CN111563299A - 一种旋翼噪声确定方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种旋翼噪声确定方法及系统。该方法包括：获取旋翼特征剖面轮廓；根据旋翼特征剖面轮廓，生成三维网格；旋翼三维网格包括旋翼三维翼型网格和背景网格；对三维网格中的每一个网格对应的流体控制方程求解，得到旋翼流场；旋翼流场包括旋翼周围的压强、流体密度、流体在x方向的速度、流体在y方向的速度和流体在z方向的速度，x方向、y方向和z方向互相垂直；根据旋翼流场中各个参数的扰动构造声源；获取声源传播模型；声源传播模型为线性欧拉方程；采用间断伽辽金方法对声源传播模型求解，得到旋翼周围空间的噪声分布。本发明可以提高旋翼噪声的计算准确度。

Description

一种旋翼噪声确定方法及系统

技术领域

本发明涉及旋翼噪声领域，特别是涉及一种旋翼噪声确定方法及系统。

背景技术

旋翼噪声是直升机最主要的噪声源，在军事领域里，严重的旋翼噪声声源容易提前暴露直升机的飞行轨迹，加大地面火力的命中概率；在民用领域，严重的噪声会影响乘客乘坐的舒适性，而且还会干扰地面居民的正常生活。所以降低旋翼的噪声不仅有军事需求，也是直升机推广应用中亟需解决的重要问题。

降低噪声的前提是认识噪声，目前旋翼噪声的计算以基于FW-H声类比方程为主。FW-H方程适用于工程研究，在国内外得到广泛的应用，然而FW-H方程在应用于噪声的计算中，忽略了旋翼复杂流场对噪声传播的干扰效应，旋翼流/声干扰的相关研究仍处于开始阶段，没有实质性的高效率计算方法，因此，现有的旋翼噪声的确定方法确定的噪声信息准确度低。

发明内容

本发明的目的是提供一种旋翼噪声确定方法及系统，以提高旋翼噪声的准确度。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种旋翼噪声确定方法，包括：

获取机翼特征剖面轮廓；

根据所述机翼特征剖面轮廓，生成三维网格；所述旋翼三维网格包括旋翼三维翼型网格和背景网格；

对所述三维网格中的每一个网格对应的流体控制方程求解，得到旋翼流场；所述旋翼流场包括旋翼周围的压强、流体密度、流体在x方向的速度、流体在y方向的速度和流体在z方向的速度，x方向、y方向和z方向互相垂直；

