CN113887090B - 一种旋翼气动噪声的计算方法及系统 - Google Patents

一种旋翼气动噪声的计算方法及系统 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种旋翼气动噪声的计算方法及系统，首先对桨叶进行分段，得到多个叶素，针对每个叶素进行简化，得到升力面和阻力面，再基于初始飞行参数得到每个叶素的升力面压强差和阻力面压强差，进一步对时间进行求导，在通过计算得到每个叶素的时间历程载荷噪声，并进行叠加得到整个旋翼的时间历程载荷噪声；然后通过计算每个网格单元的时间历程厚度噪声，再进行叠加得到整个旋翼的时间历程厚度噪声；最后将载荷噪声和厚度噪声进行叠加得到整个旋翼的气动噪声。本发明大大的降低了计算量，缩短计算时间，从而提高旋翼气动噪声的计算效率，且同时考虑了升力和阻力的影响，提高了计算精度。

Description

一种旋翼气动噪声的计算方法及系统
技术领域
本发明涉及直升机旋翼噪声技术领域，特别是涉及一种旋翼气动噪声的计算方法及系统。
背景技术
与其他类型的飞行器相比，直升机同时具备垂直起降和高效悬停等特点，在民用和军用领域得到了广泛的应用，但是在直升机的使用过程中，其噪声问题一直比较突出，给直升机的进一步发展带来了负面影响；例如在直升机前飞状态下，旋翼处在非对称的复杂工作环境中，前行侧桨叶激波和后行侧反流区等现象使旋翼产生较强的噪声。直升机的噪声问题不仅影响驾乘人员的舒适性，更不利于军事方面的声隐身，是当前世界各国共同面临的问题。其中旋翼噪声又是直升机最主要的噪声源之一。
现有的基于计算流体力学(Computational Fluid Dynamics，简称CFD)的方法，得到整个流场的信息，随后结合波尔兹曼-声类比(Ffowcs Williams-Hawkings，简称FW-H)方程进行噪声计算。该方法预测精度高，可以较为准确的模拟旋翼参数对流场的影响，进而在噪声预测中会有所体现。但是，旋翼CFD方法也存在缺陷：由于网格单元数目一般很大，因此整个数值计算过程对资源要求很高，对于高质量的旋翼流场模拟，甚至需要采用并行运算才能够完成。对于较为复杂的计算状态，该方法实现起来非常困难。
此外，基于工程模型的旋翼噪声计算方法避免了划分网格等操作，因而计算量小，适用于旋翼噪声的快速评估。虽然该方法的计算效率高于CFD方法，但是仅对升力进行了噪声预估，未考虑阻力对噪声计算的影响，因而对旋翼参数影响的分辨能力较弱。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种旋翼气动噪声的计算方法及系统，在快速模拟旋翼噪声特性的同时，能够保持一定的计算精度，而且对不同飞行状态下的旋翼气动噪声的均能准确预测。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种旋翼气动噪声的计算方法，包括：
对每个桨叶均从根部开始到尖部为止，沿展向进行分段，得到F×K个叶素；K为第f个桨叶分段后的叶素的总数量；f∈F，F为桨叶的总数量；
基于初始飞行参数得到各所述叶素的气动数据；
对各所述叶素进行简化，得到各所述叶素的升力面和阻力面；
基于各所述叶素的气动数据，得到各所述叶素的拉力和旋转阻力；
基于各所述叶素的气动数据、拉力和旋转阻力，得到各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差；
基于各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差，得到各所述叶素的时间历程载荷噪声；
将各所述叶素的时间历程载荷噪声在时间历程上叠加，得到旋翼的时间历程载荷噪声；
获取每个所述桨叶中每个网格单元的时间历程厚度噪声，并在时间历程上叠加得到旋翼的时间历程厚度噪声；
将所述旋翼的时间历程载荷噪声和时间历程厚度噪声在时间历程上叠加，得到所述旋翼的时间历程气动噪声。
优选地，所述对各所述叶素进行简化，得到各所述叶素的升力面和阻力面，包括：
对每个所述叶素均执行以下过程，得到各所述叶素的升力面和阻力面；
以所述叶素的前缘点和后缘点为基点，把所述叶素的上表面和下表面简化为重合在一起的两个平面，得到所述叶素的升力面；
以所述叶素的上表面和下表面的厚度顶点为基点，把所述叶素的前表面和后表面简化为重合在一起的两个平面，得到所述叶素的阻力面。
优选地，所述基于各所述叶素的气动数据，得到各所述叶素的拉力和旋转阻力，包括：
对每个所述叶素均执行以下过程，得到各所述叶素的拉力和旋转阻力；
