CN112414667A

CN112414667A - 一种涡桨飞机气动噪声风洞试验方法

Info

Publication number: CN112414667A
Application number: CN202011192276.6A
Authority: CN
Inventors: 肖乾; 顾金桃; 高飞; 王美燕; 胡陈映; 杨卫平
Original assignee: Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Current assignee: Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Priority date: 2020-10-30
Filing date: 2020-10-30
Publication date: 2021-02-26
Anticipated expiration: 2040-10-30
Also published as: CN112414667B

Abstract

本申请属于风洞试验技术领域，特别涉及一种涡桨飞机气动噪声风洞试验方法。所述方法包括：搭建支撑结构，用于支撑风洞模型；在机身表面布置多个第一噪声采集测量点；在远场采用地面线阵和圆弧阵列布置多个第二噪声采集测量点；采用通道数量不少于测点数量的数据采集系统进行噪声数据的动态采集；根据第一噪声采集测量点的时域声压值计算涡桨飞机机身表面声压级；根据地面线阵的时域声压值，计算涡桨飞机远场气动噪声频谱特性，根据圆弧阵列的时域声压值，计算涡桨飞机远场气动噪声的指向性特征。本申请为涡桨飞机噪声源进行识别、定位，并进行噪声数据处理与特性分析提供了可靠的方法，并为涡桨飞机数值模拟仿真和降噪方案提供验证和修正。

Description

一种涡桨飞机气动噪声风洞试验方法

技术领域

本申请属于风洞试验技术领域，特别涉及一种涡桨飞机气动噪声风洞试验方法。

背景技术

风洞模型试验是航空飞行器研制阶段了解飞行器性能、降低飞行器研制风险和成本的重要手段之一，相比于外场飞行试验费用较低、试验条件更易控制、测试结果可靠。针对涡桨飞机气动噪声控制设计时，亟需建立一种飞机气动噪声风洞试验方法对其噪声源进行识别、定位，并进行全机噪声特性分析，为全机气动噪声数值模拟仿真和降噪方案提供验证和修正。

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风洞试验方法，包括：

步骤S1、搭建支撑结构，用于支撑涡桨飞机气动噪声风洞模型；

步骤S2、在所述涡桨飞机气动噪声风洞模型的机身表面布置多个第一噪声采集测量点；

步骤S3、在远场布置多个第二噪声采集测量点，采用地面线阵和圆弧阵列进行测点布置；

步骤S4、确定测点数量，采用通道数量不少于测点数量的数据采集系统进行噪声数据的动态采集；

步骤S5、根据第一噪声采集测量点的时域声压值计算涡桨飞机机身表面声压级；根据第二噪声采集测量点的地面线阵的时域声压值，计算涡桨飞机远场气动噪声频谱特性，根据第二噪声采集测量点的圆弧阵列的时域声压值，计算涡桨飞机远场气动噪声的指向性特征。

优选的是，步骤S1中，所述支撑结构为液压支撑系统，包括拐臂机构、升降立柱、升降导轨、随动线缆以及井道，所述升降导轨设置在所述井道开口处，并提供竖向的轨道，所述升降立柱在液压机构驱动下沿所述轨道运动，所述拐臂机构的一端设置在所述升降立柱的末端，另一端连接在涡桨飞机气动噪声风洞模型腹部。

优选的是，步骤S2中，布置所述第一噪声采集测量点包括：

步骤S21、确定通过螺旋桨旋转中心且平行于飞机构造水平面的第一平面；

步骤S22、确定所述第一平面与飞机机身的交线；

步骤S23、在所述交线上以螺旋桨半径作为测点间隔距离布置若干第一噪声采集测量点。

优选的是，步骤S3中，所述地面线阵的测点布置包括：

以风洞模型重心作为地面线阵参考点，将竖直向下的直线定义为0°，在第一指定范围内每隔第一间隔度数引一条直线，每条直线与地面的交点作为一个远场气动噪声的测量点。

优选的是，所述第一指定范围为±40°范围，所述第一间隔度数为5°。

优选的是，步骤S3中，所述圆弧阵列的测点布置包括：

以风洞模型的两个螺旋桨旋转中心的连线中点为中心，作为第一圆心，以风洞模型的重心作为第二圆心，分别以第一圆心、第二圆心，在垂直于航向的平面上选取第二指定范围的圆弧，圆弧上每隔第二间隔度数布置一个监控点。

