CN112270045A - 一种涡桨飞机气动噪声计算方法 - Google Patents

一种涡桨飞机气动噪声计算方法 Download PDF

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Abstract

本申请属于航空声学设计领域，特别涉及一种涡桨飞机气动噪声计算方法。所述方法包括：以螺旋桨及飞机机身作为噪声声源，构建气动声源数学模型；构建整机有限元模型；构建全机气动模型，并基于飞机整机模型及参数，得到飞机巡航状态下螺旋桨和飞机机体表面压力和速度等随时间分布的气动数据；将螺旋桨气动声源等效为扇声源建立一个螺旋桨旋转条件下的螺旋桨声学模型，并将所述气动数据作为输入，获取飞机巡航状态下螺旋桨辐射气动噪声分布。本申请提出了一种通过理论分析、有限元软件计算，确定最终的涡桨飞机气动噪声计算方法。解决了涵道风扇民用飞机缺乏起降时下方机场附近居民处的噪声预测和全机气动噪声正向设计的难题。

Description

一种涡桨飞机气动噪声计算方法
技术领域
本申请属于航空声学设计领域，特别涉及一种涡桨飞机气动噪声计算方法。
背景技术
关于涡桨飞机气动噪声的研究，国内外公开资料研究的较少，而且大多数都是依靠实验测量的半经验方法研究，缺乏相应的全机气动噪声正向仿真模拟设计，因此，可通过建立全机几何模型与有限元模型，通过求解声源模型和气动声学计算，得到涡桨飞机气动性能结果和全机声压级分布。
发明内容
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种涡桨飞机气动噪声计算方法，包括：
步骤S1、以螺旋桨及飞机机身作为噪声声源，构建气动声源数学模型；
步骤S2、构建整机有限元模型，包括定义有限元计算域并进行网格划分，其中，所述有限元计算域为以机身中点为原点，半径为10倍机身长度的球形，所述有限元计算域由旋转域及静止域构成，所述旋转域为螺旋桨桨叶所在部位，所述静止域包括螺旋桨桨盘及其它计算域；
步骤S3、构建全机气动模型，并基于飞机整机模型及参数，以及所述整机有限元模型进行巡航状态下流场稳态计算，依据流场稳态计算结果计算瞬态结果，得到飞机巡航状态下螺旋桨和飞机机体表面压力和速度等随时间分布的气动数据；
步骤S4、将螺旋桨气动声源等效为扇声源建立一个螺旋桨旋转条件下的螺旋桨声学模型，并将所述气动数据作为输入，获取飞机巡航状态下螺旋桨辐射气动噪声分布；
步骤S5、建立全机声学模型，并将所述气动数据作为输入，获取飞机巡航状态下全机散射气动噪声分布；
步骤S6、将所述螺旋桨辐射气动噪声分布与所述全机散射气动噪声分布的计算结果进行叠加，获得单桨条件下的全机气动噪声；
步骤S7、对涡桨飞机两侧的单桨条件下的全机气动噪声进行无相关叠加，获得双桨条件下的全机气动噪声。
优选的是，步骤S1中，在构建所述气动声源数学模型时，将所述螺旋桨及飞机机身表面的每个面积元素作为单级子声源、偶极子声源和/或四级子声源。
优选的是，步骤S2中，进行有限元计算域的网格划分时，网格尺寸a被设定为：
Figure BDA0002754282990000021
λmin＝c0/fmax，
其中，fmax是进行波长λ解析时的最大频率，c0是声速。
优选的是，步骤S3中，计算瞬态结果包括，
步骤S31、当全机的升力及阻力的残差小于10-3时，认为计算结果收敛，给出稳态计算结果；
步骤S32、将稳态计算结果作为初始解计算所述瞬态结果。
优选的是，步骤S4中，将螺旋桨气动声源等效为扇声源建立所述螺旋桨声学模型。
优选的是，步骤S4中，获取飞机巡航状态下全机散射气动噪声分布包括：基于边界元方法进行螺旋桨辐射噪声计算。
优选的是，步骤S5中，获取飞机巡航状态下螺旋桨辐射气动噪声分布包括：基于薄壁边界元方法进行涡桨飞机散射气动噪声计算。