基于所述气动数据得到所述叶素的升力和阻力；
将所述叶素的升力和所述阻力向旋翼构造坐标系投影，得到所述叶素的拉力和旋转阻力。
优选地，所述基于各所述叶素的气动数据、拉力和旋转阻力，得到各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差，包括：
对每个所述叶素均执行以下过程，得到各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差；
对所述叶素的升力面面积和升力面压强差相乘，得到所述叶素的升力面压差力；对所述叶素的阻力面面积和阻力面压强差相乘，得到所述叶素的阻力面压差力；
将所述叶素的升力面压差力和阻力面压差力向旋翼构造坐标系投影，得到所述叶素的拉力和旋转阻力；
基于所述叶素的拉力和旋转阻力进行求解，得到所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差。
优选地，所述基于各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差，得到各所述叶素的时间历程载荷噪声，包括：
对每个所述叶素均执行以下过程，得到各所述叶素的时间历程载荷噪声；
基于所述叶素的升力面压强差得到所述升力面的上表面压强载荷和下表面压强载荷，并进一步得到所述升力面的压差载荷；基于所述叶素的阻力面压强差得到所述阻力面的前表面压强载荷和后表面压强载荷，并进一步得到所述阻力面的压差载荷；
基于所述升力面的压差载荷对时间求导数，得到所述升力面的压差载荷随时间的变化率；基于所述阻力面的压差力对时间求导数，得到所述阻力面的压差载荷随时间的变化率；
基于所述升力面的压差载荷和压差载荷随时间的变化率得到所述升力面的时间历程载荷噪声；基于所述阻力面的压差载荷和压差载荷随时间的变化率得到所述阻力面的时间历程载荷噪声；
对所述升力面的时间历程载荷噪声和所述阻力面的时间历程载荷噪声在时间历程上叠加，得到所述叶素的时间历程载荷噪声。
本发明还提供了一种旋翼气动噪声的计算系统，包括：
分段模块，对每个桨叶均从根部开始沿展开方向进行分段，得到F×K个叶素；K为第f桨叶分段后的叶素的总数量；f∈F，F为桨叶的总数量；
数据模块，基于初始飞行参数得到各所述叶素的气动数据；
简化面模块，对各所述叶素进行简化，得到各所述叶素的升力面和阻力面；
拉阻力模块，基于各所述叶素的气动数据，得到各所述叶素的拉力和旋转阻力；
压强差模块，基于各所述叶素的气动数据、拉力和旋转阻力，得到各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差；
叶素载荷噪声模块，基于各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差，得到各所述叶素的时间历程载荷噪声；
旋翼载荷噪声模块，将各所述叶素的时间历程载荷噪声在时间历程上叠加，得到旋翼的时间历程载荷噪声；
旋翼厚度噪声模块，获取每个所述桨叶中每个网格单元的时间历程厚度噪声，并在时间历程上叠加得到旋翼的时间历程厚度噪声；
旋翼气动噪声模块，将所述旋翼的时间历程载荷噪声和时间历程厚度噪声在时间历程上叠加，得到所述旋翼的时间历程气动噪声。
优选地，所述简化面模块包括：第一重复执行单元、升力面单元和阻力面单元；
所述第一重复执行单元对每个所述叶素均执行所述升力面单元和所述阻力面单元，得到各所述叶素的升力面和阻力面；
所述升力面单元以所述叶素的前缘点和后缘点为基点，把所述叶素的上表面和下表面简化为重合在一起的两个平面，得到所述叶素的升力面；
所述阻力面单元以所述叶素的上表面和下表面的厚度顶点为基点，把所述叶素的前表面和后表面简化为重合在一起的两个平面，得到所述叶素的阻力面。
优选地，所述拉阻力模块包括：第二重复执行单元、升阻力单元和第一投影单元；
所述第二重复执行单元对每个所述叶素均执行所述升阻力单元和所述第一投影单元，得到各所述叶素的拉力和旋转阻力；
所述升阻力单元基于所述气动数据得到所述叶素的升力和阻力；
所述第一投影单元将所述叶素的升力和所述阻力向旋翼构造坐标系投影，得到所述叶素的拉力和旋转阻力。
优选地，所述压强差模块包括：第三重复执行单元、压差力单元、第二投影单元和求解单元；
所述第三重复执行单元对每个所述叶素均执行所述压差力单元、所述第二投影单元和所述求解单元，得到各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差；
