CN112214835B - 一种旋翼悬停状态气动噪声工程估算方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于空气动力学气动噪声技术领域，公开了一种旋翼悬停状态气动噪声工程估算方法。所述方法包括：S1，确定噪声传播距离与平均声压的平方的函数关系；S2，确定旋翼拉力系数与平均声压的平方的函数关系；S3，确定桨尖马赫数与平均声压的平方的函数关系；S4，确定旋翼噪声指向性与平均声压的平方的函数关系；S5，根据S1‑S4的函数关系，确定平均声压的平方与噪声传播距离、旋翼拉力系数、桨尖马赫数、旋翼噪声指向性的关系，所述平均声压的平方用来表征旋翼悬停状态下的气动噪声。根据旋翼悬停状态的基本状态参数计算获得不同状态和位置测点处的噪声水平，能够为数值计算和试验结果判别提供必要的验证方法支撑。

Description

一种旋翼悬停状态气动噪声工程估算方法

技术领域

本发明属于空气动力学气动噪声技术领域，尤其涉及一种旋翼悬停状态气动噪声工程估算方法。

背景技术

噪声水平高是直升机的突出问题之一，高强度的、复杂的气动噪声会显著降低直升机的声隐身性能，从而容易被敌人探知；对于民用直升机而言，噪声问题严重影响航迹附近人们的生活环境，造成噪声污染。此外，对于直升机不同飞行状态而言，其声源特性和辐射特性也不一样。因此，如何预测不同飞行状态下直升机旋翼的气动噪声水平已成为研究直升机噪声问题的关键前提。

悬停状态是直升机特有的运转状态。旋翼悬停状态噪声主要成分包括宽频噪声和旋转噪声。宽频噪声，或者称为涡流噪声是桨叶上力的随机脉动所产生的高频声音；旋转噪声则是由于旋翼旋转运动，从而周期性地排开周围空气和与空气发生周期性的脉动力的作用所引起的，它是一种集中在桨叶通过频率及其倍频上的离散谱声信号。

对于直升机悬停状态噪声预测，目前多采用求解FW-H方程的F1A方法，将旋翼气动载荷作为输入，通过求解三维非线性声波动方程计算获得不同位置测点的噪声水平。其中关键在于旋翼气动载荷的计算求解，由于噪声求解过程中作了诸如小扰动等假设，并且未考虑声传播对流场特性的影响，因此往往与实际试验结果存在一定误差；且由于网格量和数值迭代的原因，导致噪声计算效率较低。

发明内容

本发明的目的：针对上述问题，本发明提供了一种可以用于旋翼悬停状态气动噪声快速计算的适用于工程实际的旋翼悬停噪声估算的方法，从而能够根据旋翼悬停状态的基本状态参数计算获得不同状态和位置测点处的噪声水平，能够为数值计算和试验结果判别提供必要的验证方法支撑。

本发明的技术方案：

一种旋翼悬停状态气动噪声工程估算方法，所述方法包括：

S1，确定噪声传播距离与平均声压的平方的函数关系；

S2，确定旋翼拉力系数与平均声压的平方的函数关系；

S3，确定桨尖马赫数与平均声压的平方的函数关系；

S4，确定旋翼噪声指向性与平均声压的平方的函数关系；

S5，根据S1-S4的函数关系，确定平均声压的平方与噪声传播距离、旋翼拉力系数、桨尖马赫数、旋翼噪声指向性的关系，所述平均声压的平方用来表征旋翼悬停状态下的气动噪声。