根据所述旋翼流场中各个参数的扰动构造声源；

获取声源传播模型；所述声源传播模型为线性欧拉方程；

采用间断伽辽金方法对所述声源传播模型求解，得到旋翼周围空间的噪声分布。

可选的，所述根据所述机翼特征剖面轮廓，生成三维网格，具体包括：

根据所述机翼特征剖面轮廓，采用Poisson方程生成旋翼桨叶对应的多个二维翼型网格；

将桨叶尖部翻折形成包络面，对多个二维翼型网格进行线性插值，得到旋翼三维网格；

根据所述机翼三维网格，按照直升机的飞行状态，生成所述背景网格。

可选的，所述根据所述旋翼三维翼型网格，按照直升机的飞行状态，生成所述背景网格，具体包括：

当直升机的飞行状态为悬停状态时，根据所述旋翼三维翼型网格，基于桨叶的半径确定背景网格在径向的加密位置、加密范围和加密尺度，生成扇形的二维背景网格；

基于所述扇形的二维背景网格，沿旋翼轴方向对所述扇形的二维背景网格进行拉升，生成三维柱形背景网格；

当直升机的飞行状态为前飞状态时，采用长方体正交笛卡尔网格作为背景流场，确定桨叶周围以及旋翼流场尾迹部分加密的网格尺度；

确定远场网格的位置；

基于等比数列确定网格的增长速率，生成三维桨叶背景网格。

可选的，所述对所述三维网格中的每一个网格对应的流体控制方程求解，得到旋翼流场，具体包括：

确定所述三维网格中的每一个网格对应的流体控制方程；

采用数值离散方法对所述流体控制方程求解，得到所述旋翼流场；所述数值离散方法包括空间离散方法和时间离散方法。

可选的，所述根据所述旋翼流场中各个参数的扰动构造声源，具体包括：

根据所述旋翼流场确定各个参数对应的扰动；

根据各个参数对应的扰动利用公式

构造声源；其中，U′为构造的声源，p′为旋翼周围的压强参数对应的声压扰动，ρ′为流体密度参数对应的密度扰动，u′为流体在x方向的速度参数对应的速度扰动，v′为流体在y方向的速度参数对应的速度扰动，w′为流体在z方向的速度参数对应的速度扰动。

本发明还提供一种旋翼噪声确定系统，包括：

机翼特征剖面轮廓获取模块，用于获取机翼特征剖面轮廓；

三维网格生成模块，用于根据所述旋翼特征剖面轮廓，生成三维网格；所述旋翼三维网格包括旋翼三维翼型网格和背景网格；

旋翼流场求解模块，用于对所述三维网格中的每一个网格对应的流体控制方程求解，得到旋翼流场；所述旋翼流场包括旋翼周围的压强、流体密度、流体在x方向的速度、流体在y方向的速度和流体在z方向的速度，x方向、y方向和z方向互相垂直；

声源构造模块，用于根据所述旋翼流场中各个参数的扰动构造声源；

声源传播模型获取模块，用于获取声源传播模型；所述声源传播模型为线性欧拉方程；

噪声分布确定模块，用于采用间断伽辽金方法对所述声源传播模型求解，得到旋翼周围空间的噪声分布。

可选的，所述三维网格生成模块具体包括：

二维翼型网格生成单元，用于根据所述旋翼特征剖面轮廓，采用Poisson方程生成旋翼桨叶对应的多个二维翼型网格；

旋翼三维翼型网格生成单元，用于将桨叶尖部翻折形成包络面，对多个二维翼型网格进行线性插值，得到旋翼三维翼型网格；

背景网格生成单元，用于根据所述旋翼三维翼型网格，按照直升机的飞行状态，生成所述背景网格。

可选的，所述背景网格生成单元具体包括：

悬停状态二维背景网格生成子单元，用于当直升机的飞行状态为悬停状态时，根据所述旋翼三维翼型网格，基于桨叶的半径确定背景网格在径向的加密位置、加密范围和加密尺度，生成扇形的二维背景网格；

悬停状态三维背景网格生成子单元，用于基于所述扇形的二维背景网格，沿旋翼轴方向对所述扇形的二维背景网格进行拉升，生成三维柱形背景网格；

前飞状态网格尺度确定子单元，用于当直升机的飞行状态为前飞状态时，采用长方体正交笛卡尔网格作为背景流场，确定桨叶周围以及旋翼流场尾迹部分加密的网格尺度；

前飞状态远场网格位置确定子单元，用于确定远场网格的位置；

前飞状态三维背景网格生成子单元，用于基于等比数列确定网格的增长速率，生成三维桨叶形背景网格。

可选的，所述旋翼流场求解模块具体包括：

流体控制方程确定单元，用于确定所述三维网格中的每一个网格对应的流体控制方程；

旋翼流场求解单元，用于采用数值离散方法对所述流体控制方程求解，得到所述旋翼流场；所述数值离散方法包括空间离散方法和时间离散方法。

可选的，所述声源构造模块具体包括：

扰动确定单元，用于根据所述旋翼流场确定各个参数对应的扰动；

声源构造单元，用于根据各个参数对应的扰动利用公式

构造声源；其中，U′为构造的声源，p′为旋翼周围的压强参数对应的声压扰动，ρ′为流体密度参数对应的密度扰动，u′为流体在x方向的速度参数对应的速度扰动，v′为流体在y方向的速度参数对应的速度扰动，w′为流体在z方向的速度参数对应的速度扰动。

