CN108170939A - 一种基于后缘襟翼的降低旋翼噪声的方法及系统 - Google Patents

一种基于后缘襟翼的降低旋翼噪声的方法及系统 Download PDF

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Abstract

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。

Description

一种基于后缘襟翼的降低旋翼噪声的方法及系统
技术领域
本发明涉及直升机领域，特别是涉及一种基于后缘襟翼的降低旋翼噪声的方法及系统。
背景技术
随着直升机在军用领域和民用领域的广泛应用，直升机噪声辐射严重的缺点越来越引起人们的重视，已成为直升机设计过程中需要着重考虑的问题。旋翼噪声是直升机噪声中影响最重要的部分，按形成原理可分为厚度噪声、载荷噪声、桨-涡干扰噪声和高速脉冲噪声等。其中，旋翼厚度噪声主要沿桨盘平面向外传播，且低频成分多，因而厚度噪声具有衰减慢、传播远的特性，当直升机前飞时，桨盘平面前倾，使得旋翼厚度噪声成为远场噪声的主要构成，对于军用直升机来说是影响声隐身性能的关键因素。
在过去的数十年间，国内外研究人员针对旋翼气动噪声的降噪开展了一系列研究。一些研究者通过对旋翼的优化设计，如降低旋转马赫数、改变桨叶外形设计(桨尖后掠、桨叶尖削或薄翼型)等，在一定程度上降低了旋翼噪声，但存在以下缺点：1)在降低噪声的同时也影响到旋翼的气动性能，需要在噪声和性能设计之间进行折衷；2)没有针对性地进行旋翼厚度噪声降噪，导致厚度噪声的降噪效果较差；3)这种被动噪声控制方法还存在着对于不同飞行状态的适应性问题，不能实现全包线飞行状态下的直升机降噪。主动控制方面，主要集中于旋翼桨-涡干扰噪声的控制，关于旋翼厚度噪声降噪现有的方法采用单独的桨尖外力进行旋翼噪声的对消降噪，只能实现单独控制点的噪声降低，降噪区域面积小，总体降噪效果差，难以达到实际飞行中的降噪需求。
发明内容
本发明的目的是提供一种基于后缘襟翼的降低旋翼噪声的方法及系统，以提高降低旋翼噪声的区域面积，以提高降噪的效果。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种基于后缘襟翼的降低旋翼噪声的方法，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。
可选的，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。
可选的，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。
可选的，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。
可选的，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。
可选的，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。
本发明还提供一种基于后缘襟翼的降低旋翼噪声的系统，所述系统应用上述的方法，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。
可选的，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。
可选的，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。
可选的，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。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
发明采用的降低旋翼噪声的方法属于主动控制方法，解决了被动控制方法中存在的不同飞行状态的适应性问题，实现了全包线飞行状态下的旋翼厚度噪声降噪的效果。采用的分布式后缘襟翼针对性地对旋翼厚度噪声进行降噪，降噪幅度大，而且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。相比于现有技术，解决了单控制源能量消耗大的缺点，相对降低了降噪成本。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明降低旋翼噪声的方法的流程示意图；
图2为本发明降低旋翼噪声的方法中施加外力的位置示意图；
图3为本发明降低旋翼噪声的方法中获得第二旋翼厚度噪声特性的示意图；
图4为本发明降低旋翼噪声的方法中确定的分布式位置示意图；
图5为本发明降低旋翼噪声的系统的结构示意图；
图6为采用单独桨尖后缘襟翼的降噪效果示意图；
图7是采用本发明分布式后缘襟翼的降噪效果示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
图1为本发明降低旋翼噪声的方法的流程示意图。如图1所示，所述方法包括：
步骤100：获取直升机的旋翼参数和工作参数。直升机的旋翼参数包括旋翼翼型、旋翼半径、旋翼根切、桨叶扭度、桨叶弦长和桨叶片数等，工作参数包括桨尖马赫数和旋翼总距等，因此，依次获得直升机的各个旋翼参数和工作参数。
步骤200：获取观测点处的第一旋翼厚度噪声特性。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。此处，观测点即为需要降噪的观测点，根据实际需求而定，观测点距离桨叶的距离远远大于桨叶的半径。第一旋翼厚度噪声特性包括频谱、方向性等。
步骤300：获得所述观测点处的多个第二旋翼厚度噪声特性。第二旋翼厚度噪声特性是指对桨叶增加外力后观测点处的旋翼厚度噪声特性，也称之为控制源噪声特性。具体获得过程包括：
对直升机的桨叶端部、四分之一弦线处的不同位置分别施加所述外力；例如，在0.7R-R位置范围内，每隔0.5R的位置施加一个所述外力，依次分别增加一个外力，R为所述桨叶的半径。
获取每个位置施加外力后对应的观测点处的远场噪声特性。由于施加的外力在远场区域产生的声波，因此，每个外力施加后，在观测出可以获得每个外力对应的远场噪声特性，远场噪声特性也包括频谱和方向性等，其与施加的力有关。此处每个外力是指每个位置对应的外力。
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。也就是每个外力在对应位置施加后的观测点的旋翼厚度噪声特性。
依次获得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。
步骤400：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。
步骤500：根据所述目标函数，确定施加外力的分布位置。由于不同位置施加的力对远场噪声降噪的幅度和范围不同，有的位置可以大幅度降低声压级，而有的位置则能有效降低区域面积。因此，根据目标函数，使用优化算法求得使观测点的降噪区域面积最大的最优解，最优解为同时施加外力的多个位置。也就是求得最优解的分布位置同时施加外力，使得观测点的降噪区域面积最大。