优选的是，步骤S6中，单桨条件下的全机气动噪声声压级p3计算公式为：
Figure BDA0002754282990000022
其中，p1为螺旋桨辐射气动噪声声压级，p2为全机散射气动噪声声压级。
优选的是，步骤S7中，双桨条件下的全机气动噪声P总计算公式为：
Figure BDA0002754282990000023
其中，p3为单桨条件下的全机气动噪声声压级，p4为在步骤S4中，将螺旋桨气动声源等效为扇声源建立另一个螺旋桨旋转条件下的螺旋桨声学模型，并重复步骤S4-S6获得针对该另一侧螺旋桨的单桨条件下的全机气动噪声声压级。
优选的是，步骤S1之前进一步包括：
构建全机坐标系，并获取巡航状态下的用于全机气动模型解算的参数。
本申请提供的涡桨飞机气动噪声计算方法，是基于缺乏针对全机气动噪声计算方法的正向设计特点，提出的一种通过理论分析、有限元软件计算，给出涡桨飞机气动性能结果和全机噪声特性分布，确定最终的涡桨飞机气动噪声计算方法。本申请使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单，工程概念明确，本申请提出解决了涵道风扇民用飞机缺乏起降时下方机场附近居民处的噪声预测和全机气动噪声正向设计的难题。
附图说明
图1是本申请涡桨飞机气动噪声计算方法的流程图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本申请涡桨飞机气动噪声计算方法，如图1所示，主要包括：
步骤S1、以螺旋桨及飞机机身作为噪声声源，构建气动声源数学模型；
步骤S2、构建整机有限元模型，包括定义有限元计算域并进行网格划分，其中，所述有限元计算域为以机身中点为原点，半径为10倍机身长度的球形，所述有限元计算域由旋转域及静止域构成，所述旋转域为螺旋桨桨叶所在部位，所述静止域包括螺旋桨桨盘及其它计算域；
步骤S3、构建全机气动模型，并基于飞机整机模型及参数，以及所述整机有限元模型进行巡航状态下流场稳态计算，依据流场稳态计算结果计算瞬态结果，得到飞机巡航状态下螺旋桨和飞机机体表面压力和速度等随时间分布的气动数据；
步骤S4、将螺旋桨气动声源等效为扇声源建立一个螺旋桨旋转条件下的螺旋桨声学模型，并将所述气动数据作为输入，获取飞机巡航状态下螺旋桨辐射气动噪声分布；
步骤S5、建立全机声学模型，并将所述气动数据作为输入，获取飞机巡航状态下全机散射气动噪声分布；
步骤S6、将所述螺旋桨辐射气动噪声分布与所述全机散射气动噪声分布的计算结果进行叠加，获得单桨条件下的全机气动噪声；
步骤S7、对涡桨飞机两侧的单桨条件下的全机气动噪声进行无相关叠加，获得双桨条件下的全机气动噪声。
在一些可选实施方式中，步骤S1之前进一步包括：
步骤S0、构建全机坐标系，并获取巡航状态下的用于全机气动模型解算的参数，具体包括如下步骤：
S01：定义全机坐标系，以单个螺旋桨轴心为原点，轴线为z轴(正方向为航向)，x轴沿航向指向右侧，根据右手定则确定y轴方向；
S02：在S01全机坐标系中建立包含驾驶舱、螺旋桨、机身、机翼、起落架等主要部件的涡桨飞机全机几何模型，保证飞机表面连续且光滑和内部连通；
S03：设定巡航状态飞机速度、高度、当地空气温度、迎角，螺旋桨转速等参数。
在一些可选实施方式中，步骤S1中，在构建所述气动声源数学模型时，将所述螺旋桨及飞机机身表面的每个面积元素作为单级子声源、偶极子声源和/或四级子声源。
本实施例中，在飞机巡航阶段，涡桨飞机的螺旋桨及机身为主要气动噪声源，定义螺旋桨桨叶和机身表面每个面积元素均视为单级子、偶极子和四级子声源，例如由上述三个子声源共同构成的数学模型为：
Figure BDA0002754282990000041
其中，H(f)是海威赛德(Heaviside)函数，且
Figure BDA0002754282990000042