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：

本发明考虑噪声穿过流场的畸变特性以及壁面对噪声的反射特性，旋翼近场的声传播特性，通过线性欧拉方程计算旋翼近场噪声，考虑了复杂流场涡系结构，剪切层对噪声传播的干扰，可以实现对旋翼噪声产生机理，传播机理以及干扰机理的进一步确定，进而提高旋翼噪声的计算准确度。

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为本发明旋翼噪声确定方法的流程示意图；

图2为本发明二维翼型模型示意图；

图3为本发明三维网格示意图；

图4为本发明噪声分布示意图；

图5为本发明BO-105旋翼的涡流场示意图；

图6为本发明噪声观测点位置示意图；

图7为本发明总距等于4度、桨尖马赫数等于0.639的声压时间历程示意图；

图8为本发明总距等于6度、桨尖马赫数等于0.639的声压时间历程示意图；

图9为本发明总距等于10度、桨尖马赫数等于0.639的声压时间历程示意图；

图10为本发明总距等于4度、桨尖马赫数等于0.639的近场噪声传播云图；

图11为本发明总距等于6度、桨尖马赫数等于0.639的近场噪声传播云图；

图12为本发明总距等于10度、桨尖马赫数等于0.639的近场噪声传播云图；

图13为本发明旋翼噪声确定系统的结构示意图。

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为本发明旋翼噪声确定方法的流程示意图。如图1所示，本发明旋翼噪声确定方法包括以下步骤：

步骤100：获取旋翼特征剖面轮廓。

步骤200：根据旋翼特征剖面轮廓，生成三维网格。所述旋翼三维网格包括旋翼三维翼型网格和背景网格。具体包括以下过程：

首先，由于一套完整的桨叶是由几段不同的二维网格组合而成，因此根据所述旋翼特征剖面轮廓，采用Poisson方程生成旋翼桨叶对应的多个二维翼型网格，并保证每个特征剖面二维翼型网格的配置一致，即保证二维翼型网格在两个方向上的网格数量一致，网格分布大致一致，如图2所示，图2为本发明二维翼型模型示意图。具体的所述Poisson方程为：

αx_ξξ-2βx_ξη+γx_ηη＝-J²(x_ξp+x_ηq)

αy_ξξ-2βy_ξη+γy_ηη＝-J²(y_ξp+y_ηq)

其中，J为坐标变化矩阵，α、β和γ分别为坐标变换参数，具体为：

β＝x_ξx_η+y_ξy_η

式中，p和q为网格的控制源项，可以分别对网格间夹角和网格间距进行控制，从而可以对网格的疏密程度和正交性进行调整。当源项为正值时网格线将向曲线坐标增大的方向移动；负值则导致向相反方向移动。直升机旋翼桨叶的气动外形参数包括桨叶弦长分布、翼型配置、四分之一弦线分布、下反角分布以及扭转分布等。x_ξξ、x_ξη、x_ηη、x_ξ、x_η、y_ξξ、y_ξη、y_ξη、y_ξ、y_η代表x和y关于ξ和η的一阶或二阶导数。

然后，将桨叶尖部翻折形成包络面，对多个二维翼型网格进行线性插值，得到旋翼三维翼型网格，如图3所示，图3为本发明三维网格示意图。具体的，基于二维翼型网格，采用三维参数化网格生成程序，在保证桨叶扭转，弦长，下反角分布的情况下，对桨叶网格在三个方向上的位置经行细调，生成围绕桨叶的三位参数化网格，三维桨叶贴体网格。

最后，根据所述旋翼三维翼型网格，按照直升机的飞行状态，生成所述背景网格。直升机的飞行状态包括悬停状态和前飞状态，不同的飞行状态采用不同的方式生成背景网格，对应计算翼型流场的方式不同。