本发明技术方案的特点和进一步的改进为：

(1)S1，具体为：

旋翼悬停状态下，在不同测点处测得对应的声压级；不同测点到声源的距离不同；

根据不同测点处测得对应的声压级，得到平均声压的平方与测点到声源的距离的平方成反比。

(2)S2，具体为：

旋翼悬停状态下，在不同旋翼拉力系数状态下在固定的测点处进行噪声测量，得到旋翼拉力系数实度与平均声压的平方呈二次多项式关系。

(3)S3，具体为：

旋翼悬停状态下，给定旋翼拉力系数实度，得到平均声压的平方随桨尖马赫数的6次方变化的关系。

(4)S4，具体为：

在旋翼小拉力系数实度状态下，平均声压的平方与sin(θ)成二次方关系；

在旋翼大拉力系数实度状态下，平均声压的平方与sin³(θ)成三次方关系，θ桨盘夹角。

(5)对于指向性参数sin²(θ)和

进行修正，以(sin²(θ)+0.5)/1.5代替sin²(θ)进行修正；以

代替

进行修正，获得旋翼噪声指向性与平均声压的关系。

(6)S5，根据S1-S4的函数关系，确定平均声压的平方与噪声传播距离、旋翼拉力系数、桨尖马赫数、旋翼噪声指向性的关系如下：

其中，其中A、B为常系数，C_T/σ为拉力系数实度，M_tip为桨尖马赫数，s₀为测点与旋翼的距离。

(7)S5，根据S1-S4的函数关系，确定平均声压的平方与噪声传播距离、旋翼拉力系数、桨尖马赫数、旋翼噪声指向性的修正后的关系如下：

其中，其中A、B为常系数，C_T/σ为拉力系数实度，M_tip为桨尖马赫数，s₀为测点与旋翼的距离。

(8)根据平均声压的平方确定声压级SPL＝10log₁₀(p_平均 ²/p_ref ²)

其中，SPL为旋翼噪声总声压级，p_ref为参考声压。

本发明的目的是：基于旋翼模型1悬停噪声测量试验数据，结合数值仿真计算，建立悬停状态旋翼模型气动噪声水平的工程估算方法，用于对模型旋翼悬停状态不同测点的气动噪声水平进行快速的估算和评估，为试验现场测试和数值计算验证提供参考。

本发明技术方案从悬停状态旋翼噪声的声能量出发，考虑不同测点的噪声水平的主要影响因素：旋翼转速(桨尖马赫数)、拉力(拉力系数实度)、测点与旋翼的距离以及测点与桨盘平面的角度，基于试验数据和数值仿真计算分析，建立悬停状态旋翼宽频噪声和旋转噪声的平均声压和各参数的关系式，获得旋翼模型气动噪声水平的工程估算方法。

附图说明

图1为本发明实施例提供的不同距离测点总声压级对比示意图；

图2为本发明实施例提供的不同拉力系数状态对声压水平的影响示意图；

图3为本发明实施例提供的不同马赫数对声压水平的影响示意图；

图4为本发明实施例提供的旋翼悬停状态气动噪声指向性示意图；(a)为小拉力系数状态(宽带噪声为主)，(b)为大拉力系数状态(旋转噪声为主)；

图5为本发明实施例提供的不同拉力系数实度状态旋翼噪声指向性示意图；

图6为本发明实施例提供的小拉力系数状态悬疑悬停状态噪声估算结果与试验结果对比示意图；

图7为本发明实施例提供的大拉力系数状态悬疑悬停状态噪声估算结果与试验结果对比示意图。

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。

本发明的技术方案从声能量的角度对噪声问题进行处理能够简化问题。以p² _平均作为目标量，表达式如下，其中p_平均为平均声压，p_i为采样点声压，N为一个采样周期内的采样点数。

由理论分析可得，悬停状态旋翼的噪声组成主要以旋转噪声和宽频噪声为主，不同测点测得的噪声水平主要与旋翼转速(M_tip-桨尖马赫数)、拉力(C_T/σ-拉力系数实度)、测点与旋翼的距离(s₀)以及测点位置与桨盘平面的角度(θ₀)等相关。此外，桨盘面积、大气密度、音速等也会影响旋翼的声源特性和辐射特性，但对于固定的旋翼模型，且只考虑理想大气条件，此类影响因子很小，可以统一作为关系式中的常系数项进行处理。

p_平均 ²＝A·f(s₀,M_tip,θ₀，C_T/σ)