c0是声速，ρ0是空气密度，p′(x,t)是声压，δ(f)代表运动表面面声源的分布，P′ij是流体应力张量，Tij表示Lighthill张量，且Tij＝-P′ij+ρuiuj-c2ρ′δij，un和vn为气流速度和积分面的运动速度，方程右侧第一项表示单级子声源，第二项表示偶极子声源，第三项表示四级子声源。
步骤S2中，定义有限元计算域具体包括：
采用滑移网格捕捉螺旋桨旋转并准确模拟螺旋桨和机体间的相互运动，划分桨叶所在部位为旋转域，桨盘其他部分设置为静止域，二者通过交界面进行连接并进行数值传递。该步骤中，整机计算域(包括旋转域与静止域)以机身中点为原点，半径为10倍机身长度的球形，整个计算域空间被远场和桨盘划分为5个区域，其中远场1距机身原点为10倍机身长度，远场2距机身原点为1倍机身长度，远场3距机身表面3m，远场4距机身表面2m，桨盘区域为圆柱型，直径为螺旋桨直径，长度为螺旋桨桨叶厚度。
在一些可选实施方式中，步骤S2中，解析某个频率下的波长λ时，至少需要20个网格点，根据需要解析的最大频率fmax，进而求得需要的最小网格尺寸a，因此，进行有限元计算域的网格划分时，网格尺寸a被设定为：
Figure BDA0002754282990000051
λmin＝c0/fmax，
其中，c0是声速。
步骤S3之前，进一步包括定义螺旋桨旋转方向：从正航向上看为逆时针，且两个螺旋桨旋转方向一致。
在一些可选实施方式中，步骤S3中，计算瞬态结果包括，
步骤S31、当全机的升力及阻力的残差小于10-3时，认为计算结果收敛，给出稳态计算结果；
步骤S32、将稳态计算结果作为初始解计算所述瞬态结果。
可以理解的是，建立全机气动模型，基于前述步骤中参数和全机有限元模型进行巡航状态下流场稳态计算，期间对全机的升力、阻力进行监控，当其残差小于10-3时，即认为计算结果收敛；再将稳态计算结果作为初始解计算瞬态结果，进而计算得到飞机巡航状态下螺旋桨和飞机机体表面压力和速度等随时间分布气动数据，为气动噪声计算提供输入条件。
其中，气动模型分析参数设置为：
参数类型 设置情况
湍流模型 标准k-ε模型
流场密度模型 不可压缩理想气体
求解器类型 离散非稳态求解器
旋转运动类型 Moving Reference Frame
压力速度耦合算法 SIMPLE算法
压力离散格式 PRESTO
迎风格式 二阶迎风格式
在一些可选实施方式中，步骤S4中，将螺旋桨气动声源等效为扇声源建立所述螺旋桨声学模型。
在一些可选实施方式中，步骤S4中，获取飞机巡航状态下全机散射气动噪声分布包括：基于边界元方法进行螺旋桨辐射噪声计算。
在一些可选实施方式中，步骤S5中，获取飞机巡航状态下螺旋桨辐射气动噪声分布包括：基于薄壁边界元方法进行涡桨飞机散射气动噪声计算。
在一些可选实施方式中，步骤S6中，单桨条件下的全机气动噪声声压级p3计算公式为：
Figure BDA0002754282990000061
其中，p1为螺旋桨辐射气动噪声声压级，p2为全机散射气动噪声声压级。
在一些可选实施方式中，步骤S7中，双桨条件下的全机气动噪声P总计算公式为：
Figure BDA0002754282990000062
其中，p3为单桨条件下的全机气动噪声声压级，p4为在步骤S4中，将螺旋桨气动声源等效为扇声源建立另一个螺旋桨旋转条件下的螺旋桨声学模型，并重复步骤S4-S6获得针对该另一侧螺旋桨的单桨条件下的全机气动噪声声压级。
本申请提供的涡桨飞机气动噪声计算方法，是基于缺乏针对全机气动噪声计算方法的正向设计特点，提出的一种通过理论分析、有限元软件计算，给出涡桨飞机气动性能结果和全机噪声特性分布，确定最终的涡桨飞机气动噪声计算方法。本申请使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单，工程概念明确，本申请提出解决了涵道风扇民用飞机缺乏起降时下方机场附近居民处的噪声预测和全机气动噪声正向设计的难题。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种涡桨飞机气动噪声计算方法，其特征在于，包括：
