CN113742884A - 一种直升机低噪声进场轨迹优化方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于气动噪声降噪技术领域，具体涉及一种直升机低噪声进场轨迹优化方法。包括如下步骤：S1：建立以地面面积平均声能量最低为目标的目标函数；S2：建立以前进比和桨盘倾角为特征变量，直升机不同飞行状态下，直升机地面声能量随特征变量变化的声源库；S3：建立对噪声传播过程中几何损失和大气吸声损失修正的修正公式；S4：结合直升机实际飞行给出优化约束条件及边界条件；所述约束条件和边界条件具体是指直升机的飞行高度、速度、轨迹角度、加速度等飞行状态要求；S5：对地面观测面进行离散；S6：对飞行轨迹进行离散；S7：采用优化算法对直升机进场飞行轨迹进行优化，得到直升机飞行轨迹、飞行状态曲线。采用该优化方法，最终能够优化得到直升机进场飞行时的低噪声飞行轨迹及相应的直升机飞行状态。

Description

一种直升机低噪声进场轨迹优化方法
技术领域
本发明属于气动噪声降噪技术领域，具体涉及一种直升机低噪声进场轨迹优化方法。
背景技术
旋翼桨-涡干扰噪声是进场飞行中直升机特有的一种脉冲噪声，该噪声对地面人员具有严重的噪声污染。降低桨-涡干扰噪声一直是直升机旋翼降噪领域的研究热点。
目前已从新型桨叶设计、桨尖射流控制、高阶谐波控制等设计降噪方面开展了旋翼桨-涡干扰噪声的降噪研究。然而，这类方法要么需要重新设计旋翼且对于已服役的直升机并不可取。
而旋翼桨-涡干扰噪声与直升机飞行参数密切相关。这意味着可以通过优化其飞行姿态来降低进场飞行时直升机旋翼桨-涡干扰噪声，这是一种更经济、更便捷的降噪方法。目前，未见有相关技术方案公开。
发明内容
本发明的目的：针对现有技术的不足，本发明提出了一种直升机低噪声进场轨迹优化方法。建立以直升机进场飞行过程中地面面积平均声能量最小为目标的目标函数，该目标函数能够全面反映直升机旋翼噪声传播的方向性特点。此外，针对目前优化方法计算较慢的缺点，建立了以前进比和桨盘倾角为变量的噪声源库。噪声源库的建立使得在优化分析中能够根据直升机所处状态选择相应的旋翼噪声源用于地面声能量评估，从而避免优化中需要时时计算旋翼噪声大小的缺点，提高计算效率。采用该优化方法，最终能够优化得到直升机进场飞行时的低噪声飞行轨迹及相应的直升机飞行状态。
本发明的技术方案：为了实现上述目的，提供一种直升机低噪声进场轨迹优化方法，该方法包括如下步骤：
S1：建立以地面面积平均声能量最低为目标的目标函数，目标函数如下式(1)所示：
Figure BDA0003028732730000021
上式中i，m分别表示直升机飞行轨迹离散点编号及离散点总数；j，n分别为地面观测点编号及观测点总数；SPLdB，i，j表示直升机位于第i个轨迹离散点时旋翼辐射至第j个地面噪声观测点的声压级大小；Δt是某一轨迹离散段两端噪声到达地面噪声观测点的时间差；ΔA代表地面观测点面积，A0表示地面观测面总面积，∑表示求和计算；
S2：建立以前进比和桨盘倾角为特征变量，直升机不同飞行状态下，直升机地面声能量随特征变量变化的声源库；
S3：建立对噪声传播过程中几何损失和大气吸声损失修正的修正公式；
噪声传播过程中几何损失与大气吸声损失修正公式如下式(2)所示：
ΔSPL(Z,Z0)＝0.292*10*log10log10(1+0.675*9753600*(2.5R/z)5/π)+0.785 (2)
上式中，Z表示直升机距地面高度；Z0表示参考高度，大小为25R；
S4：结合直升机实际飞行给出优化约束条件及边界条件；所述约束条件和边界条件具体是指直升机飞行状态要求，包括飞行高度、速度、轨迹角度、加速度；
S5：对地面观测面进行离散；
S6：对飞行轨迹进行离散；
S7：采用优化算法对直升机进场飞行轨迹进行优化，得到直升机飞行轨迹、飞行状态曲线。
