CN111792022B - 一种抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种抑制旋翼桨‑涡干扰噪声的尾缘气流控制方法，属于主动流动控制技术。在直升机飞行过程中，本发明的方法可以根据飞行状态，调节旋翼尾缘气流的速度和流动方向，从而改变旋翼桨叶表面的载荷分布，达到降低BVI噪声的效果。当气流控制装置无需开启时，由于气流控制装置紧贴翼型表面，跟原始外形几乎一致，不会对气动性能造成影响。相比ACF，本发明的方法没有了运动部件，无需调节机构，耗费功率更少，结构实现起来更加简单，能够达到与ACF相同甚至更好的BVI噪声抑制效果，是一种较优选择。

Description

一种抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法

技术领域

本发明涉及直升机旋翼噪声技术领域，特别是涉及一种抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法。

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。

桨-涡干扰(Blade-Vortex Interaction，BVI)噪声是直升机噪声的主要来源，是由旋翼桨叶前缘与其前方桨叶所脱落的桨尖涡发生碰撞，使得桨叶表面压力出现激烈脉动而产生。当直升机斜下降或者机动飞行时，桨-涡干扰噪声问题更加突出。

关于旋翼桨-涡干扰抑制研究，国际上提出了很多的抑制措施，主要有优化旋翼桨尖形状的方法，如后掠、尖削、下反等桨尖形式，以及加装削涡装置的方法，如尾缘扰流片、桨尖小翼、端板、桨尖开孔等。然而这些方法都是属于被动控制方法，存在设计状态下可以产生较好的控制效果，当偏离设计状态时，控制效果不佳的问题。主动控制方法有高阶谐波控制(Higher Harmonic Control，HHC)，单叶片控制(Individual Blade Control，IBC)等。与HHC技术相比，IBC方法更具灵活性，但需要耗费很大功率来控制整个叶片。因此，人们提出采用桨叶局部结构实现控制的方法——主动控制襟翼(Active Controlled Flap，ACF)。该方法耗费功率较低，已有理论和实验证实可以起到降低旋翼BVI噪声的效果。然而该方法采用襟翼偏转控制，需要设计相应的调节控制机构，增加了桨叶设计和制造的复杂度。

因此，如何改变现有技术中，降低旋翼BVI噪声的方法设计制造难度较大的现状，成为了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抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法，以解决上述现有技术存在的问题，使降低BVI噪声，同时降低耗费功率。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：本发明提供一种抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法，包括如下步骤：

步骤一、设计旋翼尾缘气流控制装置，气流控制装置的吸气速度、方向、频率均能够调节；

步骤二、确定气流控制装置在旋翼的位置，展向上，气流控制装置设置在60％-80％旋翼展长的位置；

步骤三、确定气流控制装置的几何尺寸，气流控制装置的展向长度占旋翼总展长的8％-20％，气流控制装置径向长度占旋翼总弦长的8％-12％，气流控制装置的厚度为旋翼厚度的4％-6％；

步骤四、确定气流控制装置的控制方式，获取ACF装置对直升机不同飞行状态下的最佳运作方式，即获取尾缘襟翼运作频率、幅值角以及相位；基于CFD方法通过控制气流控制装置的运行频率、最大吸气速度或最大流量以及相位，使ACF装置与气流控制装置在翼型表面产生的附加环量相同，从而达到与ACF装置相同的抑制BVI噪声的目的，并记录下这些参数；

步骤五、获得直升机在不同状态下所需的气流控制装置的控制参数后，将相应数据存储到机载计算机中，计算机根据飞机的飞行状态调用相应状态下的参数，使气流控制装置执行相应的控制方式。

优选地，步骤一中，气流控制装置包括微型泵，微型泵具有吸气口、出气口，微型泵的最大流量为Q_m，气流控制装置的吸气速度呈周期性变化，气流控制装置的频率、相位能够调节，吸气速度服从关系

