CN108382606A - 一种用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置，包括桨叶和设置于桨叶内的动力装置、阻力激励器，动力装置和阻力激励器传动相连，阻力激励器具有阻力片，阻力片能够在动力装置的驱动下伸出桨叶的外部。利用本发明的实验装置可以在声学风洞中进行旋翼厚度噪声降低实验，阻力片在动力装置的驱动下伸出桨叶的外部，改变阻力激励器的迎风面积，改变阻力激励器的噪声，从而产生附加的噪声，用于实现旋翼厚度噪声的降低，降低实验难度，为降低直升机旋翼厚度噪声提供技术支撑。

Description

一种用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置
技术领域
本发明涉及气动噪声技术领域，特别是涉及一种用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置。
背景技术
旋翼是直升机的重要部件，在直升机飞行过程中，旋翼起产生升力和拉力双重作用。不仅如此，旋翼还起到类似于飞机副翼、升降舵的作用。旋翼由桨毂和数片桨叶构成，桨毂安装在旋翼轴上，形如细长机翼的桨叶则连在桨毂上。直升机的主要振源之一是旋翼，旋翼的噪声要大于发动机的噪声，从某种意义上来说，直升机旋翼的噪声在在很大程度上限制了它的进一步广泛应用。旋翼厚度噪声是由于桨叶周期性地排开空气而产生的，具有低频及桨盘面内传播的特性，传播距离较远，是声探测的主要对象，探索能有效抑制、甚至消除旋翼厚度噪声不利影响的控制措施不仅具有重要科学研究意义，更有十分广阔的应用前景，可为未来绿色、安静直升机的发展提供重要技术支撑。
为了进行旋翼厚度噪声特性及降噪研究，需要开展该类噪声及其主动控制降噪的实验研究。目前直升机旋翼厚度噪声实验主要采用声学风洞实验。声学风洞实验是一种较为常规的旋翼厚度噪声实验方法，实验的基本原理是将模型旋翼安装在大型的风洞内，通过风洞吹风实现前飞来流，进而测量旋翼厚度噪声；为了进行噪声测量，需要对风洞实验段进行声学处理，洞壁四周采用吸声尖劈包围以避免气流噪声、剪切层和多普勒效应对传声器的干扰。目前国内外针对旋翼厚度噪声降噪开展的实验较少，且主要是采用主动后缘襟翼(ACF)的方式进行噪声的主动控制，对设施要求高、实现方式较为困难，且控制机构复杂。
因此，如何改变现有技术中，直升机旋翼厚度噪声实验实施困难的现状，是本领域技术人员亟待解决的问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置，以解决上述现有技术存在的问题，使直升机旋翼厚度噪声实验能够在声学风洞中进行，降低实验实施难度。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：本发明提供一种用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置，包括桨叶和设置于所述桨叶内的动力装置、阻力激励器，所述动力装置和所述阻力激励器传动相连，所述阻力激励器具有阻力片，所述阻力片能够在所述动力装置的驱动下伸出所述桨叶的外部。
优选地，所述桨叶为中空的结构，所述桨叶上设置开孔，所述开孔的位置与所述阻力片的位置相匹配。
优选地，用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置还包括驱动器外框，所述驱动器外框固定于所述桨叶的腔体内，所述动力装置和所述阻力激励器均固定于所述驱动器外框上。
优选地，所述动力装置包括伺服电机和减速器，所述伺服电机和所述减速器的输入端传动相连，所述减速器的输出端与所述阻力激励器传动相连。
优选地，所述减速器通过联轴节与所述阻力激励器相连。
优选地，所述阻力激励器还包括凸轮轴，所述凸轮轴与所述联轴节相连，所述凸轮轴上的凸轮与所述阻力片转动连接，所述阻力片的横截面为倒“T”字形，所述阻力片固定于所述驱动器外框上，所述阻力片由弹性材质制成。
优选地，用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置还包括编码器，所述编码器设置于所述桨叶内，所述编码器与所述动力装置相连。
优选地，所述阻力片由碳纤维材质制成。
本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：本发明的用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置，包括桨叶和设置于桨叶内的动力装置、阻力激励器，动力装置和阻力激励器传动相连，阻力激励器具有阻力片，阻力片能够在动力装置的驱动下伸出桨叶的外部。利用本发明的实验装置可以在声学风洞中进行旋翼厚度噪声降低实验，阻力片在动力装置的驱动下伸出桨叶的外部，改变阻力激励器的迎风面积，改变阻力激励器的噪声，从而产生附加的噪声，用于实现旋翼厚度噪声的降低，降低实验难度，为降低直升机旋翼厚度噪声提供技术支撑。
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为本发明的用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置的整体结构示意图；
图2为本发明的用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置的阻力片伸出桨叶时的示意图；