当直升机的飞行状态为悬停状态时，基于桨叶的半径(即展弦比)确定背景网格在径向的加密位置、加密范围和加密尺度，生成扇形的二维背景网格，基于扇形网格，沿旋翼轴方向对扇形网格进行拉升，生成三维柱形背景网格。

当直升机的飞行状态为前飞状态时，背景流场采用长方体正交笛卡尔网格，先确定桨叶附近以及旋翼流场尾迹部分加密的网格尺度，再确定远场网格的位置，基于等比数列确定网格的增长速率，生成三维桨叶背景网格。

步骤300：对三维网格中的每一个网格对应的流体控制方程求解，得到旋翼流场。所述旋翼流场包括旋翼周围的压强、流体密度、流体在x方向的速度、流体在y方向的速度和流体在z方向的速度，x方向、y方向和z方向互相垂直。直升机的不同飞行状态对应不同的背景网格，因此直升机的不同飞行状态下采用不同的背景网格计算旋翼流场，步骤200生成的旋翼三维翼型网格和背景网格中每一个网格都满足流体控制方程，求解每一个小网格的流体控制方程便得到旋翼流场。具体的，流体控制方程为：

式中，t为物理时间，V为网格的体积，S为网格的面积，W为守恒变量，F_c为对流通量项，F_v为粘性通量项，表达式为：

p＝ρ(γ-1.0)(E-(u²+v²+w²)/2)

其中，V是流体的真实速度，n_x、n_y、n_z分别为三个方向的单元法向矢量，为已知量。ρ、p、E、H分别是密度，压强，总能，总焓；γ为空气的比热容比，值为1.4。τ_xx、τ_yy、τ_zz、τ_xy、τ_xz、τ_yz是粘性应力张量，Θ_x、Θ_y、Θ_z分别为x、y、z三个方向的热通量。

本发明采用数值离散方法求解上述流体控制方程，数值离散方法包括空间离散方法和时间离散方法。空间离散采用WENO重构的HLLC高阶通量计算方法，时间离散采用高效的LU-SGS隐式时间推进方法。为提高计算效率，本发明采用基于OPENMP的多线程方法加速计算。HLLC通量计算格式如下：

其中

β_l＝(S_L-S_M)^-1，β_r＝(S_R-S_M)^-1

p^*＝ρ_l(q_l-S_L)+(q_l-S_M)+p_l

q＝un_x+vn_y+wn_z

n_x、n_y、n_z向量在三个方向的投影分别为：

S_L＝min[λ₁(U_l)，λ₁(U^Reo)]

S_R＝min[λ_m(U^Reo)，λ_m(U_r)]

式中，下标L表示取网格左单元的值，下标R表示取网格右单元的值，λ₁(U^Reo)和λ_m(U^Reo)为REO矩阵的特征值的最小值和最大值。

步骤400：根据旋翼流场中各个参数的扰动构造声源。旋翼流场就是声源，即噪声，但是声源的信息包含在流场里，需要通过一定的方法从流场里面把噪声信息提取出来。本发明采用基于压力和压力梯度的声源重构方法提取声源信息。具体过程如下：

首先确定旋翼流场中各个参数对应的扰动。公式如下：

其中，p′为旋翼周围的压强参数对应的声压扰动，ρ′为流体密度参数对应的密度扰动，u′为流体在x方向的速度参数对应的速度扰动，v′为流体在y方向的速度参数对应的速度扰动，w′为流体在z方向的速度参数对应的速度扰动。