优选的是，所述第二指定范围为240°范围，所述第二间隔度数为5°。

优选的是，步骤S4中，所述数据采集系统为PXI总线数据采集系统。

优选的是，步骤S2之后进一步包括采用声学风洞测量系统配套的校准器对所述声学测量设备进行校准。

优选的是，还包括：在试验开始前，对试验设备表面进行消声处理。

本申请提出了一种步骤清晰、易于理解、便于操作、工程概念明确地涡桨飞机气动噪声风洞试验方法，为飞机噪声源进行识别、定位，并进行噪声数据处理与特性分析提供了可靠的方法，并为飞机气动噪声数值模拟仿真和降噪方案提供验证和修正。

附图说明

图1是本申请涡桨飞机气动噪声风洞试验方法的流程图。

图2是本申请图1所示实施例的液压支撑系统总体结构示意图。

图3是本申请图1所示实施例的机身表面传声器及地面线阵分布示意图。

图4是本申请图1所示实施例的螺旋桨参考点圆弧监控点分布示意图。

图5是本申请图1所示实施例的机体参考点圆弧监控点分布示意图。

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风洞试验方法，如图1所示，主要包括：

在一些可选实施方式中，步骤S1中，所述支撑结构为液压支撑系统，如图2所示，包括拐臂机构、升降立柱、升降导轨、随动线缆以及井道，所述升降导轨设置在所述井道开口处，并提供竖向的轨道，所述升降立柱在液压机构驱动下沿所述轨道运动，所述拐臂机构的一端设置在所述升降立柱的末端，另一端连接在涡桨飞机气动噪声风洞模型腹部。本实施例中，采用内式天平斜腹撑方式进行模型支撑。

在一些可选实施方式中，步骤S2中，布置所述第一噪声采集测量点包括：

步骤S22、确定所述第一平面与飞机机身的交线；

本实施例中，如图3所示，选取通过螺旋桨旋转中心且平行于飞机构造水平面的平面，麦克风传声器均布置在该平面与左侧机身的交线上，以螺旋桨旋转平面与该曲线的交点(定义为P00)作为基准点，以螺旋桨半径作为间隔，根据机身长度，在曲线上向后取若干个点(依次定义为RP01、RP02、RP03等)，同样向前取若干个点(依次定义为FP01、FP02、FP03等)。

步骤S3中，采用地面线阵和圆弧阵列分别测量螺旋桨远场气动噪声频谱特性和指向性特征。

在一些可选实施方式中，步骤S3中，所述地面线阵的测点布置包括：

在一些可选实施方式中，如图3所示，所述第一指定范围为±40°范围，所述第一间隔度数为5°。本实施例中，每条直线与地面的交点即为一个远场气动噪声测量点，整个地面线阵共含有17个麦克风测量点，沿流向分别定义为FA01-FA17。备选实施方式中，第一指定范围也可以是±30°或者±50°等，第一间隔度数可以为4°或者6°等。

在一些可选实施方式中，步骤S3中，所述圆弧阵列的测点布置包括：

在一些可选实施方式中，所述第二指定范围为240°范围，所述第二间隔度数为5°。如图4及图5所示，圆弧阵列选取240°圆弧，选取两个位置作为该圆弧的圆心，一是位于两个螺旋桨旋转中心中点处，二是位于风洞模型重心处，弧上每5°布置一个监控点，共49个点，以螺旋桨旋转中心中点为圆点的圆弧逆时针旋转依次定义为RA01-RA49，以风洞模型重心为圆点的圆弧逆时针旋转依次定义为GA01-GA49。

备选实施方式中，第二指定范围也可以是220°或者260°等，第二间隔度数可以为4°或者6°等

在一些可选实施方式中，步骤S4中，所述数据采集系统为PXI总线数据采集系统。数据采集采用PXI总线数据采集系统，PXI总线数据采集系统主要由前置放大器、数据采集器、通讯卡、孔氏计算机、数据处理计算机等部分组成。

在一些可选实施方式中，步骤S2之后进一步包括采用声学风洞测量系统配套的校准器对所述声学测量设备进行校准。

试验时，将飞机模型固定在步骤一支撑结构上，并调节支撑结构高度使模型放置在声学风洞中轴线上，模型安装到位后，检查模型安装情况，检查试验装置运转情况，确保模型安装准确，试验装置能正常运转。之后进行试验装置联调，包括涡桨飞机风洞模型不带动力测试和带动力测试。在一些可选实施方式中，在试验开始前，还包括对试验设备表面进行消声处理的步骤，以减小声反射影响。