在一个可能的实施例中，所述步骤S1与所述步骤S2之间还包括如下步骤：由步骤S1中所述目标函数推导建立优化变量，所述优化变量包括直升机飞行高度、速度。
在一个可能的实施例中，所述步骤S2中，采用数值模拟方法和试验方法建立以拉力系数、前进比、桨盘倾角为特征变量的声源库。
在一个可能的实施例中，在所述步骤S2中，通过建立直升机全机配平公式，计算得到当前状态直升机桨盘倾角参数，用于声源的选取。
在一个可能的实施例中，所述步骤S4中，结合直升机飞行性能、人员乘坐舒适性及飞行空间限制给出优化约束条件及边界条件。
在一个可能的实施例中，所述步骤S5中，采用等间隔或螺旋线中的一种方法设置地面观测点对地面观测面进行离散。
在一个可能的实施例中，在所述步骤S6中，采用旋翼旋转一周直升机前飞距离作为离散依据，对飞行轨迹进行离散。
在一个可能的实施例中，在所述步骤S7中，可采用直接算法或间接算法中的一种对直升机进场飞行轨迹进行优化，得到直升机飞行轨迹、飞行状态曲线。
本发明的有益技术效果：本发明能够优化不同约束条件及边界条件下(无加速飞行、有无爬升飞行、飞行高度)的直升机进场飞行轨迹；优化后的进场飞行轨迹能够降低直升机进场飞行时旋翼噪声对地面的辐射，降噪幅度达5dB左右。此外，方法中建立了声源库，在进场轨迹优化中，能够根据直升机状态直接选取相应的声源，从而能够快速优化给出直升机低噪声进场轨迹，达到时时计算的目的。综合而言，本发明建立的方法能够实现实时优化不同限制条件下的直升机进场飞行轨迹。
附图说明
图1是本发明方法流程图；
图2是本发明中直升机进场飞行轨迹及地面观测面示意图；
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。
如图1所示，一种直升机低噪声进场轨迹优化方法，该方法包括如下步骤：
S1：建立以地面面积平均声能量最低为目标的目标函数，目标函数如下式(1)所示：
Figure BDA0003028732730000041
上式中i，m分别表示直升机飞行轨迹离散点编号及离散点总数；j，n分别为地面观测点编号及观测点总数；SPLdB，i，j表示直升机位于第i个轨迹离散点时旋翼辐射至第j个地面噪声观测点的声压级大小；Δt是某一轨迹离散段两端噪声到达地面噪声观测点的时间差；ΔA代表地面观测点面积，A0表示地面观测面总面积，∑表示求和计算；
S2：由步骤S1中所述目标函数以地面面积平均声能量最低为目标推导优化变量，所述优化变量包括直升机飞行高度、速度；
S3：建立以前进比和桨盘倾角为特征变量，直升机不同飞行状态下，直升机地面声能量随特征变量变化的声源库；采用数值模拟方法和试验方法建立以拉力系数、前进比、桨盘倾角为特征变量的声源库；通过建立直升机全机配平公式，计算得到当前状态直升机桨盘倾角参数用于声源球的选取；
S4：建立对噪声传播过程中几何损失和大气吸声损失修正的修正公式；
噪声传播过程中几何损失与大气吸声损失修正公式如下式(2)所示：
ΔSPL(Z,Z0)＝0.292*10*log10log10(1+0.675*9753600*(2.5R/z)5/π)+0.785 (2)
上式中，Z表示直升机距地面高度；Z0表示参考高度，大小为25R；
结合直升机飞行性能、人员乘坐舒适性及飞行空间限制给出优化约束条件及边界条件；
S5：结合直升机实际飞行给出优化约束条件及边界条件；所述约束条件和边界条件具体是指直升机飞行状态要求，包括飞行高度、速度、轨迹角度、加速度；
S6：对地面观测面进行离散；采用等间隔或螺旋线中的一种方法设置地面观测点对地面观测面进行离散；
S7：对飞行轨迹进行离散；采用旋翼旋转一周直升机前飞距离作为离散依据，对飞行轨迹进行离散；采用直接算法或间接算法中的一种对直升机进场飞行轨迹进行优化，得到直升机飞行轨迹、飞行状态曲线；
S8：采用优化算法对直升机进场飞行轨迹进行优化，得到直升机飞行轨迹、飞行状态曲线。
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)