是流场压强的时间平均量，相应的还有

分别为密度和三个方向(x、y、z)的速度时间平均量，上述5个时间平均量构成了声传播的背景流场。

构造的声源项为：

通过上述方法就可以获得旋翼附近的声源信息，通过声源边界可以把上面的声源信息传递到基于线性欧拉方程的声场计算网格。

步骤500：获取声源传播模型。所述声源传播模型为线性欧拉方程。线性欧拉方程如下：

其中

A＝{u₀，v₀，w₀}，A′＝{u′，v′，w′}

其中，p₀、ρ₀、u₀、v₀、w₀分别为p′、ρ′、u′、v′、w′对应的背景流场，E、F和G为三个方向的通量，背景流场对声场的影响包含在H项里面。

步骤600：采用间断伽辽金方法对声源传播模型求解，得到旋翼周围空间的噪声分布。间断伽辽金是一种高阶紧致的数值计算格式，在电磁，流体，噪声的计算中应用广泛，为了保证噪声计算的精度，选取了间断伽辽金方法作为线化拉方程的离散算法。具体过程如下：

首先定义一个解空间

假设线化欧拉方程的每个代求变量可以表示为解空间的一个和，即：

用上述变量替换线化欧拉方程里面的守恒变量，再乘以相应的测试函数v_j使方程封闭，就得到基于间断伽辽金的线化欧拉方程离散格式，如下：

用基函数

代替上述方程的U′_h，由于

是一个和时间无关的变量，移到求和符号左边，U′_h只是和时间有关的变量，移到积分符号的左边，对方程里的变量重新进行排列，得到如下的方程：

其中D_i＝U′_h，n表示表面法向矢量，M是5×5的矩阵。由于测试函数和基函数相同，所以M里的M_i,j如下：

法向通量的计算采用Lax-Friedrichs近似黎曼通量格式，如下：

为了保证声波在离开远场的计算域，不会对计算域里面的声波产生非物理的反射，需要对远场的声波做特殊的处理，因此引进了远场特征无反射边界条件，具体原理如下；

三维线化欧拉方程可以写成如下的矩阵形式：

其中A₁、A₂、A₃分别是E、F和G的特征矩阵。

矩阵P_n＝A₁·n_x+A₂·n_y+A₃·n_z有5个特征值λ₁λ₂λ₃λ₄λ₅，每一个特征值都有一个特征向量且互相线性无关，所以线化欧拉方程是一个双曲型的方程，且P_n可以做如下分解：

P_n＝RΛR^-1

其中Λ包含P_n的所有特征值构成的对角矩阵，R是P_n的右特征矩阵，矩阵Λ可以分解为：

Λ＝Λ⁺+Λ^-

其中Λ⁺和Λ^-分别包含矩阵Λ的正负特征值。所以，最终的数值通量可以写成如下形式：

F_LEE(U′_h)·n＝P⁺(U′)^-+P^-(U′)⁺＝RΛ⁺R^-1(U′)^-+RΛ^-R^-1(U′)⁺

远场的无反射边界条件通过让上面方程的(U′)⁺等于0。

声场的计算采用非结构化网格，网格的最大尺度要适应于声波的波长分布，以保证每个声波能够有足够数量的网格保证计算精度，其次是要求网格保持均匀分布，即从内到外，网格大小尺度尽量保持一致。

由此可以得到旋翼周围空间的噪声分布，如图4所示，图4为本发明噪声分布示意图。

以BO-105旋翼为例，采用上述图1所示的旋翼噪声确定方法进行旋翼噪声计算。图5为本发明BO-105旋翼的涡流场示意图，图6为本发明噪声观测点位置示意图，具体的噪声计算位置如表1所示。

表1噪声计算位置

	X(m)	Y(m)	Z(m)
				P4	5.00	0.00	0.00
P5	4.92	0.00	0.87
				P6	4.70	0.00	1.71
P7	4.33	0.00	2.50

