旋桨甩冰击伤机身结构的同时，有效衰减螺旋桨噪声向舱室内的传播，因此具有一定局限性。

发明内容

为克服相关技术中存在的问题，提高涡桨飞机防冰板结构声学性能，实现新设计的防冰板结构兼顾客舱噪声控制和防止机身结构冰击损伤的功能，本发明提供了一种低气动声、高隔声量、易于更换、环境适应性高的防冰板结构设计方法，包括如下步骤：

步骤1、依据原有飞机防冰板面板的设计方案进行抗冰击面板选型；

步骤2、根据材料吸声系数方法和隔声性能测试方法测试待选材料的声学性能，并根据待选材料的吸声系数和隔声性能，选取防冰板的声学内芯；

步骤3、根据声学内芯材料厚度及抗冰击面板厚度，确定防冰板厚度，并依据防冰板厚度，利用气动计算声学软件计算防冰板自激噪声，在此基础上，通过修改气动封边的长度，计算不同气动封边设计下防冰板的气动噪声；

步骤4、在所述步骤3的基础上并根据螺旋桨实测噪声确定防冰板封边长度；

步骤5、根据螺旋桨安装位置及旋转方向确定防冰板的安装位置和安装方式；

步骤6、通过步骤5中确定的防冰板安装位置以及机身两侧外形特征确定防冰板结构形状。

优选的是，还包括在防冰板垂直于航向的下部封边上，设置“T”型导流槽以及对防冰板进行性能测试。

在上述任一方案中优选的是，在所述步骤1中，包括对材料或结构改变的面板开展面板结构的冰击实验或冰击计算模拟来满足抗冰击的要求。

在上述任一方案中优选的是，在所述步骤2中，选择螺旋桨1阶频率上总隔声量最大材料作为声学内芯。

在上述任一方案中优选的是，在所述步骤2中，选择螺旋桨1阶频率上吸声最大的材料作为声学内芯。

在上述任一方案中优选的是，在所述步骤3中，首先根据已选抗冰击面板厚度和声学内芯厚度，确定出新设计防冰板的总厚度，其次，利用CFD+CAA的方法计算与防冰板厚度相等的凸台在气流条件下的气动噪声，再次，在上述计算模型中在凸台迎风方向增加气动封边，计算增加气动封边后防冰板的气动噪声，重复上述步骤，计算出不同封边长度对应的气动噪声，得出封边长度与自激噪声的曲线。

在上述任一方案中优选的是，在所述步骤4中，根据螺旋桨实测噪声大于带气动封边的防冰板自激噪声计算结果25dB以上来确定防冰板封边长度。

在上述任一方案中优选的是，在所述步骤5中，防冰板的安装位置，分为沿飞机航向和垂直飞机航向，在沿飞机航向上，防冰板中心安装在螺旋桨平面对应的机身位置，跨度为1个框，在垂直于飞机航向上，防冰板覆盖螺旋桨叶尖外圆切线与机身相交所的所有区域，其中，当飞机两个螺旋桨为同向旋转时，其螺旋桨叶尖外圆切线与机身相交所的区域在机身左右两侧非对称。

在上述任一方案中优选的是，在所述步骤6中，包括根据步骤4重新设计开口处气动封边。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。

图1是按照本发明用于提高涡桨飞机防冰板声学性能的设计方法中一优选实施例的防冰板结构气动封边外形示意图。

图2为图1所示实施例的防冰板结构安装示意图。

其中，1为防冰板，2为壁板，3为螺栓孔，4为法兰环，A为防冰板左侧封边形式，B为防冰板右侧封边形式，H为防冰板厚度，L为防冰板封边长度。

具体实施方式

这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。

本发明提出了一种用于提高涡桨飞机防冰板声学性能的设计方法，用于设计出新型防冰板结构，在有效避免螺旋桨甩冰损伤机身结构的同时，提高机身侧壁对螺旋桨噪声传播的抑制能力，起到降低舱内噪声的效果；主要内容包括抗冰击面板选型方法、声学内芯选型方法、防冰板气动外形设计方法、环境适应性设计要求、防冰板装机要求等内容，依据此方法可设计出具有隔声量高、气动噪声低、抗冰击能力强、易更换、适应环境等特点的防冰板结构，实现在不改变飞机结构的前提下，避免螺旋桨甩冰损伤机身和提高机身结构声学性能两方面的技术要求。

实施例1：

本发明提供了一种低气动声、高隔声量、易于更换、环境适应性高的防冰板结构设计方法，包括如下步骤：

步骤1、依据原有飞机防冰板面板的设计方案进行抗冰击面板选型；

步骤2、根据材料吸声系数方法和隔声性能测试方法测试待选材料的声学性能，并根据待选材料的吸声系数和隔声性能，选取防冰板的声学内芯；

步骤3、根据声学内芯材料厚度及抗冰击面板厚度，确定防冰板厚度，并依据防冰板厚度，利用气动计算声学软件计算防冰板自激噪声，在此基础上，通过修改气动封边的长度，计算不同气动封边设计下防冰板的气动噪声；

