CN110795794B - 一种抑制直升机旋翼高速脉冲噪声的鼓包设计方法 - Google Patents

Abstract

一种抑制直升机旋翼高速脉冲噪声的鼓包设计方法，涉及直升机旋翼噪声。包括以下步骤：1)确定旋翼桨尖鼓包的设计点状态；2)确定旋翼前行桨尖激波的位置；3)确定三角圆锥激波的位置及参数；4)将三角圆锥激波离散切片，求每个吻切平面激波线上的参数；5)根据特征线理论求解每个吻切平面激波线后的流场参数，确定吻切平面内鼓包的bump型线；6)生成三维鼓包型面。利用吻切理论和特征线法设计在旋翼桨尖上设计的鼓包，不仅可以减弱激波，消除激波“离域化”现象，起到抑制旋翼高速脉冲噪声的效果。另外，提出的鼓包设计方法，结构简单，技术实现方便，不需要额外复杂的控制系统，是一种很有潜力的旋翼高速脉冲噪声抑制方案。

Description

一种抑制直升机旋翼高速脉冲噪声的鼓包设计方法

技术领域

本发明涉及直升机旋翼噪声，尤其是涉及一种抑制直升机旋翼高速脉冲噪声的鼓包设计方法。

背景技术

直升机与固定翼飞机相比，具有垂直起降、高机动性和空中悬停等独特优势，在军用和民用领域都得到了广泛的应用。然而直升机的噪声很大，对于军用直升机，噪声将极大影响其隐身性能，进而影响直升机的生存力，对于民用直升机，噪声也将影响乘客乘坐的舒适性。因此，噪声问题日益成为直升机设计重点考虑的问题，开展直升机降噪研究具有重要意义。

旋翼噪声是直升机噪声的主要来源，按其噪声特性可以分为旋转噪声和宽带噪声、高速脉冲(High-Speed Impulsive,HSI)噪声、桨-涡干扰(Blade-Vortex Interaction,BVI)噪声(陈平剑,仲唯贵,段广战.直升机气动噪声研究进展[J].实验流体力学,2015,29(3):18-24)。其中高速脉冲噪声是旋翼桨叶产生的一种猛烈的、阵发性的拍击声音，是直升机最主要的噪声源之一。该噪声是由旋翼前行桨尖激波产生。当前行桨尖马赫数较低时，桨叶表面的激波被限制在桨尖区域内；当桨尖马赫数增大到一定值时，桨叶表面激波会扩散至桨尖外部的超声速区域，称为“离域化”现象，激波干扰会传播至远场，产生严重的高速脉冲噪声(Schmitz F H,Yu Y H.Transonic rotor noise:theoretical and experimentalcomparisons[J].Vertica,1981,5(1):55-74)。高速脉冲噪声一直是旋翼空气动力学和气动声学研究的重点和难点。虽然国际上也提出了很多抑制高速脉冲噪声的措施，但是该问题尚未得到很好解决。

旋翼高速脉冲噪声的抑制目前主要采用优化桨尖形状和凹槽控制等方法。优化桨尖形状如采用前掠、后掠、后掠尖削组合、前掠-后掠组合等，可以减弱激波“离域化”现象，起到降低高速脉冲噪声的效果。凹槽控制方法如Doerffer P,Szulc O(Doerffer P,SzulcO.Application of the passive control of shock wave to the reduction of high-speed impulsive noise[J].International Journal of Engineering SystemsModelling&Simulation,2011,3(1/2):64-73)采用在旋翼桨叶激波下方放置凹槽，上面盖多孔板的方法，激波后的气流可以通过凹槽流到波前，降低激波强度，起到降低高速脉冲噪声的效果。然而研究指出该方法引入了边界层回流，粘性阻力大大增加，在大多数情况，该方法带来的粘性损失大于或等于波阻降低的收益。因此，旋翼高速脉冲噪声抑制方法还未达到成熟应用的程度，仍需进一步探索新的流动控制方法。

