CN112199772A - 一种直升机旋翼气动噪声计算方法 - Google Patents

一种直升机旋翼气动噪声计算方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于直升机旋翼气动噪声分析与控制技术领域，具体涉及一种直升机旋翼气动噪声快速计算方法。基于刚性桨叶假设，将旋翼桨叶分解为二维翼型和一维梁模型；首先生成二维翼型网格，然后沿展向进行插值，最终得到三维桨叶表面网格；流场输入参数代入旋翼飞行器综合性分析软件计算旋翼展向分布的截面升力；噪声计算输入参数、桨叶表面网格信息和展向截面升力用来求解旋翼噪声声场。

Description

一种直升机旋翼气动噪声计算方法
技术领域
本发明属于升机旋翼气动噪声分析与控制技术领域，具体涉及一种直升机旋翼气动噪声计算方法。
背景技术
直升机旋翼产生的气动噪声主要由厚度噪声和载荷噪声两项叠加，厚度噪声取决于桨叶的几何结构和运动，载荷噪声与桨叶表面的压力分布有关。目前直升机旋翼气动噪声的快速计算方法根据几何函数来拟合桨叶外形，生成的桨叶表面网格与真实桨叶几何结构存在较大差异，导致噪声计算存在误差。
发明内容
针对背景技术里存在的问题，本发明提供了如下方案：
一种直升机旋翼气动噪声计算方法，所述方法包括：
第一步，采用翼型生成软件生成二维翼型表面网格；
第二步，将生成的二维翼型表面网格根据弦长分布规律进行缩放得到沿桨叶展向各剖面的网格；
第三步，对桨根和桨尖部分进行处理以生成O型桨尖；
第四步，根据桨叶展向各个位置的剖面二维翼型表面网格生成旋翼桨叶三维桨叶表面网格；
第五步，流场输入参数代入旋翼飞行器综合性分析软件计算旋翼展向分布的截面升力；
第六步，噪声计算输入参数、桨叶表面网格信息和展向截面升力求解旋翼噪声声场。
进一步，所述第一步中，还包括：生成沿桨叶展向分布的一维站位点。
进一步，所述第二步，将生成的桨叶二维翼型表面网格按照桨叶展向一维站位点分布规律进行插值并根据弦长分布规律进行缩放以得到沿桨叶展向各剖面的网格。
进一步，所述第三步中，对桨根和桨尖部分进行翻折处理以生成O型翻折网格。
进一步，所述第四步中，根据旋翼桨叶的扭转角和1/4弦长位置沿桨叶展向的分布规律，分别对桨叶展向各个位置的剖面二维翼型表面网格及翻折网格进行坐标变换，最终生成旋翼桨叶三维桨叶表面网格。
进一步，根据旋翼桨叶的扭转角对桨叶展向各个位置的剖面二维翼型表面网格及翻折网格进行旋转；根据旋翼桨叶1/4弦长位置对桨叶展向各个位置的剖面二维翼型表面网格及翻折网格进行平移。
进一步，以旋翼桨叶1/4弦长位置为旋转中心，将桨叶展向各个位置的剖面二维翼型表面网格及翻折网格进行旋转，旋转度数为旋翼桨叶的扭转角。
本发明的有益效果：本发明对背景技术进行改进，能够精确刻画桨叶表面网格信息，提供了一种计算更加精确的直升机旋翼气动噪声计算方法。
附图说明
图1是二维翼型网格示意图；
图2是三维桨叶表面网格示意图；
图3是本发明计算得到的厚度噪声云图；
图4是本发明计算得到的总噪声云图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明所涉及的直升机旋翼气动噪声计算方法做进一步详细说明。
(1)基于刚性桨叶假设，将旋翼桨叶分解为二维翼型和一维梁模型，首先生成二维翼型网格，如图1所示，然后沿展向进行插值，最终得到三维桨叶表面网格，如图2所示。
(2)流场输入参数代入旋翼飞行器综合性分析软件计算旋翼展向分布的截面升力；
(3)噪声计算输入参数、桨叶表面网格信息和展向截面升力代入噪声计算公式求解旋翼噪声声场。
根据桨叶结构特点，具体步骤如下：
第一步，采用翼型生成软件生成翼型表面二维坐标点，将坐标点连接生成二维翼型网格；并生成沿桨叶展向分布的一维站位点；
第二步，将生成的桨叶二维翼型表面网格按照桨叶展向一维站位点分布规律进行插值并根据弦长分布规律进行缩放以得到沿桨叶展向各剖面的网格；
第三步，对桨根和桨尖部分进行翻折处理以生成O型桨尖；
第四步，根据旋翼桨叶的扭转角(旋转)和1/4弦长位置(平移)沿桨叶展向的分布规律，分别对桨叶展向各个位置的剖面二维翼型表面网格及翻折网格进行坐标变换，最终生成旋翼桨叶三维桨叶表面网格。1/4弦长位置由水平平移量和竖直平移量组成，桨叶展向各个位置的剖面二维翼型表面网格及翻折网格在桨叶剖面所在平面内根据平移量进行平移；
第五步，流场输入参数代入旋翼飞行器综合性分析软件计算旋翼展向分布的截面升力；
第六步，噪声计算输入参数、桨叶表面网格信息和展向截面升力代入以下公式求解旋翼噪声声场。
Figure BDA0002700429200000031
Figure BDA0002700429200000032
其中，p′T代表厚度噪声，p′L代表载荷噪声，a0代表无扰动介质中的音速，ρ0为密度，f＝0为桨叶表面方程，v为速度，[*]ret表示括号内的变量都在延迟时间下取值；r为源项到观察点之间的距离,L为桨叶截面升力，角标r和M分别是沿传播方向和源面运动马赫数方向的投影，M为源面运动马赫数，dS表示桨叶表面的面元，dl(y)是相邻紧致源点的距离，y是紧致源点径向位置。
特别地，针对具有复杂桨尖外形的旋翼，以弦长为权重系数，采用如下插值公式获取桨尖的旋翼外形；
θ1＝|r-r1|/|r2-r1|
θ2＝|r-r2|/|r2-r1|
CH(r)＝C1·θ2+C2·θ1
Coe1＝|CH(r)-CH(r1)|/|CH(r1)-CH(r2)|
Coe2＝|CH(r)-CH(r2)|/|CH(r1)-CH(r2)|
其中，θ1、θ2为展向权重系数，r1、r2、r为翼型展向位置，C1、C2为展向剖面翼型弦长，CH为插值后的弦长，Coe1、Coe2为弦长权重系数。
采用该网格生成方法能够包含前后掠桨尖、多翼型配置、非线性负扭转及尖削等现代直升机桨叶的多种特征。
厚度噪声计算结果如图3所示。总噪声云图计算结果如图4所示。