所述压差力单元对所述叶素的升力面面积和升力面压强差相乘，得到所述叶素的升力面压差力；所述压差力单元对所述叶素的阻力面面积和阻力面压强差相乘，得到所述叶素的阻力面压差力；
所述第二投影单元将所述叶素的升力面压差力和阻力面压差力向旋翼构造坐标系投影，得到所述叶素的拉力和旋转阻力；
所述求解单元基于所述叶素的拉力和旋转阻力进行求解，得到所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差。
优选地，所述叶素载荷噪声模块包括：第四重复执行单元、压差载荷单元、求导单元、第一载荷噪声单元和第二载荷噪声单元；
所述第四重复执行单元对每个所述叶素均执行所述压差载荷单元、所述求导单元、所述第一载荷噪声单元和所述第二载荷噪声单元，得到各所述叶素的时间历程载荷噪声；
所述压差载荷单元基于所述叶素的升力面压强差得到所述升力面的上表面压强载荷和下表面压强载荷，并进一步得到所述升力面的压差载荷；所述压差载荷单元基于所述叶素的阻力面压强差得到所述阻力面的前表面压强载荷和后表面压强载荷，并进一步得到所述阻力面的压差载荷；
所述求导单元基于所述升力面的压差载荷对时间求导数，得到所述升力面的压差载荷随时间的变化率；所述求导单元基于所述阻力面的压差载荷对时间求导数，得到所述阻力面的压差载荷随时间的变化率；
所述第一载荷噪声单元基于所述升力面的压差载荷和压差载荷随时间的变化率得到所述升力面的时间历程载荷噪声；所述第一载荷噪声单元基于所述阻力面的压差载荷和压差载荷随时间的变化率得到所述阻力面的时间历程载荷噪声；
所述第二载荷噪声单元对所述升力面的时间历程载荷噪声和所述阻力面的时间历程载荷噪声在时间历程上叠加，得到所述叶素的时间历程载荷噪声。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
本发明涉及一种旋翼气动噪声的计算方法及系统，首先对桨叶进行分段，得到多个叶素，针对每个叶素进行简化，得到升力面和阻力面，再基于初始飞行参数得到每个叶素的升力面压强差和阻力面压强差，进一步对时间进行求导，在通过计算得到每个叶素的时间历程载荷噪声，并进行叠加得到整个旋翼的时间历程载荷噪声；然后通过计算每个网格单元的时间历程厚度噪声，再进行叠加得到整个旋翼的时间历程厚度噪声；最后将载荷噪声和厚度噪声进行叠加得到整个旋翼的气动噪声。本发明大大的降低了计算量，缩短计算时间，从而提高旋翼气动噪声的计算效率，且同时考虑了升力和阻力的影响，提高了计算精度。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明旋翼气动噪声的计算方法流程图；
图2为本发明旋翼气动噪声的计算系统结构图；
图3为本发明升力面和阻力面示意图；
图4为本发明旋翼构造坐标系中拉力和旋转阻力示意图；
图5为本发明桨叶网格单元示意图；
图6为本发明观测点位置示意图；
图7为本发明在不同观测点上旋翼的气动噪声时间历程图。
符号说明：1-分段模块，2-数据模块，3-简化面模块，4-拉阻力模块，5-压强差模块，6-叶素载荷噪声模块，7-旋翼载荷噪声模块，8-旋翼厚度噪声模块，9-旋翼气动噪声模块。
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，而不是全部的实施例。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。
本发明的目的是提供一种旋翼气动噪声的计算方法及系统，大大的降低了计算量，缩短计算时间，从而提高旋翼气动噪声的计算效率，且同时考虑了升力和阻力的影响，提高了计算精度。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
图1为本发明旋翼气动噪声的计算方法流程图。如图所示，本发明提供了一种旋翼气动噪声的计算方法，包括：
步骤S1，对每个桨叶均从根部开始到尖部为止，沿展向进行分段，得到F×K个叶素；K为第f个桨叶分段后的叶素的总数量；f∈F，F为桨叶的总数量。
具体地，基于改进的三角函数算法对桨叶从根部开始沿展向进行分段，所述叶素的弦长为A、宽度为B，宽度的计算公式如下：
式中：Bk为第f个桨叶中第k个叶素的宽度，c为密度系数，c值越大，则分段密度沿展向越来越大，当c为0时，分段密度平均；k＝1处于桨叶的根部。
步骤S2，基于初始飞行参数得到各所述叶素的气动数据。
优选地，基于所述初始飞行参数，采用动量叶素理论或自由尾迹算法中任意一者进行计算得到各所述叶素的气动数据，所述气动数据包括升力系数、阻力系数、来流角、桨距角和攻角。