步骤S1、以螺旋桨及飞机机身作为噪声声源，构建气动声源数学模型；
步骤S2、构建整机有限元模型，包括定义有限元计算域并进行网格划分，其中，所述有限元计算域为以机身中点为原点，半径为10倍机身长度的球形，所述有限元计算域由旋转域及静止域构成，所述旋转域为螺旋桨桨叶所在部位，所述静止域包括螺旋桨桨盘及其它计算域；
步骤S3、构建全机气动模型，并基于飞机整机模型及参数，以及所述整机有限元模型进行巡航状态下流场稳态计算，依据流场稳态计算结果计算瞬态结果，得到飞机巡航状态下螺旋桨和飞机机体表面压力和速度随时间分布的气动数据；
步骤S4、将螺旋桨气动声源等效为扇声源建立一个螺旋桨旋转条件下的螺旋桨声学模型，并将所述气动数据作为输入，获取飞机巡航状态下螺旋桨辐射气动噪声分布；
步骤S5、建立全机声学模型，并将所述气动数据作为输入，获取飞机巡航状态下全机散射气动噪声分布；
步骤S6、将所述螺旋桨辐射气动噪声分布与所述全机散射气动噪声分布的计算结果进行叠加，获得单桨条件下的全机气动噪声；
步骤S7、对涡桨飞机两侧的单桨条件下的全机气动噪声进行无相关叠加，获得双桨条件下的全机气动噪声。
2.如权利要求1所述的涡桨飞机气动噪声计算方法，其特征在于，步骤S1中，在构建所述气动声源数学模型时，将所述螺旋桨及飞机机身表面的每个面积元素作为单级子声源、偶极子声源和/或四级子声源。
3.如权利要求1所述的涡桨飞机气动噪声计算方法，其特征在于，步骤S2中，进行有限元计算域的网格划分时，网格尺寸a被设定为：
Figure FDA0002754282980000011
λmin＝c0/fmax，
其中，fmax是进行波长λ解析时的最大频率，c0是声速。
4.如权利要求1所述的涡桨飞机气动噪声计算方法，其特征在于，步骤S3中，计算瞬态结果包括，
步骤S31、当全机的升力及阻力的残差小于10-3时，认为计算结果收敛，给出稳态计算结果；
步骤S32、将稳态计算结果作为初始解计算所述瞬态结果。
5.如权利要求1所述的涡桨飞机气动噪声计算方法，其特征在于，步骤S4中，将螺旋桨气动声源等效为扇声源建立所述螺旋桨声学模型。
6.如权利要求1所述的涡桨飞机气动噪声计算方法，其特征在于，步骤S4中，获取飞机巡航状态下全机散射气动噪声分布包括：基于边界元方法进行螺旋桨辐射噪声计算。
7.如权利要求1所述的涡桨飞机气动噪声计算方法，其特征在于，步骤S5中，获取飞机巡航状态下螺旋桨辐射气动噪声分布包括：基于薄壁边界元方法进行涡桨飞机散射气动噪声计算。
8.如权利要求1所述的涡桨飞机气动噪声计算方法，其特征在于，步骤S6中，单桨条件下的全机气动噪声声压级p3计算公式为：
Figure FDA0002754282980000021
其中，p1为螺旋桨辐射气动噪声声压级，p2为全机散射气动噪声声压级。
9.如权利要求1所述的涡桨飞机气动噪声计算方法，其特征在于，步骤S7中，双桨条件下的全机气动噪声P总计算公式为：
Figure FDA0002754282980000022
其中，p3为单桨条件下的全机气动噪声声压级，p4为在步骤S4中，将螺旋桨气动声源等效为扇声源建立另一个螺旋桨旋转条件下的螺旋桨声学模型，并重复步骤S4-S6获得针对该另一侧螺旋桨的单桨条件下的全机气动噪声声压级。
10.如权利要求1所述的涡桨飞机气动噪声计算方法，其特征在于，步骤S1之前进一步包括：
构建全机坐标系，并获取巡航状态下的用于全机气动模型解算的参数。
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