图3为本发明的用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置的阻力片未伸出桨叶时的示意图；
图4为本发明的用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置的控制规律的示意图；
图5为本发明的用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置的原理图；
其中，1为驱动器外框，2为编码器，3为伺服电机，4为减速器，5为联轴节，6为凸轮，7为桨叶，8为阻力激励器，9为阻力片。
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。
本发明的目的是提供一种用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置，以解决上述现有技术存在的问题，使直升机旋翼厚度噪声实验能够在声学风洞中进行，降低实验实施难度。
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。
请参考图1-5，其中，图1为本发明的用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置的整体结构示意图，图2为本发明的用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置的阻力片伸出桨叶时的示意图，图3为本发明的用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置的阻力片未伸出桨叶时的示意图，图4为本发明的用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置的控制规律的示意图，图5为本发明的用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置的原理图。
本发明提供一种用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置，包括桨叶7和设置于桨叶7内的动力装置、阻力激励器8，动力装置和阻力激励器8传动相连，阻力激励器8具有阻力片9，阻力片9能够在动力装置的驱动下伸出桨叶7的外部。
利用本发明的实验装置可以在声学风洞中进行旋翼厚度噪声降低实验，阻力片9在动力装置的驱动下伸出桨叶7的外部，改变阻力激励器8的迎风面积，改变阻力激励器8的噪声，从而产生附加的噪声，用于实现旋翼厚度噪声的降低，降低实验难度，为降低直升机旋翼厚度噪声提供技术支撑。
具体地，桨叶7为中空的结构，桨叶7上设置开孔，开孔的位置与阻力片9的位置相匹配，在驱动器的驱动作用下，阻力片9可由开孔伸出桨叶7外部，改变桨叶7的迎风面积。
另外，用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置还包括驱动器外框1，驱动器外框1固定于桨叶7的腔体内，动力装置和阻力激励器8均固定于驱动器外框1上，驱动器外框1为动力装置和阻力激励器8提供了支撑作用。
更具体地，动力装置包括伺服电机3和减速器4，伺服电机3和减速器4的输入端传动相连，减速器4的输出端与阻力激励器8传动相连，由伺服电机3和减速器4为阻力激励器8提供动力来源。
其中，减速器4通过联轴节5与阻力激励器8相连，联轴节5有效传递了减速器4输出的扭矩。
进一步地，阻力激励器8还包括凸轮6轴，凸轮6轴与联轴节5相连，凸轮6轴上的凸轮6与阻力片9转动连接，阻力片9的横截面为倒“T”字形，阻力片9固定于驱动器外框1上，阻力片9由弹性材质制成。当凸轮6轴带动凸轮6转动到最高点时，能够顶出阻力片9，改变阻力激励器8的迎风面积，当凸轮6轴带动凸轮6转过最高点时，阻力片9依靠自身弹性收回桨叶7的内腔中。
更进一步地，用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置还包括编码器2，编码器2设置于桨叶7内，编码器2与动力装置相连，利用编码器2可控制动力装置按照给定的控制规律运动。图4给出了本实验装置的控制规律，阻力激励器8只能产生幅值为正的桨尖阻力，且桨尖控制力在桨盘90°方位角处变化率最大，从而可以产生一个用来抵消旋翼厚度噪声的可控声波。
在本具体实施方式中，阻力片9由碳纤维材质制成，碳纤维具有高强度、高模量的特性，提高阻力片9的结构强度，延长阻力片9的使用寿命。
本发明的用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置，编码器2用来确定凸轮6的转动规律，并输入给伺服电机3，伺服电机3转速较大，通过减速器4降低转速，从而与旋翼转速相匹配，保证凸轮6的旋转周期与旋翼周期相同，阻力激励8安装在凸轮6正上方，并会根据凸轮6的转动规律实现不同方位角时顶起的阻力片9迎风面积不同，从而具有不同的桨尖阻力。图5为本实验装置的原理图，不同迎风面积的阻力激励器在远场观测点产生了一个控制源噪声，该噪声与旋翼原有的厚度噪声相位相同，幅值相反，两种噪声叠加后得到基本抵消的总噪声，从而大大降低旋翼厚度噪声。
本发明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 (8)