Shill PA首次(Ashill P R,Fulker J L，Shires A.A Novel Technique forControlling Shock Strength of Laminar Flow Aerofoil Sections.First EuropeanForum on Laminar Flow Technology,Hamburg,Germany,1992)提出将鼓包加装到翼型上，起到减小波阻的作用。此后有很多研究将鼓包应用于超临界翼型的激波减阻，起到较好的效果。由于鼓包具有较好的控制激波效果，可以预见若将其应用于旋翼高速脉冲噪声的抑制也应能起到较好的效果。现有技术研究的是固定翼的减阻，且鼓包设计多为二维鼓包，采用固定的Hicks-Henne等函数作为鼓包外形，三维鼓包设计是在上述二维鼓包设计上采用三维软件多截面曲线命令构造。同时，针对直升机旋翼高速脉冲噪声抑制的鼓包设计方法等尚未有人研究。

发明内容

本发明的目的在于针对现有技术存在的上述不足，提供不仅可以减弱激波，消除激波“离域化”现象，而且设计方法简单、技术实现方便的一种抑制旋翼高速脉冲噪声的鼓包设计方法。

本发明包括以下步骤：

1)确定旋翼桨尖鼓包的设计点状态；

2)确定旋翼前行桨尖激波的位置；

3)确定三角圆锥激波的位置及参数；

4)将三角圆锥激波离散切片，求每个吻切平面激波线上的参数；

5)根据特征线理论求解每个吻切平面激波线后的流场参数，确定吻切平面内鼓包的bump型线；

6)生成三维鼓包型面。

在步骤1)中，所述确定旋翼桨尖鼓包的设计点状态以方位角90°的旋翼桨尖马赫数M作为参考，确定旋翼桨尖鼓包的设计点状态为M＝0.9-1.05。

在步骤2)中，所述确定旋翼前行桨尖激波的位置采用CFD方法对设计点状态下旋翼的流动情况进行数值模拟，确定出方位角90°的旋翼前行桨尖激波的位置。

在步骤3)中，所述确定三角圆锥激波的位置及参数的具体方法可为：以方位角为90°时旋翼前行桨尖的激波位置作为参考，设计三角圆锥激波，其中，三角圆锥激波角为α，长度为c，中轴线距旋翼桨叶表面最高点的距离为h，三角圆锥激波与桨叶表面的交线形成鼓包的前缘线。

在步骤4)中，所述将三角圆锥激波离散切片，求每个吻切平面激波线上离散点的参数的具体方法可为：基于吻切理论，用穿过中轴线的吻切平面对三角圆锥激波进行旋转离散切片，相交产生若干条激波线；在每条激波线上选取N个激波点，根据激波点和旋翼旋转轴的距离计算出该激波点的来流速度，确认该激波点的压力、马赫数、温度等参数，应用兰金-雨贡纽关系式，进一步计算激波点的参数。

在步骤5)中，所述每个吻切平面激波线后的流场参数包括压力、马赫数、温度等；

吻切平面激波线上的每个激波点后都会产生一条流线和C+线，前一个激波点的流线和下一个激波点的C+线相交求解，可以计算出流场点的位置和参数；以此类推，可以计算激波后的流场参数，根据激波后的流线即可确定吻切平面内鼓包的bump型线。

在步骤6)中，所述生成三维鼓包型面是将每个吻切平面内的二维鼓包型线光滑重构即可生成三维鼓包型面，鼓包后半部分的hump型线采用几何过渡到旋翼桨尖表面的方法生成。

本发明具有以下突出的优点：

本发明利用吻切理论和特征线法设计在旋翼桨尖上设计的鼓包，不仅可以减弱激波，消除激波“离域化”现象，起到抑制旋翼高速脉冲噪声的效果。另外，本发明提出的鼓包设计方法，结构简单，技术实现方便，不需要额外复杂的控制系统，是一种很有潜力的旋翼高速脉冲噪声抑制方案。