图7-图9给出了BO-105旋翼噪声结果对比，其中，图7为本发明总距等于4度、桨尖马赫数等于0.639的声压时间历程示意图，图中(a)、(b)、(c)、(d)四个部分分别对应位置P4、P5、P6、P7。图8为本发明总距等于6度、桨尖马赫数等于0.639的声压时间历程示意图，图中(a)、(b)、(c)、(d)四个部分分别对应位置P4、P5、P6、P7。图9为本发明总距等于10度、桨尖马赫数等于0.639的声压时间历程示意图，图中(a)、(b)、(c)、(d)四个部分分别对应位置P4、P5、P6、P7。从图7-图9可以看出，基于本发明的旋翼噪声确定方法可以很精确的预测5倍旋翼半径处的声压时间历程。

图10-12给出了BO-105旋翼近场噪声的传播云图，其中，图10为本发明总距等于4度、桨尖马赫数等于0.639的近场噪声传播云图，图中(a)部分和(b)部分分别为X-Y平面和Z-X平面。图11为本发明总距等于6度、桨尖马赫数等于0.639的近场噪声传播云图，图中(a)部分和(b)部分分别为X-Y平面和Z-X平面。图12为本发明总距等于10度、桨尖马赫数等于0.639的近场噪声传播云图，图中(a)部分和(b)部分分别为X-Y平面和Z-X平面。从图中的Z-X平面可以看出，桨盘平面内的噪声声波从桨叶尖部附近开始，向后方延生，像一片被风吹着的芭蕉树树叶。从X-Y平面内可以看出，声波从桨叶尖部附近出发，向外扩散，声波呈现出新月的形状，且桨盘下方以正声压声波为主，桨盘上方以负声压声波为主。

对应上述图示的旋翼噪声确定方法，本发明还提供一种旋翼噪声确定系统，图13为本发明旋翼噪声确定系统的结构示意图。如图13所示，本发明旋翼噪声确定系统包括以下结构：

旋翼特征剖面轮廓获取模块1301，用于获取旋翼特征剖面轮廓。

三维网格生成模块1302，用于根据所述旋翼特征剖面轮廓，生成三维网格；所述旋翼三维网格包括旋翼三维翼型网格和背景网格。

旋翼流场求解模块1303，用于对所述三维网格中的每一个网格对应的流体控制方程求解，得到旋翼流场；所述旋翼流场包括旋翼周围的压强、流体密度、流体在x方向的速度、流体在y方向的速度和流体在z方向的速度，x方向、y方向和z方向互相垂直。

声源构造模块1304，用于根据所述旋翼流场中各个参数的扰动构造声源。

声源传播模型获取模块1305，用于获取声源传播模型；所述声源传播模型为线性欧拉方程。

噪声分布确定模块1306，用于采用间断伽辽金方法对所述声源传播模型求解，得到旋翼周围空间的噪声分布。

作为另一实施例，本发明的旋翼噪声确定系统中，所述三维网格生成模块1302具体包括：

二维翼型网格生成单元，用于根据所述旋翼特征剖面轮廓，采用Poisson方程生成旋翼桨叶对应的多个二维翼型网格。

旋翼三维翼型网格生成单元，用于将桨叶尖部翻折形成包络面，对多个二维翼型网格进行线性插值，得到旋翼三维翼型网格。

背景网格生成单元，用于根据所述旋翼三维翼型网格，按照旋翼的飞行状态，生成所述背景网格。

作为另一实施例，本发明的旋翼噪声确定系统中，所述背景网格生成单元具体包括：

悬停状态二维背景网格生成子单元，用于当旋翼的飞行状态为悬停状态时，根据所述旋翼三维翼型网格，基于桨叶的半径确定背景网格在径向的加密位置、加密范围和加密尺度，生成扇形的二维背景网格。