步骤600：根据声场对消方法，确定所述外力的数值。利用确定分布位置中第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，抵消因子f＝1表示声场完全对消，0＜f＜1代表部分抵消，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。
步骤700：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、频率和相位等。由于本发明通过分布式后缘襟翼的偏转实现控制力的添加，为此基于CFD方法建立后缘襟翼偏转规律与控制力的函数关系模型，计算给定飞行状态下不同偏转规律(幅度、频率、相位等)对外力的影响，得到偏转规律与相应控制力的量化关系。
步骤800：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与外力的函数关系及步骤600获得的外力的数值，获取分布位置中每个位置对应的后缘襟翼的偏转参数。
步骤900：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。通过使不同位置处的后缘襟翼分别发生偏转，偏转过程中会产生压差阻力，从而共同诱发出一个与被控噪声相位相同、幅值相反的可控声波，通过原旋翼噪声声波与此可控声波的叠加从而直接抵消某一方向上的声压脉冲，进而从根本上降低直升机飞行中的噪声辐射。
下面以一副三米直径旋翼为例，对本发明作进一步的详细说明。旋翼的具体参数如下表所示：
旋翼翼型 NACA0020 旋翼半径(m) 1.5
旋翼根切(m) 0.12 旋翼总距(°) 2
桨尖马赫数 0.65 桨叶扭度(°) 0
桨叶弦长(m) 0.12 桨叶片数 2
降噪过程具体包括以下几个步骤：
第一步，根据桨叶的几何参数和运动特点以及旋翼所处流场的特征，采用CFD网格软件(ICEM,POINTWISE等均可)划分旋翼桨叶的网格，在旋翼桨叶网格生成的基础上，给出桨叶表面的面元参数，并分离出桨叶的面网格。
第二步，给定旋翼计算状态参数，如桨叶几何参数，桨尖马赫数、前进比等。
第三步，基于FW-H方程建立旋翼厚度噪声计算模型，选取桨盘平面内5R处的点为噪声观测点，运用旋翼厚度噪声计算程序计算给定飞行状态下旋翼的厚度噪声P'T。
第四步，在桨尖部分的四分之一弦线处添加一个集中外力F，基于FW-H方程建立控制源噪声计算模型，得到给定状态下的外力F产生的控制源噪声
第五步，计算添加桨尖外力后的远场区域噪声变化情况，根据区域内的噪声声压级变化得到桨尖位置处外力的降噪特点。
第六步，改变外力F的展向分布位置，重复第四、五步，得到展向不同位置处的控制源噪声并分析不同位置处控制源噪声的降噪特点。
第七步，根据旋翼厚度噪声的降噪要求以及不同位置处控制源噪声的降噪特点，确定外力的数目及展向分布位置。
第八步，采用分布式外力进行声场对消，远场处的旋翼厚度噪声的控制表达式为：
其中，抵消因子f＝1表示声场完全对消，0＜f＜1代表部分抵消，对于给定的抵消因子，将计算得到的旋翼厚度噪声P'T，可确定各位置处的控制源噪声特性即可得到不同位置处需要添加的外力F。
第九步，对带有后缘襟翼的桨叶进行数值模拟，根据桨叶的几何参数和运动特点以及旋翼所处流场的特征划分旋翼桨叶的贴体网格和背景网格，并对带有后缘襟翼处的桨叶进行网格加密。
第十步，根据给定的飞行状态和流场特点，设定计算域的初始条件和边界条件，进行旋翼流场的CFD求解，计算不同输入规律及控制参数条件下襟翼所产生的控制力，得到桨尖处后缘襟翼的偏转规律。
第十一步，根据所需控制力的分布位置依次改变后缘襟翼的展向分布位置，重复第九、十步，得到各位置处后缘襟翼的偏转规律。
第十二步，根据后缘襟翼的偏转规律以及各位置处所需控制力的大小，确定各分布位置处后缘襟翼的控制参数。
第十三步，对带有后缘襟翼的旋翼，基于第二步建立的旋翼厚度噪声计算模型，计算添加分布式后缘襟翼后旋翼的厚度噪声，进行控制方案效果检验和完善。
图2为本发明降低旋翼噪声的方法中施加外力的位置示意图。如图2所示，其中图中右上角为局部放大图。
图3为本发明降低旋翼噪声的方法中获得第二旋翼厚度噪声特性的示意图。如图3所示，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。
图4为本发明降低旋翼噪声的方法中确定的分布式位置示意图。观测点距离桨叶的距离d>>R。
图5为本发明降低旋翼噪声的系统的结构示意图。所述结构包括：
参数获取模块501，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502，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503，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。所述第二旋翼厚度噪声特性获取模块503，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；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。
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。
目标函数确定模块504，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505，用于根据所述目标函数，确定施加外力的分布位置；所述分布位置确定模块505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。
外力数值确定模块506，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507，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508，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509，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。
图6为采用单独桨尖后缘襟翼的降噪效果示意图，图7是采用本发明分布式后缘襟翼的降噪效果示意图。通过对比图6与图7可知，本发明通过合理的在桨尖布置若干个外力，能够扩大远场降噪区域面积。从图中可以看出，旋翼厚度噪声声压可降低6dB，噪声声压级降低50％。
与现有技术相比，本发明根据桨尖不同位置处的控制力的降噪特点(有的位置可以大幅度降低声压级，而有的位置则能有效降低区域面积)，合理的在桨尖布置若干个控制力，通过有效结合不同位置控制力的降噪优势，不仅能够实现单独点的噪声大幅度降低，而且能够扩大远场降噪区域面积，而且采用后缘襟翼施加外力，对原始的旋翼厚度噪声无影响。采用分布式后缘襟翼解决了单控制源能量消耗大的缺点，降低了降噪成本，所有计算过程通过自编程序计算得到的，准确度高。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (10)

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。
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