步骤4、在所述步骤3的基础上并根据螺旋桨实测噪声确定防冰板封边长度；

步骤5、根据螺旋桨安装位置及旋转方向确定防冰板的安装位置和安装方式；

步骤6、通过步骤5中确定的防冰板安装位置以及机身两侧外形特征确定防冰板结构形状。

在所述步骤1中，包括对材料或结构改变的面板开展面板结构的冰击实验或冰击计算模拟来满足抗冰击的要求。防冰板抗冰击面板，可选用原有飞机防冰板面板也可选择新材料、新结构的面板；如选择新的面板(材料或结构改变)，必须开展面板结构的冰击实验或冰击计算模拟，已验证面板强度是否能满足抗冰击的要求。

材料声学性能测试可参考GB/T18696.1-2004等标准来进行；材料隔声性能可根据GB/T19889.1-2005等标注进行；在所述步骤2中，针对飞机的螺旋桨噪声分布特征，进行根据测试结果，进行声学内芯材料选型；声学材料选型原则是，在螺旋桨1阶频率上吸声吸声最大和总隔声量最大；当不能同时满足上述条件时，优先选择总隔声量最大材料作为声学内芯

在所述步骤3中，如图1所示，首先根据已选抗冰击面板厚度和声学内芯厚度，确定出新设计防冰板的总厚度，其次，利用CFD+CAA的方法以及利用计算气动声学商业软件(如ACTRAN、LMS VirtualLab等)来计算与防冰板厚度相等的凸台在气流条件下的气动噪声，再次，在上述计算模型中在凸台迎风方向增加气动封边，计算增加气动封边后防冰板的气动噪声，重复上述步骤，计算出不同封边长度对应的气动噪声，得出封边长度与自激噪声的曲线。

在所述步骤4中，根据螺旋桨实测噪声大于带气动封边的防冰板自激噪声计算结果25dB以上来确定防冰板封边长度。其中需要说明的是，在常规声学测试中，当主要声音大于背景噪声25dB以上时，背景噪声引起的误差可忽略；因此，当主要声音(螺旋桨噪声)大于防冰板自激噪声25dB以上时，防冰板的自激噪声可忽略。

在所述步骤5中，如图2所示，防冰板的安装位置，分为沿飞机航向和垂直飞机航向，在沿飞机航向上，防冰板中心安装在螺旋桨平面对应的机身位置，跨度为1个框，在垂直于飞机航向上，防冰板覆盖螺旋桨叶尖外圆切线与机身相交所的所有区域，其中，当飞机两个螺旋桨为同向旋转时，其螺旋桨叶尖外圆切线与机身相交所的区域在机身左右两侧非对称。

在所述步骤6中，在确定防冰板安装区域和安装位置后，需要根据机身此区域的特殊设计(如窗户、凸起、口盖等)，对防冰板结构进行开口设计，并根据步骤4重新设计开口处气动封边。

实施例2：

与实施例1相似，包括以下步骤：

步骤1、依据原有飞机防冰板面板的设计方案进行抗冰击面板选型；

步骤2、根据材料吸声系数方法和隔声性能测试方法测试待选材料的声学性能，并根据待选材料的吸声系数和隔声性能，选取防冰板的声学内芯；

步骤3、根据声学内芯材料厚度及抗冰击面板厚度，确定防冰板厚度，并依据防冰板厚度，利用气动计算声学软件计算防冰板自激噪声，在此基础上，通过修改气动封边的长度，计算不同气动封边设计下防冰板的气动噪声；

步骤4、在所述步骤3的基础上并根据螺旋桨实测噪声确定防冰板封边长度；

步骤5、根据螺旋桨安装位置及旋转方向确定防冰板的安装位置和安装方式；

步骤6、通过步骤5中确定的防冰板安装位置以及机身两侧外形特征确定防冰板结构形状。

所不同的是，本实施例还包括在防冰板垂直于航向的下部封边上，设置“T”型导流槽以及对防冰板进行性能测试。

据飞机实际承力结构(框、长桁)，在防冰板抗冰击面板外围设置安装螺栓孔，利用气密螺母安装在机身上，在防冰板垂直于航向的下部封边中，设计“T”型开孔，用于将抗冰击面板内、因环境变化产生的冷凝水排出。

防冰板结构属于安装在飞机外部的产品，因此根据飞机结构完整性要求，须开展结构环境适应性验证；其中需要说明的是在所述步骤1中，如果防冰板面板材料更换，必须通过实验验证新选材料的环境适应性(表1所述)；如选用原有飞机防冰板面板，则不需要进行环境适应性验证。