悬停状态三维背景网格生成子单元，用于基于所述扇形的二维背景网格，沿旋翼轴方向对所述扇形的二维背景网格进行拉升，生成三维柱形背景网格。

前飞状态网格尺度确定子单元，用于当旋翼的飞行状态为前飞状态时，采用长方体正交笛卡尔网格作为背景流场，确定桨叶周围以及旋翼流场尾迹部分加密的网格尺度。

前飞状态远场网格位置确定子单元，用于确定远场网格的位置。

前飞状态三维背景网格生成子单元，用于基于等比数列确定网格的增长速率，生成三维桨叶形背景网格。

作为另一实施例，本发明的旋翼噪声确定系统中，所述旋翼流场求解模块1303具体包括：

流体控制方程确定单元，用于确定所述三维网格中的每一个网格对应的流体控制方程。

旋翼流场求解单元，用于采用数值离散方法对所述流体控制方程求解，得到所述旋翼流场；所述数值离散方法包括空间离散方法和时间离散方法。

作为另一实施例，本发明的旋翼噪声确定系统中，所述声源构造模块1304具体包括：

扰动确定单元，用于根据所述旋翼流场确定各个参数对应的扰动。

声源构造单元，用于根据各个参数对应的扰动利用公式

构造声源；其中，U′为构造的声源，p′为旋翼周围的压强参数对应的声压扰动，ρ′为流体密度参数对应的密度扰动，u′为流体在x方向的速度参数对应的速度扰动，v′为流体在y方向的速度参数对应的速度扰动，w′为流体在z方向的速度参数对应的速度扰动。

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)

1.一种旋翼噪声确定方法，其特征在于，包括：

获取旋翼特征剖面轮廓；

根据所述旋翼特征剖面轮廓，生成三维网格；所述旋翼三维网格包括旋翼三维翼型网格和背景网格；

对所述三维网格中的每一个网格对应的流体控制方程求解，得到旋翼流场；所述旋翼流场包括旋翼周围的压强、流体密度、流体在x方向的速度、流体在y方向的速度和流体在z方向的速度，x方向、y方向和z方向互相垂直；

根据所述旋翼流场中各个参数的扰动构造声源；

获取声源传播模型；所述声源传播模型为线性欧拉方程；

采用间断伽辽金方法对所述声源传播模型求解，得到旋翼周围空间的噪声分布。

2.根据权利要求1所述的旋翼噪声确定方法，其特征在于，所述根据所述旋翼特征剖面轮廓，生成三维网格，具体包括：

根据所述旋翼特征剖面轮廓，采用Poisson方程生成旋翼桨叶对应的多个二维翼型网格；

将桨叶尖部翻折形成包络面，对多个二维翼型网格进行线性插值，得到旋翼三维翼型网格；

根据所述旋翼三维翼型网格，按照直升机的飞行状态，生成所述背景网格。

3.根据权利要求2所述的旋翼噪声确定方法，其特征在于，所述根据所述旋翼三维翼型网格，按照直升机的飞行状态，生成所述背景网格，具体包括：

当直升机的飞行状态为悬停状态时，根据所述旋翼三维翼型网格，基于桨叶的半径确定背景网格在径向的加密位置、加密范围和加密尺度，生成扇形的二维背景网格；

基于所述扇形的二维背景网格，沿旋翼轴方向对所述扇形的二维背景网格进行拉升，生成三维柱形背景网格；

当直升机的飞行状态为前飞状态时，采用长方体正交笛卡尔网格作为背景流场，确定桨叶周围以及旋翼流场尾迹部分加密的网格尺度；

确定远场网格的位置；

基于等比数列确定网格的增长速率，生成三维桨叶形背景网格。

4.根据权利要求1所述的旋翼噪声确定方法，其特征在于，所述对所述三维网格中的每一个网格对应的流体控制方程求解，得到旋翼流场，具体包括：

确定所述三维网格中的每一个网格对应的流体控制方程；

采用数值离散方法对所述流体控制方程求解，得到所述旋翼流场；所述数值离散方法包括空间离散方法和时间离散方法。

5.根据权利要求1所述的旋翼噪声确定方法，其特征在于，所述根据所述旋翼流场中各个参数的扰动构造声源，具体包括：

根据所述旋翼流场确定各个参数对应的扰动；

根据各个参数对应的扰动利用公式

构造声源；其中，U′为构造的声源，p′为旋翼周围的压强参数对应的声压扰动，ρ′为流体密度参数对应的密度扰动，u′为流体在x方向的速度参数对应的速度扰动，v′为流体在y方向的速度参数对应的速度扰动，w′为流体在z方向的速度参数对应的速度扰动。