Claims (8)

1.一种直升机旋翼气动噪声计算方法，其特征在于：所述方法包括：
第一步，采用翼型生成软件生成二维翼型表面网格；
第二步，将生成的二维翼型表面网格根据弦长分布规律进行缩放得到沿桨叶展向各剖面的网格；
第三步，对桨根和桨尖部分进行处理以生成O型桨尖；
第四步，根据沿桨叶展向各剖面的网格生成旋翼桨叶三维桨叶表面网格；
第五步，计算旋翼展向分布的截面升力；
第六步，根据旋翼桨叶三维桨叶表面网格和旋翼展向分布的截面升力求解旋翼噪声声场。
2.根据权利要求1所述的一种直升机旋翼气动噪声计算方法，其特征在于：所述第一步中，还包括：生成沿桨叶展向分布的一维站位点。
3.根据权利要求2所述的一种直升机旋翼气动噪声计算方法，其特征在于：所述第二步，将生成的桨叶二维翼型表面网格按照桨叶展向一维站位点分布规律进行插值并根据弦长分布规律进行缩放以得到沿桨叶展向各剖面的网格。
4.根据权利要求3所述的一种直升机旋翼气动噪声计算方法，其特征在于：所述第三步中，对桨根和桨尖部分进行翻折处理以生成O型翻折网格。
5.根据权利要求4所述的一种直升机旋翼气动噪声计算方法，其特征在于：所述第四步中，
根据旋翼桨叶的扭转角和1/4弦长位置沿桨叶展向的分布规律，分别对桨叶展向各个位置的剖面二维翼型表面网格及翻折网格进行坐标变换，最终生成旋翼桨叶三维桨叶表面网格。
6.根据权利要求5所述的一种直升机旋翼气动噪声计算方法，其特征在于：坐标变换具体为：根据旋翼桨叶的扭转角对桨叶展向各个位置的剖面二维翼型表面网格及翻折网格进行旋转；根据旋翼桨叶1/4弦长位置对桨叶展向各个位置的剖面二维翼型表面网格及翻折网格进行平移。
7.根据权利要求6所述的一种直升机旋翼气动噪声计算方法，其特征在于：以旋翼桨叶1/4弦长位置为旋转中心，将桨叶展向各个位置的剖面二维翼型表面网格及翻折网格进行旋转，旋转度数为旋翼桨叶的扭转角。
8.根据权利要求3所述的一种直升机旋翼气动噪声计算方法，其特征在于：以弦长为权重系数，采用如下插值公式获取桨叶某个展向位置的剖面网格；
θ1＝|r-r1|/|r2-r1|
θ2＝|r-r2|/|r2-r1|
CH(r)＝C1·θ2+C2·θ1
Coe1＝|CH(r)-CH(r1)|/|CH(r1)-CH(r2)|
Coe2＝|CH(r)-CH(r2)|/|CH(r1)-CH(r2)|
其中θ1、θ2为展向权重系数，r1、r2、r为翼型展向位置，C1、C2为展向剖面翼型弦长，CH为插值后的弦长，Coe1、Coe2为弦长权重系数。
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