附图说明

图1为旋翼桨尖鼓包示意图。

图2为旋翼桨尖鼓包剖视图。

图3为吻切平面内激波离散点距旋翼旋转轴距离示意图。

图4为吻切平面内追踪鼓包bump型线示意图。

图5为hump曲线构造及三维鼓包示意图。

图中各标记为：1表示旋翼桨尖激波线，2表示旋翼桨叶，3表示三维圆锥激波，4表示吻切平面，5表示吻切平面与三维圆锥激波相交的激波线，6表示旋翼桨叶表面与三维圆锥激波相交的前缘线，7表示三维鼓包。

具体实施方式

以下实施例将结合附图对本发明作进一步的说明。

本发明实施例设计的旋翼模型如图1所示，本发明实施例提出了在旋翼桨尖设计鼓包来抑制旋翼高速脉冲噪声的方法，具体实施方式包括以下步骤：

1)确定旋翼桨尖鼓包的设计点状态

旋翼高速脉冲噪声发生在旋翼前行桨尖上，前行桨尖速度是旋翼自身旋转速度和直升机前飞速度的叠加。本发明旋翼桨尖鼓包的设计点状态是以方位角90°的旋翼桨尖马赫数M作为参考，M＝(V+ωR)/a0，其中V为直升机的前飞速度，ω为旋翼旋转角速度，R为旋翼桨叶2的半径，a0为声速。旋翼桨尖鼓包的设计点状态为M＝0.9-1.05。

2)确定旋翼桨尖激波的位置

采用CFD方法(计算流体力学方法)对设计点状态下旋翼的流动情况进行数值模拟，可以得到旋翼桨尖激波线1的位置，如图3所示，旋翼桨尖激波线1到旋翼桨叶2前缘距离为b，约为弦长的0.75～0.85。

3)确定三角圆锥激波的位置及参数

以方位角90°旋翼前行桨尖激波线的位置作为参考，设计三维圆锥激波3，如图1、图3所示，三角圆锥激波3中轴线到桨尖的距离e为旋翼桨叶2半径R的0.125～0.25。如图2所示。激波角α为15°～30°，中轴线垂直于旋翼径向方向，到旋翼桨叶表面最高点B的距离h为翼型弦长的0.02～0.05，到旋翼转轴的距离r为旋翼半径的0.85～0.95。三角圆锥激波3的长度c为翼型弦长的0.15～0.25，顶点A距旋翼桨尖激波线1的距离a为翼型弦长的0.01～0.05。旋翼桨叶表面与三角圆锥激波3相交产生鼓包前缘线6。

4)将圆锥激波离散切片，求每个吻切平面激波线上离散点的参数

用穿过中轴线的吻切平面4对三角圆锥激波3进行旋转切片离散，与三角圆锥激波相交，产生若干条激波线5，将每条激波线离散成n个激波点(P₁...P_n)，如图3所示。根据激波点和旋翼旋转轴的距离可以计算该激波点位置的来流速度Vn，从而可以确定其压力、马赫数、温度等参数。应用兰金-雨贡纽关系式，可以进一步计算该激波点的参数。其中该激波点位置的来流速度Vn＝V+ωRn，Rn＝r+dncosβ，式中，V表示前飞速度，ω表示旋转角速度，Rn表示激波线5第n个激波点到旋翼旋转轴中心的距离，r表示三维圆锥激波3中轴线到旋翼旋转轴的距离，dn表示激波线5上第n个激波点到三角圆锥激波中轴线的距离，则激波线5的n个激波点到三角圆锥激波中轴线的距离依次为d1,d2,,,,dn。O1，O2,,,On分别表示激波线5的n个激波点在三角圆锥激波中轴线的垂足点，β表示吻切平面4的旋转角。