6.一种旋翼噪声确定系统，其特征在于，包括：

旋翼特征剖面轮廓获取模块，用于获取旋翼特征剖面轮廓；

三维网格生成模块，用于根据所述旋翼特征剖面轮廓，生成三维网格；所述旋翼三维网格包括旋翼三维翼型网格和背景网格；

旋翼流场求解模块，用于对所述三维网格中的每一个网格对应的流体控制方程求解，得到旋翼流场；所述旋翼流场包括旋翼周围的压强、流体密度、流体在x方向的速度、流体在y方向的速度和流体在z方向的速度，x方向、y方向和z方向互相垂直；

声源构造模块，用于根据所述旋翼流场中各个参数的扰动构造声源；

声源传播模型获取模块，用于获取声源传播模型；所述声源传播模型为线性欧拉方程；

噪声分布确定模块，用于采用间断伽辽金方法对所述声源传播模型求解，得到旋翼周围空间的噪声分布。

7.根据权利要求6所述的旋翼噪声确定系统，其特征在于，所述三维网格生成模块具体包括：

二维翼型网格生成单元，用于根据所述旋翼特征剖面轮廓，采用Poisson方程生成旋翼桨叶对应的多个二维翼型网格；

旋翼三维翼型网格生成单元，用于将桨叶尖部翻折形成包络面，对多个二维翼型网格进行线性插值，得到旋翼三维翼型网格；

背景网格生成单元，用于根据所述旋翼三维翼型网格，按照直升机的飞行状态，生成所述背景网格。

8.根据权利要求7所述的旋翼噪声确定系统，其特征在于，所述背景网格生成单元具体包括：

悬停状态二维背景网格生成子单元，用于当直升机的飞行状态为悬停状态时，根据所述旋翼三维翼型网格，基于桨叶的半径确定背景网格在径向的加密位置、加密范围和加密尺度，生成扇形的二维背景网格；

悬停状态三维背景网格生成子单元，用于基于所述扇形的二维背景网格，沿旋翼轴方向对所述扇形的二维背景网格进行拉升，生成三维柱形背景网格；

前飞状态网格尺度确定子单元，用于当直升机的飞行状态为前飞状态时，采用长方体正交笛卡尔网格作为背景流场，确定桨叶周围以及旋翼流场尾迹部分加密的网格尺度；

前飞状态远场网格位置确定子单元，用于确定远场网格的位置；

前飞状态三维背景网格生成子单元，用于基于等比数列确定网格的增长速率，生成三维桨叶形背景网格。

9.根据权利要求6所述的旋翼噪声确定系统，其特征在于，所述旋翼流场求解模块具体包括：

流体控制方程确定单元，用于确定所述三维网格中的每一个网格对应的流体控制方程；

旋翼流场求解单元，用于采用数值离散方法对所述流体控制方程求解，得到所述旋翼流场；所述数值离散方法包括空间离散方法和时间离散方法。

10.根据权利要求6所述的旋翼噪声确定系统，其特征在于，所述声源构造模块具体包括：

扰动确定单元，用于根据所述旋翼流场确定各个参数对应的扰动；

声源构造单元，用于根据各个参数对应的扰动利用公式

构造声源；其中，U′为构造的声源，p′为旋翼周围的压强参数对应的声压扰动，ρ′为流体密度参数对应的密度扰动，u′为流体在x方向的速度参数对应的速度扰动，v′为流体在y方向的速度参数对应的速度扰动，w′为流体在z方向的速度参数对应的速度扰动。

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