1.一种用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置，其特征在于：包括桨叶和设置于所述桨叶内的动力装置、阻力激励器，所述动力装置和所述阻力激励器传动相连，所述阻力激励器具有阻力片，所述阻力片能够在所述动力装置的驱动下伸出所述桨叶的外部。
2.根据权利要求1所述的用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置，其特征在于：所述桨叶为中空的结构，所述桨叶上设置开孔，所述开孔的位置与所述阻力片的位置相匹配。
3.根据权利要求2所述的用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置，其特征在于：还包括驱动器外框，所述驱动器外框固定于所述桨叶的腔体内，所述动力装置和所述阻力激励器均固定于所述驱动器外框上。
4.根据权利要求3所述的用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置，其特征在于：所述动力装置包括伺服电机和减速器，所述伺服电机和所述减速器的输入端传动相连，所述减速器的输出端与所述阻力激励器传动相连。
5.根据权利要求4所述的用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置，其特征在于：所述减速器通过联轴节与所述阻力激励器相连。
6.根据权利要求5所述的用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置，其特征在于：所述阻力激励器还包括凸轮轴，所述凸轮轴与所述联轴节相连，所述凸轮轴上的凸轮与所述阻力片转动连接，所述阻力片的横截面为倒“T”字形，所述阻力片固定于所述驱动器外框上，所述阻力片由弹性材质制成。
7.根据权利要求1所述的用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置，其特征在于：还包括编码器，所述编码器设置于所述桨叶内，所述编码器与所述动力装置相连。
8.根据权利要求1-7任一项所述的用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置，其特征在于：所述阻力片由碳纤维材质制成。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114275158A (zh) * 2022-01-06 2022-04-05 南京航空航天大学 一种基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置
WO2023103168A1 (zh) * 2021-12-06 2023-06-15 南京航空航天大学 一种融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20040040697A (ko) * 2002-11-07 2004-05-13 한국항공우주연구원 블레이드-와류 상호작용 소음저감을 위한 헬리콥터 로터블레이드 엇회전 쌍와류 생성장치
US6984109B2 (en) * 2003-12-04 2006-01-10 Sikorsky Aircraft Corporation Rotor blade pitch control assembly
CN105092204A (zh) * 2015-07-24 2015-11-25 南京航空航天大学 一种用于直升机旋翼桨-涡干扰噪声实验的装置
CN206407132U (zh) * 2017-01-24 2017-08-15 厦门大学 一种用于抑制旋翼噪声的后掠桨尖开孔装置
CN107220412A (zh) * 2017-05-04 2017-09-29 南京航空航天大学 一种基于可变面积阻力片的旋翼厚度噪声控制方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20040040697A (ko) * 2002-11-07 2004-05-13 한국항공우주연구원 블레이드-와류 상호작용 소음저감을 위한 헬리콥터 로터블레이드 엇회전 쌍와류 생성장치
US6984109B2 (en) * 2003-12-04 2006-01-10 Sikorsky Aircraft Corporation Rotor blade pitch control assembly
CN105092204A (zh) * 2015-07-24 2015-11-25 南京航空航天大学 一种用于直升机旋翼桨-涡干扰噪声实验的装置
CN206407132U (zh) * 2017-01-24 2017-08-15 厦门大学 一种用于抑制旋翼噪声的后掠桨尖开孔装置
CN107220412A (zh) * 2017-05-04 2017-09-29 南京航空航天大学 一种基于可变面积阻力片的旋翼厚度噪声控制方法

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2023103168A1 (zh) * 2021-12-06 2023-06-15 南京航空航天大学 一种融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置
CN114275158A (zh) * 2022-01-06 2022-04-05 南京航空航天大学 一种基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置
CN114275158B (zh) * 2022-01-06 2023-01-03 南京航空航天大学 一种基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置

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