确认试验装备和模型状态后，可开展声学试验，风洞风速和螺旋桨转速由低逐渐增大，确定安全后，按试验内容进行正式的试验，采集数据，处理并输出结果，完成所有的试验点，具体步骤包括：

采集零读数，并存盘；

电机启动，使螺旋桨转速升到某一工作转速；

风洞开车；

采集数据，处理并输出结果；

改变螺旋桨转速和风速，采集数据，处理并输出结果，完成所有的试验点；

风洞停车；

试验数据命名与格式：结果数据文件按照“T**_n_V_Cp_t.dat”命名，“**”为试验编号、“n”为螺旋桨转速、“V”为风洞风速、“Cp_t”表示当前文件数据为噪声分布的时间序列。其中每个数据文件的第一行为抬头行，表示每列的含义/编号；数据包含N+1列(N为试验点数，也叫N个通道)，第一列为时间序列，第2至第N+1列为各测点的声压值时间序列，其中坏点/异常点用红色★标记。

试验的注意事项包括：1.安全监视：试验过程中，要特别注意监视飞机试验台振动特性，达到安全阈值时自动启动保护，同时以声音报警，并实时监视洞外摄像机显示的情况，以确保各系统安全；2.应急措施：在风洞试验的过程中，严格按照正确的启动和停车步骤进行，避免破坏飞机模型。

该实施例中，数据文件为T01_100_10_Cp_t.dat，T02_200_20_Cp_t.dat等，分别表示螺旋桨转速为100rpm，风速为10m/s(试验状态编号为01)和螺旋桨转速为200rpm、风速为20m/s(试验状态编号为02)时的声压时域数据。

本申请步骤S5中，对声学数据处理主要包括：将上述步骤十中的时域声压值Pt通过傅里叶变换成频域下声压值Pw,再求得声压级P，即可得到涡桨飞机机身表面声压级(对应步骤二中飞机表面测点数据)，远场气动噪声频谱特性(对应步骤二中地面线阵测点数据)和指向性特征(对应步骤二中圆弧阵列测点数据)。

该步骤中，Pw＝FFT(Pt)，声压级

本发明提出了一种步骤清晰、易于理解、便于操作、工程概念明确地涡桨飞机气动噪声风洞试验方法，为飞机噪声源进行识别、定位，并进行噪声数据处理与特性分析提供了可靠的方法，并为飞机气动噪声数值模拟仿真和降噪方案提供验证和修正。

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

1.一种涡桨飞机气动噪声风洞试验方法，其特征在于，包括：

步骤S3、在远场采用地面线阵和圆弧阵列布置多个第二噪声采集测量点；

2.如权利要求1所述的涡桨飞机气动噪声风洞试验方法，其特征在于，步骤S1中，所述支撑结构为液压支撑系统，包括拐臂机构、升降立柱、升降导轨、随动线缆以及井道，所述升降导轨设置在所述井道开口处，并提供竖向的轨道，所述升降立柱在液压机构驱动下沿所述轨道运动，所述拐臂机构的一端设置在所述升降立柱的末端，另一端连接在涡桨飞机气动噪声风洞模型腹部。

3.如权利要求1所述的涡桨飞机气动噪声风洞试验方法，其特征在于，步骤S2中，布置所述第一噪声采集测量点包括：

步骤S22、确定所述第一平面与飞机机身的交线；

4.如权利要求1所述的涡桨飞机气动噪声风洞试验方法，其特征在于，步骤S3中，所述地面线阵的测点布置包括：

5.如权利要求4所述的涡桨飞机气动噪声风洞试验方法，其特征在于，所述第一指定范围为±40°范围，所述第一间隔度数为5°。

6.如权利要求1所述的涡桨飞机气动噪声风洞试验方法，其特征在于，步骤S3中，所述圆弧阵列的测点布置包括：

7.如权利要求6所述的涡桨飞机气动噪声风洞试验方法，其特征在于，所述第二指定范围为240°范围，所述第二间隔度数为5°。

8.如权利要求1所述的涡桨飞机气动噪声风洞试验方法，其特征在于，步骤S4中，所述数据采集系统为PXI总线数据采集系统。

9.如权利要求1所述的涡桨飞机气动噪声风洞试验方法，其特征在于，步骤S2之后进一步包括采用声学风洞测量系统配套的校准器对所述声学测量设备进行校准。

10.如权利要求1所述的涡桨飞机气动噪声风洞试验方法，其特征在于，还包括：在试验开始前，对试验设备表面进行消声处理。