表1  防冰板面板的环境适应性验证要求

序号	环境要求	验证方法	序号	环境要求	验证方法
						1	耐高温要求	GJB 150.3	9	耐太阳辐射要求	GJB 1680
2	耐低温要求	GJB 150.4	10	防液体要求	GJB 1680
						3	耐低气压要求	GJB 150.2	11	耐温-湿-高要求	GJB 150.19
4	耐淋雨要求	GJB 150.8	12	抗静电要求	GJB 1680
						5	防湿热要求	GJB 150.9	13	防雨蚀和雨冲击要求	GJB 1680
6	防霉菌要求	GJB 150.10	14	雹冲击要求	GJB 1680
						7	防盐雾要求	GJB 150.11	15	耐噪声要求	GJB 150.17
8	耐砂尘要求	GJB 150.12

在实验室内通过混响室—半消声室航空结构隔声性能测试，来验证防冰板结构的声学性能。

需要说明的是，按照本发明的用于提高涡桨飞机防冰板声学性能的设计方法包括上述实施例中的任何一项及其任意组合，但上面所述的实施例仅仅是对本发明的优选实施方式进行描述，并非对本发明范围进行限定，在不脱离本发明设计精神前提下，本领域普通工程技术人员对本实发明的技术方案作出的各种变形和改进，均应落入本发明的权利要求书确定的保护范围内。

Claims (9)

1.一种用于提高涡桨飞机防冰板声学性能的设计方法，其特征在于包括如下步骤：

步骤1、依据原有飞机防冰板面板的设计方案进行抗冰击面板选型；

步骤2、根据材料吸声系数方法和隔声性能测试方法测试待选材料的声学性能，并根据待选材料的吸声系数和隔声性能，选取防冰板的声学内芯；

步骤3、根据声学内芯材料厚度及抗冰击面板厚度，确定防冰板厚度，并依据防冰板厚度，利用气动计算声学软件计算防冰板自激噪声，在此基础上，通过修改气动封边的长度，计算不同气动封边设计下防冰板的气动噪声；

步骤4、在所述步骤3的基础上并根据螺旋桨实测噪声确定防冰板封边长度；

步骤5、根据螺旋桨安装位置及旋转方向确定防冰板的安装位置和安装方式；

步骤6、通过步骤5中确定的防冰板安装位置以及机身两侧外形特征确定防冰板结构形状。

2.根据权利要求1所述的用于提高涡桨飞机防冰板声学性能的设计方法，其特征在于：还包括在防冰板垂直于航向的下部封边上，设置“T”型导流槽以及对防冰板进行性能测试。

3.根据权利要求1所述的用于提高涡桨飞机防冰板声学性能的设计方法，其特征在于：在所述步骤1中，包括对材料或结构改变的面板开展面板结构的冰击实验或冰击计算模拟来满足抗冰击的要求。

4.根据权利要求1所述的用于提高涡桨飞机防冰板声学性能的设计方法，其特征在于：在所述步骤2中，选择螺旋桨1阶频率上总隔声量最大材料作为声学内芯。

5.根据权利要求4所述的用于提高涡桨飞机防冰板声学性能的设计方法，其特征在于：在所述步骤2中，选择螺旋桨1阶频率上吸声最大的材料作为声学内芯。

6.根据权利要求1所述的用于提高涡桨飞机防冰板声学性能的设计方法，其特征在于：在所述步骤3中，首先根据已选抗冰击面板厚度和声学内芯厚度，确定出新设计防冰板的总厚度，其次，利用CFD+CAA的方法计算与防冰板厚度相等的凸台在气流条件下的气动噪声，再次，在上述计算模型中在凸台迎风方向增加气动封边，计算增加气动封边后防冰板的气动噪声，重复上述步骤，计算出不同封边长度对应的气动噪声，得出封边长度与自激噪声的曲线。

7.根据权利要求1所述的用于提高涡桨飞机防冰板声学性能的设计方法，其特征在于：在所述步骤4中，根据螺旋桨实测噪声大于带气动封边的防冰板自激噪声计算结果25dB以上来确定防冰板封边长度。

8.根据权利要求1所述的用于提高涡桨飞机防冰板声学性能的设计方法，其特征在于：在所述步骤5中，防冰板的安装位置，分为沿飞机航向和垂直飞机航向，在沿飞机航向上，防冰板中心安装在螺旋桨平面对应的机身位置，跨度为1个框，在垂直于飞机航向上，防冰板覆盖螺旋桨叶尖外圆切线与机身相交所的所有区域，其中，当飞机两个螺旋桨为同向旋转时，其螺旋桨叶尖外圆切线与机身相交所的区域在机身左右两侧非对称。

9.根据权利要求1所述的用于提高涡桨飞机防冰板声学性能的设计方法，其特征在于：在所述步骤6中，包括根据步骤4重新设计开口处气动封边。