步骤S3，对各所述叶素进行简化，得到各所述叶素的升力面和阻力面。
作为一种可选的实施方式，所述步骤S3包括：
步骤S31，对每个所述叶素均执行“步骤S32-步骤S33”，得到各所述叶素的升力面和阻力面。
步骤S32，如图3(a)所示，以所述叶素的前缘点和后缘点为基点，把所述叶素的上表面和下表面简化为重合在一起的两个平面，得到所述叶素的升力面。如图3(c)中的1265即为所述升力面。所述升力面的正法矢指向所述叶素的上方，所述升力面的负法矢指向所述叶素的下方。
步骤S33，如图3(a)所示，以所述叶素的上表面和下表面的厚度顶点为基点，把所述叶素的前表面和后表面简化为重合在一起的两个平面，得到所述叶素的阻力面。如图3(b)中的3487即为所述阻力面。所述阻力面的正法矢指向所述叶素的后方，所述阻力面的负法矢指向所述叶素的前方。
步骤S4，基于各所述叶素的气动数据，得到各所述叶素的拉力和旋转阻力。
进一步地，所述步骤S4包括：
步骤S41，对每个所述叶素均执行“步骤S42-步骤S43”，得到各所述叶素的拉力和旋转阻力。
步骤S42，基于所述升力系数、所述阻力系数和所述攻角得到所述叶素的升力和阻力。计算公式如下：
式中：dL为升力，dD为阻力，q∞为动压，ρ为空气密度，ρ取1.293kg/m3，vF为相对合速度，α为攻角，CL为升力系数，CD为阻力系数。
步骤S43，如图4所示，将所述叶素的升力和所述阻力向旋翼构造坐标系投影，得到所述叶素的拉力和旋转阻力；计算公式为：
式中：dT为拉力，dA为旋转阻力，β为来流角。
步骤S5，基于各所述叶素的气动数据、拉力和旋转阻力，得到各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差。
进一步地，所述步骤S5包括：
步骤S51，对每个所述叶素均执行“步骤S52-步骤S54”，得到各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差。
步骤S52，对所述叶素的升力面面积和升力面压强差相乘，得到所述叶素的升力面压差力；对所述叶素的阻力面面积和阻力面压强差相乘，得到所述叶素的阻力面压差力。
步骤S53，将所述叶素的升力面压差力和阻力面压差力向旋翼构造坐标系投影，得到所述叶素的拉力和旋转阻力。计算公式如下：
式中：为桨距角，C为叶素的厚度，即叶素的上表面和下表面的厚度顶点之间的距离，S1为升力面面积，S2为阻力面面积，ΔP1为升力面压强差，ΔP2为阻力面压强差。
步骤S54，基于所述叶素的拉力和旋转阻力进行求解，得到所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差。由于步骤S4中已经得到了所述叶素的拉力和旋转阻力，所以进行反向求解即可得到所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差。
步骤S6，基于各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差，得到各所述叶素的时间历程载荷噪声。
优选地，所述步骤S6包括：
步骤S61，对每个所述叶素均执行“步骤S62-步骤S65”，得到各所述叶素的时间历程载荷噪声。
步骤S62，基于所述叶素的升力面压强差得到所述升力面的上表面压强载荷和下表面压强载荷，并进一步得到所述升力面的压差载荷；基于所述叶素的阻力面压强差得到所述阻力面的前表面压强载荷和后表面压强载荷，并进一步得到所述阻力面的压差载荷。计算公式如下：
式中：lup为上表面压强载荷，P为当地压强，P∞为远场压强，nup为升力面的上表面单位面法矢，nlow为升力面的下表面单位面法矢。
所述阻力面的前表面压强载荷和后表面压强载荷与所述升力面的计算方法相同，在此不进行赘述。
Δl＝lup+llow＝ΔP1·nlow；
式中：Δl为升力面的压差载荷。
所述阻力面的压差载荷与所述升力面的计算方法相同，在此不进行赘述。
步骤S63，基于所述升力面的压差载荷对时间求导数，得到所述升力面的压差载荷随时间的变化率；基于所述阻力面的压差载荷对时间求导数，得到所述阻力面的压差载荷随时间的变化率。计算公式如下：
式中：·为对时间求导。
步骤S64，基于所述升力面的压差载荷和压差载荷随时间的变化率，得到所述升力面的时间历程载荷噪声；基于所述阻力面的压差载荷和压差载荷随时间的变化率，得到所述阻力面的时间历程载荷噪声。计算公式如下：