或流量服从关系

其中圆频率为ω，最大吸气速度V_m，相位角为

当速度为负时表现为翼型下表面吸气，上表面吹气，否则为上表面吸气，下表面吹气。

优选地，步骤二中，气流控制装置的数量与旋翼的数量相一致，多个气流控制装置设置在多个旋翼的同一侧，展向上，气流控制装置的中心位于60％-80％旋翼展长处。

优选地，步骤三中，气流控制装置的厚度为δ，厚度确定方式如下：设计状态下最大流量Q_m，旋翼半径R，则厚度

气流控制装置的厚度与翼型最大厚度比值

约为4％～6％，气流控制装置的出气口呈槽型或包括分隔的多个孔。

优选地，步骤四中，获取ACF在直升机不同飞行状态下的最佳运作方式，即获取ACF的工作频率f1、幅值角ɑ以及相位

记录下这些参数；使用计算流体力学或实验方法确定ACF在襟翼偏转角为ɑ时机翼的升力系数大小CL1；令气流控制装置的吸气速度变化频率f2＝f1，相位

对加装气流控制装置的机翼进行CFD数值模拟，并监测机翼升力系数随吸气速度的变化曲线；找到机翼升力系数最接近或等于CL1时所对应的速度大小，此即为所要的速度幅值V_m；将数据记录至机载计算机中，这样便得到了一个飞行状态下装置吸气速度变化关系为

重复步骤四的操作获得不同飞行状态下参数。

本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：本发明的抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法，属于主动流动控制技术。在直升机飞行过程中，本发明的方法可以根据飞行状态，调节旋翼尾缘气流的速度和流动方向，从而改变旋翼桨叶表面的载荷分布，达到降低BVI噪声的效果。当气流控制装置无需开启时，由于气流控制装置紧贴翼型表面，跟原始外形几乎一致，不会对气动性能造成影响。相比ACF，本发明的方法没有了运动部件，无需调节机构，耗费功率更少，结构实现起来更加简单，能够达到与ACF相同甚至更好的BVI噪声抑制效果，是一种较优选择。

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为本发明的抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法中的气流控制装置在翼型表面的示意图；

图2为本发明的抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法的旋翼尾缘气流控制装置的示意图；

图3为本发明的抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法的气流控制装置在直升机旋翼上的示意图；

图4为本发明的抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法的气流控制装置在单片旋翼上的示意图；

其中，1为翼型，2为气流控制装置，3为输运气体的管道，4为微型泵，5为旋翼，图1中c为旋翼厚度，图2中的箭头为气体运动方向且方向可逆，δ为气流控制装置的厚度，图3中箭头为旋翼旋转方向。

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抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法，以解决上述现有技术存在的问题，使降低BVI噪声，同时降低耗费功率。

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1-4，其中，图1为本发明的抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法中的气流控制装置在翼型表面的示意图，图2为本发明的抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法的旋翼尾缘气流控制装置的示意图，图3为本发明的抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法的气流控制装置在直升机旋翼上的示意图，图4为本发明的抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法的气流控制装置在单片旋翼上的示意图。

本发明的抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法，包括如下步骤：

步骤一、选用气流控制装置2。

气流控制装置2包含一个吸气口，一个出气口，若干输运气体的管道3以及一个微型泵4，微型泵4最大流量为Q_m，如图2所示。该气流控制装置2吸气速度呈周期性变化，且频率、相位可调，即吸气速度服从关系

(或流量服从关系

)，其中圆频率为ω，最大吸气速度V_m，相位角为

当速度为负时表现为翼型1下表面吸气，上表面吹气，否则为上表面吸气，下表面吹气。

步骤二、确定气流控制装置2在旋翼5的位置。

气流控制装置2布置如图3所示，气流控制装置2在单一桨叶上布置如图4所示，展向上，将装置中心放置在60％～80％旋翼5展长的位置，具体见图4。

步骤三、确定气流控制装置2的几何尺寸。

以无量纲量的形式规定气流控制装置2的几何参数，即气流控制装置2的展向长度L占单片旋翼5总展长的8％～20％，气流控制装置2的径向长度占旋翼5翼型1总弦长的8％～12％，气流控制装置2设置在旋翼5尾缘，如图1和4所示，外形为具体翼型1表面型线，气流控制装置2的具体几何数值可以由其所在翼型1来规定。气流控制装置2的厚度为δ，厚度确定方式如下：考虑设计状态下最大流量Q_m，旋翼5半径R，则厚度