其中A为常系数。

(1)传播距离与平均声压的关系

由图1和表1可得，噪声声能量与测点和声源的距离的平方成反比，即p_平均 ²～1/s₀ ²，因此可得：

p_平均 ²＝A/s₀ ²·f(M_tip,θ₀，C_T/σ)

其中A为常系数，测点“1”，“2”，“3”，“4”分别为距离桨毂中心不同距离的传声器测点，Φ为旋翼方位角。

表1不同距离测点声压水平对比

(2)拉力系数与平均声压的关系

旋翼载荷是旋翼悬停状态噪声水平的重要影响参数。考虑旋翼拉力系数实度(C_T/σ)对噪声水平的影响。由图2不同拉力系数状态下的噪声测量试验结果可得，在大拉力系数状态下，拉力系数实度与平均声压的平方呈二次多项式关系。由此给出旋翼噪声声压的平方与拉力系数的关系式：

p_平均 ²＝A/s₀ ²·(C_T/σ)²f(M_tip,θ₀)

其中A为常系数。

(3)旋翼转速与平均声压的关系

旋翼转速(桨尖马赫数)也是旋翼悬停状态气动噪声水平的重要影响因素。结合试验中模型旋翼在不同转速状态下的噪声参数，以及相关的数值计算，分析与研究旋翼桨尖马赫数对气动噪声特性的影响关系。

图3为不同马赫数对噪声的影响结果。从图中可以看出，在悬停定拉力系数实度状态下，旋翼噪声水平随桨尖马赫数的6次方变化，随着转速增加，测点噪声水平迅速增大。得出旋翼平均声压平方的关系式：

p_平均 ²＝A/s₀ ²·(C_T/σ)²·M_tip ⁶·f(θ₀)

其中A为常系数。

(4)旋翼噪声指向性与平均声压的关系

结合文献结果可知，旋翼在小拉力系数悬停状态下，旋翼噪声主要成分以宽频噪声为主，其指向性为越靠近旋翼轴方向，噪声辐射强度越强，在桨盘平面辐射的声能量最小。在大拉力系数悬停状态下，旋翼噪声成分以旋转噪声为主，其声辐射强度最强的方向在旋翼下方20～30°左右，旋翼轴方向传播的声能量最小。旋翼噪声指向性如图4所示。

分别选取小拉力系数状态和大拉力系数状态下的旋翼气动噪声测量试验结果作为目标量，以桨盘夹角θ₀的正弦值为自变量，研究不同拉力系数实度状态下的噪声指向性关系

图5为不同拉力系数实度状态旋翼噪声指向性曲线，在小拉力系数实度状态下，声压的平方与sin(θ₀)成二次方关系；在大拉力系数实度状态下，则可以用sin³(θ₀)来近似表征声压平方与桨盘夹角的关系；

由于在桨盘平面声能量不绝对为0，因此对于指向性参数sin²(θ₀)和

进行修正，以(sin²(θ₀)+0.5)/1.5代替sin²(θ₀)进行修正；以

代替

进行修正，获得的状态参数的影响关系式如下：

其中A、B为常系数，对于不同旋翼模型一般是不同的。

对上述总结出的悬停状态旋翼噪声估算方法进行测试验证。利用建立的旋翼悬停状态气动噪声工程估算方法，对于旋翼模型2的测量试验结果分别对获得的宽带噪声和旋转噪声关系式进行有效性的综合验证，由声压级的计算公式可得：

SPL＝10log₁₀(p_平均 ²/p_ref ²)

其中SPL为旋翼噪声总声压级，p_ref为参考声压，一般为1.0e-5。

对于小拉力系数状态，主要噪声成分为宽带噪声，取试验状态参数s₀＝5m，C_T/σ＝0.03309，M_tip＝0.635，计算获得的声压级与试验测量结果对比如图6所示：