式中：PL(x,t)为升力面的时间历程载荷噪声，x为接收点位置，M为声波发射点运动马赫数，Mr为相对辐射马赫数，a0为声速，r为声波发射点到观测点的距离，ΔlM＝Δl·M，Δlr为升力面的压差载荷在观测点方向的投影，/>为声波发射点到观测点的方向向量，ΔlM为升力面的压差载荷与声波发射点运动马赫数的矢量积，S1为升力面的面积，ret为延迟时间方法。
所述阻力面的时间历程载荷噪声与所述升力面的计算方法相同，在此不进行赘述。
步骤S65，对所述升力面的时间历程载荷噪声和所述阻力面的时间历程载荷噪声在时间历程上叠加，得到所述叶素的时间历程载荷噪声。
步骤S7，将各所述叶素的时间历程载荷噪声在时间历程上叠加，得到旋翼的时间历程载荷噪声。
步骤S8，获取每个所述桨叶中每个网格单元的时间历程厚度噪声，并在时间历程上叠加得到所述旋翼的时间历程厚度噪声。
具体地，所述步骤S8包括：
步骤S81，基于所述桨叶中各段所述叶素的翼型点数据生成网格单元；具体基于Pointwise、ICEM和NNW-GridStar中任意一者生成所述网格单元。
步骤S82，按照设定的桨叶扭转和后掠等参数，对翼型点进行旋转、缩放和平移变换。
步骤S83，结合所述步骤S1中的展向分段方式，将变换后的翼型点沿展向方向移动，得到整个桨叶的完整网格表面。如图5所示；其中，图5(a)为整个桨叶的网格表面示意图，图5(b)为局部放大图。
步骤S84，基于所述网格单元的坐标，得到所述网格单元的时间历程厚度噪声。计算公式如下：
式中：f＝0表示声波发射点的位置定义在桨叶表面上；vn为网格单元在面法矢方向的投影速度。
步骤S85，对每个所述网格单元的声压时间历程在时间历程上进行叠加，得到所述旋翼的时间历程厚度噪声。
步骤S9，将所述旋翼的时间历程载荷噪声和时间历程厚度噪声在时间历程上叠加，得到所述旋翼的时间历程气动噪声。所述旋翼的时间历程载荷噪声、时间历程厚度噪声和时间历程气动噪声体现量均为声压值。
图2为本发明旋翼气动噪声的计算系统结构图。如图所示，本发明提供了一种旋翼气动噪声的计算系统，包括：分段模块1、数据模块2、简化面模块3、拉阻力模块4、压强差模块5、叶素载荷噪声模块6、旋翼载荷噪声模块7、旋翼厚度噪声模块8和旋翼气动噪声模块9。
所述分段模块1对每个桨叶均从根部开始沿展向进行分段，得到F×K个叶素；K为第f桨叶分段后的叶素的总数量；f∈F，F为桨叶的总数量。
所述数据模块2基于初始飞行参数得到各所述叶素的气动数据。
所述简化面模块3对各所述叶素进行简化，得到各所述叶素的升力面和阻力面。
所述拉阻力模块4基于各所述叶素的气动数据，得到各所述叶素的拉力和旋转阻力。
所述压强差模块5基于各所述叶素的气动数据、拉力和旋转阻力，得到各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差。
所述叶素载荷噪声模块6基于各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差，得到各所述叶素的时间历程载荷噪声。
所述旋翼载荷噪声模块7将各所述叶素的时间历程载荷噪声在时间历程上叠加，得到旋翼的时间历程载荷噪声。
所述旋翼厚度噪声模块8获取每个所述桨叶中每个网格单元的时间历程厚度噪声，并在时间历程上叠加得到旋翼的时间历程厚度噪声。
所述旋翼气动噪声模块9将所述旋翼的时间历程载荷噪声和时间历程厚度噪声在时间历程上叠加，得到所述旋翼的时间历程气动噪声。
作为一种可选的实施方式，本发明所述简化面模块3包括：第一重复执行单元、升力面单元和阻力面单元。
所述第一重复执行单元对每个所述叶素均执行所述升力面单元和所述阻力面单元，得到各所述叶素的升力面和阻力面。
所述升力面单元以所述叶素的前缘点和后缘点为基点，把所述叶素的上表面和下表面简化为重合在一起的两个平面，得到所述叶素的升力面。
所述阻力面单元以所述叶素的上表面和下表面的厚度顶点为基点，把所述叶素的前表面和后表面简化为重合在一起的两个平面，得到所述叶素的阻力面。
作为一种可选的实施方式，本发明所述拉阻力模块4包括：第二重复执行单元、升阻力单元和第一投影单元。
所述第二重复执行单元对每个所述叶素均执行所述升阻力单元和所述第一投影单元，得到各所述叶素的拉力和旋转阻力。
所述升阻力单元基于所述气动数据得到所述叶素的升力和阻力。
所述第一投影单元将所述叶素的升力和所述阻力向旋翼构造坐标系投影，得到所述叶素的拉力和旋转阻力。
作为一种可选的实施方式，本发明所述压强差模块5包括：第三重复执行单元、压差力单元、第二投影单元和求解单元。
所述第三重复执行单元对每个所述叶素均执行所述压差力单元、所述第二投影单元和所述求解单元，得到各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差。