在图3中，还有很多标记在此没有提及，请在上一段关于如图3所示的文字中进行相应的补充详述。

5)根据特征线理论求解每个吻切平面激波线后的流场参数，确定鼓包的bump型线

根据特征线理论，每个激波点都会产生一条流线和C+线，如图4所示，激波点P₁的流线和激波点P₂的C+线相交可以求解流场点(物面点)B1的位置和参数，激波点P₂的流线和激波点P₃的C+线相交可以求解流场点B2的位置和参数,流场点(物面点)B1的流线和流场点B2的C+线相交可以求解流场点(物面点)B3的位置和参数。以此类推可以计算物面点(B0、B1、B3、…、Bn(n-1)2)的位置。将这些物面点光滑连接得到吻切平面内二维鼓包型线的bump型线。如图4所示，其中Bn(n-1)/2是依据激波线5离散点标号确定作为物面点的流场点序号的统一表达式。例如激波线5的p1点，当n＝1时，物面第1个点的标号为B0，该标号表示第1个物面点与激波线第1个点重合，但并非用特征线法求解的第1个流场点记为0。激波点P2，当n＝2时，物面第2个点的标号为B1，该标号表示用特征线法求解的第1个流场点作为第2个物面点。激波点P3，当n＝3时，物面第3个点的标号为B3，该标号表示用特征线法求解的第3个流场点作为第3个物面点。激波点P4，当n＝4时，物面第4个点的标号为B6，该标号表示用特征线法求解的第6个流场点作为第4个物面点。依次类推，最后一个物面点为特征线法求解的第n(n-1)/2个流场点)

6)生成三维鼓包型面

鼓包后半部分的hump型线采用NURBS曲线等方法几何光滑过渡到旋翼桨尖表面，得到每个吻切平面鼓包7的hump型线。如NURBS曲线过渡形成hump型线的方法如图5所示。最后把每个吻切平面内的二维鼓包型线光滑重构就可以得到三维鼓包型面。

Nurbs曲线的计算中控制点Gi、权因子Wi(Wi>0)(确定控制点的权值，其相当于控制点的“引力”，其值越大曲线就越接近控制点。)、节点矢量U(NURBS曲线随着参数U的变化而变化，与控制顶点相对应的参数化点U称为节点，节点的集合Ui)、曲线次数K都是已知的，直接求解NURBS曲线便可以得到一系列对应点的坐标，如图5所示，已知控制点G0(Bn(n-1)2)、G1、G2、G3，权因子W1、W2，U、K,直接求解得到NURBS曲线上一些列坐标点，光滑连接形成hump。

Claims (1)

1.一种抑制直升机旋翼高速脉冲噪声的鼓包设计方法，其特征在于包括以下步骤：

1)确定旋翼桨尖鼓包的设计点状态：以方位角90°的旋翼桨尖马赫数M作为参考，确定旋翼桨尖鼓包的设计点状态为M＝0.9-1.05；

2)确定旋翼前行桨尖激波的位置：采用CFD方法对设计点状态下旋翼的流动情况进行数值模拟，确定出方位角90°的旋翼前行桨尖激波的位置；

3)确定三角圆锥激波的位置及参数：以方位角为90°时旋翼前行桨尖的激波位置作为参考，设计三角圆锥激波，三角圆锥激波与桨叶表面的交线形成鼓包的前缘线；

4)将三角圆锥激波离散切片，求每个吻切平面激波线上的参数：基于吻切理论，用穿过中轴线的吻切平面对三角圆锥激波进行旋转离散切片，相交产生若干条激波线，在每条激波线上选取N个激波点，根据激波点和旋翼旋转轴的距离计算出该激波点的来流速度，确认该激波点的压力、马赫数、温度，应用兰金-雨贡纽关系式，进一步计算激波点的参数；

5)求解每个吻切平面激波线后的流场参数，确定吻切平面内鼓包的bump型线：根据特征线理论求解每个吻切平面激波线后的流场参数，吻切平面激波线上的每个激波点后都会产生一条流线和C+线，前一个激波点的流线和下一个激波点的C+线相交求解，计算出流场点的位置和参数；以此类推，计算激波后的流场参数，根据激波后的流线即确定吻切平面内鼓包的bump型线；

6)生成三维鼓包型面：将每个吻切平面内的二维鼓包型线光滑重构即生成三维鼓包型面，鼓包后半部分的hump型线采用几何过渡到旋翼桨尖表面的方法生成。

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