对于大拉力系数状态，主要噪声成分为旋转噪声，取试验状态参数s₀＝5m，C_T/σ＝0.155221，M_tip＝0.635，计算获得的声压级与试验测量结果对比如图7所示：

由以上结果可得，建立的旋翼气动噪声水平的工程估算方法在如上的旋翼使用状态范围内，可以实现旋翼悬停状态不同位置测点噪声声压级的快速估算，从而可以为试验现场的数据结果判别提供参考。

以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种旋翼悬停状态气动噪声工程估算方法,其特征在于,所述方法包括:

S1,确定噪声传播距离与平均声压的平方的函数关系；

S2,确定旋翼拉力系数与平均声压的平方的函数关系；

S3,确定桨 尖马赫数与平均声压的平方的函数关系:

S4,确定旋翼噪声指向性与平均声压的平方的函数关系；

S5,根据S1-S4的函数关系,确定平均声压的平方与噪声传播距离、旋翼拉力系数、桨尖马赫数、旋翼噪声指向性的关系,所述平均声压的平方用来表征旋翼悬停状态下的气动噪声；

S5，根据S1-S4的函数关系,确定平均声压的平方与噪声传播距离、旋翼拉力系数、桨尖马赫数、旋翼噪声指向性的关系如下:

其中,p_平均为平均声压，A、B为常系数,C_T/σ为拉力系数实度,M_tip为桨 尖马赫数,s₀为测点与旋翼的距离，θ桨盘夹角。

2.根据权利要求1所述的一种旋翼悬停状态气动噪声工程估算方法,其特征在于,S1，具体为:

旋翼悬停状态下,在不同测点处测得对应的声压级；不同测点到声源的距离不同；

根据不同测点处测得对应的声压级,得到平均声压的平方与测点到声源的距离的平方成反比。

3.根据权利要求1所述的一种旋翼悬停状态气动噪声工程估算方法,其特征在于,S2，具体为:

旋翼悬停状态下,在不同旋翼拉力系数状态下在固定的测点处进行噪声测量,得到旋翼拉力系数实度与平均声压的平方呈二次多项式关系。

4.根据权利要求1所述的一种旋翼悬停状态气动噪声工程估算方法,其特征在于,S3.具体为:

旋翼悬停状态下,给定旋翼拉力系数实度,得到平均声压的平方随桨 尖马赫数的6次方变化的关系。

5.根据权利要求1所述的一种旋翼悬停状态气动噪声工程估算方法,其特征在于,S4，具体为:

在旋翼小拉力系数实度状态下,平均声压的平方与sin(θ)成二次方关系；

在旋翼大拉力系数实度状态下,平均声压的平方与sin³(θ)成三次方关系，θ桨盘夹角。

6.根据权利要求5所述的一种旋翼悬停状态气动噪声工程估算方法,其特征在于,对于

指向性参数sin²(θ)和

进行修正,以(sin²(θ)+0.5)/1.5代替sin²(θ)进行修正；以

代替

进行修正,获得旋翼噪声指向性与平均声压的关系。

7.根据权利要求1所述的一种旋翼悬停状态气动噪声工程估算方法,其特征在于,S5，根据S1-S4的函数关系,确定平均声压的平方与噪声传播距离、旋翼拉力系数、桨 尖马赫数、旋翼噪声指向性的修正后的关系如下:

其中,其中A、B为常系数,C_T/σ为拉力系数实度,M_tip为桨 尖马赫数，s₀为测点与旋翼的距离。

8.根据权利要求1所述的一种旋翼悬停状态气动噪声工程估算方法,其特征在于,根据平均声压的平方确定声压级SPL＝10log₁₀(p_平均 ²/p_ref ²)；

其中,SPL为旋翼噪声总声压级,p_ref为参考声压。

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