所述压差力单元对所述叶素的升力面面积和升力面压强差相乘，得到所述叶素的升力面压差力；所述压差力单元对所述叶素的阻力面面积和阻力面压强差相乘，得到所述叶素的阻力面压差力。
所述第二投影单元将所述叶素的升力面压差力和阻力面压差力向旋翼构造坐标系投影，得到所述叶素的拉力和旋转阻力。
所述求解单元基于所述叶素的拉力和旋转阻力进行求解，得到所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差。
作为一种可选的实施方式，本发明所述叶素载荷噪声模块6包括：第四重复执行单元、压差载荷单元、求导单元、第一载荷噪声单元和第二载荷噪声单元。
所述第四重复执行单元对每个所述叶素均执行所述压差载荷单元、所述求导单元、所述第一载荷噪声单元和所述第二载荷噪声单元，得到各所述叶素的时间历程载荷噪声；
所述压差载荷单元基于所述叶素的升力面压强差得到所述升力面的上表面压强载荷和下表面压强载荷，并进一步得到所述升力面的压差载荷；所述压差载荷单元基于所述叶素的阻力面压强差得到所述阻力面的前表面压强载荷和后表面压强载荷，并进一步得到所述阻力面的压差载荷；
所述求导单元基于所述升力面的压差载荷对时间求导数，得到所述升力面的压差载荷随时间的变化率；所述求导单元基于所述阻力面的压差载荷对时间求导数，得到所述阻力面的压差载荷随时间的变化率；
所述第一载荷噪声单元基于所述升力面的压差载荷和压差载荷随时间的变化率得到所述升力面的时间历程载荷噪声；所述第一载荷噪声单元基于所述阻力面的压差载荷和压差载荷随时间的变化率得到所述阻力面的时间历程载荷噪声；
所述第二载荷噪声单元对所述升力面的时间历程载荷噪声和所述阻力面的时间历程载荷噪声在时间历程上叠加，得到所述叶素的时间历程载荷噪声。
具体地，采用AC311的旋翼，桨叶有3片，旋翼的半径为5.345m，桨叶的弦长为0.35m，扭转为-12°，旋转速率为40.4rad/s，根切为0.25。
通过计算前进比为0.27，盘旋半径为30m时的气动特性，以顶视图视角，定义旋翼运动状态为右盘旋。设置6个观测点坐标，1#、2#和3#观测点位于桨盘平面，4#、5#和6#观测点位于桨盘前下方30°，方位角间隔30°，各点距离桨毂中心距离均为三倍的旋翼半径。
6个观测点的时间历程载荷噪声、时间历程厚度噪声和时间历程气动噪声图7所示。图中，SoundPressure代表声压值，Thickness Noise代表厚度噪声，Loading Noise代表载荷噪声，Total Noise代表总的噪声，即为气动噪声。图7(a)为1#观测点得到的时间历程载荷噪声、时间历程厚度噪声和时间历程气动噪声；图7(b)为2#观测点得到的时间历程载荷噪声、时间历程厚度噪声和时间历程气动噪声；图7(c)为3#观测点得到的时间历程载荷噪声、时间历程厚度噪声和时间历程气动噪声；图7(d)为4#观测点得到的时间历程载荷噪声、时间历程厚度噪声和时间历程气动噪声；图7(e)为5#观测点得到的时间历程载荷噪声、时间历程厚度噪声和时间历程气动噪声；图7(f)为6#观测点得到的时间历程载荷噪声、时间历程厚度噪声和时间历程气动噪声。
本发明对旋翼气动噪声的计算只需划分桨叶表面网格，因而大大降低计算量，缩短计算时间，可以显著提高旋翼气动噪声的计算效率。
本发明不仅适用于直升机常规状态(悬停和前飞)的旋翼噪声计算，也适用于机动状态下的旋翼噪声特性预估与分析研究，应用范围更广。
本发明同时考虑了升力面和阻力面对旋翼气动噪声的影响，因而其预测更加全面，预测精度更好。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (8)

1.一种旋翼气动噪声的计算方法，其特征在于，包括：
对每个桨叶均从根部开始到尖部为止，沿展向进行分段，得到F×K个叶素；K为第f个桨叶分段后的叶素的总数量；f∈F，F为桨叶的总数量；
基于初始飞行参数得到各所述叶素的气动数据；
对各所述叶素进行简化，得到各所述叶素的升力面和阻力面；
基于各所述叶素的气动数据，得到各所述叶素的拉力和旋转阻力；
基于各所述叶素的气动数据、拉力和旋转阻力，得到各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差；
基于各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差，得到各所述叶素的时间历程载荷噪声；
将各所述叶素的时间历程载荷噪声在时间历程上叠加，得到旋翼的时间历程载荷噪声；