装置厚度与翼型1最大厚度比值

约为4％～6％，气流控制装置2的吸出气口可呈槽型，也可包括分隔的多个孔。

步骤四、确定气流控制装置2的控制方式。

具体操作步骤如下：①参考实验或文献资料获取ACF在直升机不同飞行状态下的最佳运作方式，即获取ACF的工作频率f1、幅值角ɑ以及相位

等信息，记录下这些参数；②使用计算流体力学或实验方法确定ACF在襟翼偏转角为ɑ时机翼的升力系数大小CL1；③令气流控制装置2吸气速度变化频率f2＝f1，相位

④对加装气流控制装置2的机翼进行CFD数值模拟，并监测机翼升力系数随吸气速度的变化曲线；⑤找到机翼升力系数最接近或等于CL1时所对应的速度大小，此即为所要的速度幅值V_m；⑥将数据记录至机载计算机中。这样便得到了一个飞行状态下装置吸气速度变化关系为

重复步骤①～⑥获得不同飞行状态下参数即可。

步骤五、获得直升机在不同飞行状态下所需的气流控制装置2控制参数(频率、幅值和相位)后，将相应数据存储到机载计算机中，计算机根据飞行状态便可调用相应状态下的参数，使气流控制装置2执行相应的控制方式。

旋翼5旋转过程中桨叶与其前面桨叶尾涡发生作用，导致桨叶表面载荷脉动产生BVI噪声。本发明的抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法，利用旋翼5尾缘的气流控制装置2，如图1所示。气流控制装置2在微型泵4的驱动下，从上表面吸入气体，从下表面吹出气体，或者从下表面吸入气体，从上表面吹出气体，如图2所示，桨叶表面有了附加的气流速度，桨叶的环量改变，使得桨叶表面载荷也以一定规律变化，从而产生与ACF相同的抑制BVI噪声的效果。

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 (4)

1.一种抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一、设计旋翼尾缘气流控制装置，气流控制装置的吸气速度、方向、频率均能够调节；

气流控制装置包括微型泵，微型泵具有吸气口、出气口，微型泵的最大流量为Q_m，气流控制装置的吸气速度呈周期性变化，气流控制装置的频率、相位能够调节，吸气速度服从关系

或流量服从关系

其中圆频率为ω，最大吸气速度V_m，相位角为

当速度为负时表现为翼型下表面吸气，上表面吹气，否则为上表面吸气，下表面吹气；

步骤二、确定气流控制装置在旋翼的位置，展向上，气流控制装置设置在60％-80％旋翼展长的位置；

步骤三、确定气流控制装置的几何尺寸，气流控制装置的展向长度占旋翼总展长的8％-20％，气流控制装置径向长度占旋翼总弦长的8％-12％，气流控制装置的厚度为旋翼厚度的4％-6％；

步骤四、确定气流控制装置的控制方式，获取ACF装置对直升机不同飞行状态下的最佳运作方式，即获取尾缘襟翼运作频率、幅值角以及相位；基于CFD方法通过控制气流控制装置的运行频率、最大吸气速度或最大流量以及相位，使ACF装置与气流控制装置在翼型表面产生的附加环量相同，从而达到与ACF装置相同的抑制BVI噪声的目的，并记录下这些参数；

步骤五、获得直升机在不同状态下所需的气流控制装置的控制参数后，将相应数据存储到机载计算机中，计算机根据飞机的飞行状态调用相应状态下的参数，使气流控制装置执行相应的控制方式。

2.根据权利要求1所述的抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法，其特征在于：步骤二中，气流控制装置的数量与旋翼的数量相一致，多个气流控制装置设置在多个旋翼的同一侧，展向上，气流控制装置的中心位于60％-80％旋翼展长处。

3.根据权利要求2所述的抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法，其特征在于：步骤三中，气流控制装置的厚度为δ，厚度确定方式如下：设计状态下最大流量Q_m，旋翼半径R，则厚度

L为气流控制装置的展向长度，气流控制装置的厚度与翼型最大厚度比值

为4％～6％，气流控制装置的出气口呈槽型或包括分隔的多个孔。

4.根据权利要求3所述的抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法，其特征在于：步骤四中，获取ACF在直升机不同飞行状态下的最佳运作方式，即获取ACF的工作频率f1、幅值角ɑ以及相位

记录下这些参数；使用计算流体力学或实验方法确定ACF在襟翼偏转角为ɑ时机翼的升力系数大小CL1；令气流控制装置的吸气速度变化频率f2＝f1，相位

对加装气流控制装置的机翼进行CFD数值模拟，并监测机翼升力系数随吸气速度的变化曲线；找到机翼升力系数最接近或等于CL1时所对应的速度大小，此即为所要的速度幅值V_m；将数据记录至机载计算机中，这样便得到了一个飞行状态下装置吸气速度变化关系为

重复步骤四的操作获得不同飞行状态下参数。

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