1.一种直升机低噪声进场轨迹优化方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：
S1：建立以地面面积平均声能量最低为目标的目标函数，目标函数如下式(1)所示：
Figure FDA0003028732720000011
上式中i，m分别表示直升机飞行轨迹离散点编号及离散点总数；j，n分别为地面观测点编号及观测点总数；SPLdB，i，j表示直升机位于第i个轨迹离散点时旋翼辐射至第j个地面噪声观测点的声压级大小；Δt是某一轨迹离散段两端噪声到达地面噪声观测点的时间差；ΔA代表地面观测点面积，A0表示地面观测面总面积，∑表示求和计算；
S2：建立以前进比和桨盘倾角为特征变量，直升机不同飞行状态下，直升机地面声能量随特征变量变化的声源库；
S3：建立对噪声传播过程中几何损失和大气吸声损失修正的修正公式；
噪声传播过程中几何损失与大气吸声损失修正公式如下式(2)所示：
ΔSPL(Z,Z0)＝0.292*10*log10log10(1+0.675*9753600*(2.5R/z)5/π)+0.785 (2)
式中，Z表示直升机距地面高度；Z0表示参考高度，大小为25R；
S4：结合直升机实际飞行给出优化约束条件及边界条件；所述约束条件和边界条件具体是指直升机的飞行高度、速度、轨迹角度、加速度等飞行状态要求；
S5：对地面观测面进行离散；
S6：对飞行轨迹进行离散；
S7：采用优化算法对直升机进场飞行轨迹进行优化，得到直升机飞行轨迹、飞行状态曲线。
2.根据权利要求1所述的一种直升机低噪声进场轨迹优化方法，其特征在于，所述S1与所述S2之间还包括如下步骤：由所述步骤S1中所述目标函数推导建立优化变量，所述优化变量包括直升机飞行高度、速度。
3.根据权利要求1所述的一种直升机低噪声进场轨迹优化方法，其特征在于，所述S2中，采用数值模拟方法和试验方法建立以拉力系数、前进比、桨盘倾角为特征变量的声源库。
4.根据权利要求1所述的一种直升机低噪声进场轨迹优化方法，其特征在于，在所述S2中，通过建立直升机全机配平公式，计算得到当前状态直升机桨盘倾角等参数用于声源球的选取。
5.根据权利要求1所述的一种直升机低噪声进场轨迹优化方法，其特征在于，所述S4中，结合直升机飞行性能、人员乘坐舒适性及飞行空间限制给出优化约束条件及边界条件。
6.根据权利要求1所述的一种直升机低噪声进场轨迹优化方法，其特征在于，所述S5中，采用等间隔或螺旋线中的一种方法设置地面观测点对地面观测面进行离散。
7.根据权利要求1所述的一种直升机低噪声进场轨迹优化方法，其特征在于，在所述S6中，采用旋翼旋转一周直升机前飞距离作为离散依据，对飞行轨迹进行离散。
8.根据权利要求1所述的一种直升机低噪声进场轨迹优化方法，其特征在于，在所述S7中，可采用直接算法或间接算法中的一种对直升机进场飞行轨迹进行优化，得到直升机飞行轨迹、飞行状态曲线。
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Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20140246541A1 (en) * 2013-03-04 2014-09-04 Airbus Helicopters Method for the guidance of a rotorcraft, which method limits noise discomfort in a procedure for the approach to a landing point
CN106557837A (zh) * 2016-11-04 2017-04-05 北京航空航天大学 飞机连续下降进近轨迹的获取方法及装置
US20180239364A1 (en) * 2015-09-09 2018-08-23 Thales Optimizing the trajectory of an aircraft
WO2018178809A1 (en) * 2017-03-28 2018-10-04 Bundesamt Für Zivilluftfahrt Noise level simulation method as well as computer readable medium and system therefore
US20190286166A1 (en) * 2018-03-16 2019-09-19 Embraer S.A. Optimized trajectory to noise improvement with auto-takeoff
CN112487730A (zh) * 2020-10-30 2021-03-12 南京航空航天大学 一种基于相角控制的多旋翼飞行器噪声抑制方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20140246541A1 (en) * 2013-03-04 2014-09-04 Airbus Helicopters Method for the guidance of a rotorcraft, which method limits noise discomfort in a procedure for the approach to a landing point
US20180239364A1 (en) * 2015-09-09 2018-08-23 Thales Optimizing the trajectory of an aircraft
CN106557837A (zh) * 2016-11-04 2017-04-05 北京航空航天大学 飞机连续下降进近轨迹的获取方法及装置
WO2018178809A1 (en) * 2017-03-28 2018-10-04 Bundesamt Für Zivilluftfahrt Noise level simulation method as well as computer readable medium and system therefore
US20190286166A1 (en) * 2018-03-16 2019-09-19 Embraer S.A. Optimized trajectory to noise improvement with auto-takeoff
CN112487730A (zh) * 2020-10-30 2021-03-12 南京航空航天大学 一种基于相角控制的多旋翼飞行器噪声抑制方法

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
严旭飞;池骋;陈仁良;李攀;: "变转速旋翼直升机单发失效低速回避区分析", 航空学报, no. 10 *
史勇杰;徐国华;: "飞行参数对旋翼桨-涡干扰噪声特性的影响机理研究", 航空学报, no. 11 *
杨美临;韩方虎;: "通用机场噪声影响预测评价问题及对策研究", 环境科学与管理, no. 04 *
薛山花;黄勇;尹力;: "基于动态规划的微弱信号线谱增强研究", 应用声学, no. 03 *
邢大伟;田勇;万莉莉;王倩;: "降低噪声影响的进场航线路径优化", 科学技术与工程, no. 13 *

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