获取每个所述桨叶中每个网格单元的时间历程厚度噪声，并在时间历程上叠加得到旋翼的时间历程厚度噪声；
将所述旋翼的时间历程载荷噪声和时间历程厚度噪声在时间历程上叠加，得到所述旋翼的时间历程气动噪声；
所述基于各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差，得到各所述叶素的时间历程载荷噪声，包括：
对每个所述叶素均执行以下过程，得到各所述叶素的时间历程载荷噪声；
基于所述叶素的升力面压强差得到所述升力面的上表面压强载荷和下表面压强载荷，并进一步得到所述升力面的压差载荷；基于所述叶素的阻力面压强差得到所述阻力面的前表面压强载荷和后表面压强载荷，并进一步得到所述阻力面的压差载荷；
基于所述升力面的压差载荷对时间求导数，得到所述升力面的压差载荷随时间的变化率；基于所述阻力面的压差载荷对时间求导数，得到所述阻力面的压差载荷随时间的变化率；
基于所述升力面的压差载荷和压差载荷随时间的变化率得到所述升力面的时间历程载荷噪声；基于所述阻力面的压差载荷和压差载荷随时间的变化率得到所述阻力面的时间历程载荷噪声；
对所述升力面的时间历程载荷噪声和所述阻力面的时间历程载荷噪声在时间历程上叠加，得到所述叶素的时间历程载荷噪声。
2.根据权利要求1所述的旋翼气动噪声的计算方法，其特征在于，所述对各所述叶素进行简化，得到各所述叶素的升力面和阻力面，包括：
对每个所述叶素均执行以下过程，得到各所述叶素的升力面和阻力面；
以所述叶素的前缘点和后缘点为基点，把所述叶素的上表面和下表面简化为重合在一起的两个平面，得到所述叶素的升力面；
以所述叶素的上表面和下表面的厚度顶点为基点，把所述叶素的前表面和后表面简化为重合在一起的两个平面，得到所述叶素的阻力面。
3.根据权利要求1所述的旋翼气动噪声的计算方法，其特征在于，所述基于各所述叶素的气动数据，得到各所述叶素的拉力和旋转阻力，包括：
对每个所述叶素均执行以下过程，得到各所述叶素的拉力和旋转阻力；
基于所述气动数据得到所述叶素的升力和阻力；
将所述叶素的升力和所述阻力向旋翼构造坐标系投影，得到所述叶素的拉力和旋转阻力。
4.根据权利要求1所述的旋翼气动噪声的计算方法，其特征在于，所述基于各所述叶素的气动数据、拉力和旋转阻力，得到各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差，包括：
对每个所述叶素均执行以下过程，得到各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差；
对所述叶素的升力面面积和升力面压强差相乘，得到所述叶素的升力面压差力；对所述叶素的阻力面面积和阻力面压强差相乘，得到所述叶素的阻力面压差力；
将所述叶素的升力面压差力和阻力面压差力向旋翼构造坐标系投影，得到所述叶素的拉力和旋转阻力；
基于所述叶素的拉力和旋转阻力进行求解，得到所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差。
5.一种旋翼气动噪声的计算系统，其特征在于，包括：
分段模块，对每个桨叶均从根部开始沿展开方向进行分段，得到F×K个叶素；K为第f桨叶分段后的叶素的总数量；f∈F，F为桨叶的总数量；
数据模块，基于初始飞行参数得到各所述叶素的气动数据；
简化面模块，对各所述叶素进行简化，得到各所述叶素的升力面和阻力面；
拉阻力模块，基于各所述叶素的气动数据，得到各所述叶素的拉力和旋转阻力；
压强差模块，基于各所述叶素的气动数据、拉力和旋转阻力，得到各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差；
叶素载荷噪声模块，基于各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差，得到各所述叶素的时间历程载荷噪声；
旋翼载荷噪声模块，将各所述叶素的时间历程载荷噪声在时间历程上叠加，得到旋翼的时间历程载荷噪声；
旋翼厚度噪声模块，获取每个所述桨叶中每个网格单元的时间历程厚度噪声，并在时间历程上叠加得到旋翼的时间历程厚度噪声；
旋翼气动噪声模块，将所述旋翼的时间历程载荷噪声和时间历程厚度噪声在时间历程上叠加，得到所述旋翼的时间历程气动噪声；
其中，所述叶素载荷噪声模块包括：第四重复执行单元、压差载荷单元、求导单元、第一载荷噪声单元和第二载荷噪声单元；
所述第四重复执行单元对每个所述叶素均执行所述压差载荷单元、所述求导单元、所述第一载荷噪声单元和所述第二载荷噪声单元，得到各所述叶素的时间历程载荷噪声；
所述压差载荷单元基于所述叶素的升力面压强差得到所述升力面的上表面压强载荷和下表面压强载荷，并进一步得到所述升力面的压差载荷；所述压差载荷单元基于所述叶素的阻力面压强差得到所述阻力面的前表面压强载荷和后表面压强载荷，并进一步得到所述阻力面的压差载荷；
所述求导单元基于所述升力面的压差载荷对时间求导数，得到所述升力面的压差载荷随时间的变化率；所述求导单元基于所述阻力面的压差载荷对时间求导数，得到所述阻力面的压差载荷随时间的变化率；
所述第一载荷噪声单元基于所述升力面的压差载荷和压差载荷随时间的变化率得到所述升力面的时间历程载荷噪声；所述第一载荷噪声单元基于所述阻力面的压差载荷和压差载荷随时间的变化率得到所述阻力面的时间历程载荷噪声；
所述第二载荷噪声单元对所述升力面的时间历程载荷噪声和所述阻力面的时间历程载荷噪声在时间历程上叠加，得到所述叶素的时间历程载荷噪声。
6.根据权利要求5所述的旋翼气动噪声的计算系统，其特征在于，所述简化面模块包括：第一重复执行单元、升力面单元和阻力面单元；
所述第一重复执行单元对每个所述叶素均执行所述升力面单元和所述阻力面单元，得到各所述叶素的升力面和阻力面；
所述升力面单元以所述叶素的前缘点和后缘点为基点，把所述叶素的上表面和下表面简化为重合在一起的两个平面，得到所述叶素的升力面；
所述阻力面单元以所述叶素的上表面和下表面的厚度顶点为基点，把所述叶素的前表面和后表面简化为重合在一起的两个平面，得到所述叶素的阻力面。
7.根据权利要求5所述的旋翼气动噪声的计算系统，其特征在于，所述拉阻力模块包括：第二重复执行单元、升阻力单元和第一投影单元；
所述第二重复执行单元对每个所述叶素均执行所述升阻力单元和所述第一投影单元，得到各所述叶素的拉力和旋转阻力；
所述升阻力单元基于所述气动数据得到所述叶素的升力和阻力；
所述第一投影单元将所述叶素的升力和所述阻力向旋翼构造坐标系投影，得到所述叶素的拉力和旋转阻力。
8.根据权利要求5所述的旋翼气动噪声的计算系统，其特征在于，所述压强差模块包括：第三重复执行单元、压差力单元、第二投影单元和求解单元；
所述第三重复执行单元对每个所述叶素均执行所述压差力单元、所述第二投影单元和所述求解单元，得到各所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差；
所述压差力单元对所述叶素的升力面面积和升力面压强差相乘，得到所述叶素的升力面压差力；所述压差力单元对所述叶素的阻力面面积和阻力面压强差相乘，得到所述叶素的阻力面压差力；
所述第二投影单元将所述叶素的升力面压差力和阻力面压差力向旋翼构造坐标系投影，得到所述叶素的拉力和旋转阻力；
所述求解单元基于所述叶素的拉力和旋转阻力进行求解，得到所述叶素的升力面压强差和阻力面压强差。
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Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107220412A (zh) * 2017-05-04 2017-09-29 南京航空航天大学 一种基于可变面积阻力片的旋翼厚度噪声控制方法
CN111046493A (zh) * 2019-12-04 2020-04-21 中国直升机设计研究所 一种基于集中载荷的旋翼气动噪声计算方法
CN113051666A (zh) * 2021-03-25 2021-06-29 南京航空航天大学 一种旋翼飞行器噪声数字化分析方法及系统

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107220412A (zh) * 2017-05-04 2017-09-29 南京航空航天大学 一种基于可变面积阻力片的旋翼厚度噪声控制方法
CN111046493A (zh) * 2019-12-04 2020-04-21 中国直升机设计研究所 一种基于集中载荷的旋翼气动噪声计算方法
CN113051666A (zh) * 2021-03-25 2021-06-29 南京航空航天大学 一种旋翼飞行器噪声数字化分析方法及系统

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
"基于CFD的直升机旋翼噪声计算";段广战等;《空气动力学学报》;第27卷(第3期);全文 *

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