CN114756952A - 一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于直升机旋翼气动噪声分析与控制技术领域，公开了一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法。针对桨叶工作状态，计算桨叶形变量；根据桨叶的形变量，绘制围绕形变桨叶的三维结构网格；根据围绕形变桨叶的三维结构网格和流场输入参数计算桨叶表面载荷数据；根据噪声计算输入参数、桨叶表面载荷数据和桨叶贴体网格求解旋翼噪声声场。

Description

一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法
技术领域
本发明属于升机旋翼气动噪声分析与控制技术领域，具体涉及一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法。
背景技术
旋翼气动噪声作为直升机的最主要噪声源之一，受到的关注是最多的。旋翼噪声的准确预估是了解旋翼噪声特性以及低噪声旋翼设计前提条件，因此开展旋翼噪声预估方法的研究具有重要的学术意义和工程意义。目前旋翼噪声预测的计算模型一般分为两类，一是采用先进的CFD方法结合FW-H方程进行计算；二是采用工程模型来计算旋翼载荷，并结合FW-H方程计算噪声。这些基于桨叶几何外形输入的计算模型在设计阶段就能够确定旋翼噪声特性。
对于飞行中的直升机，其桨叶会经历显著的弹性变形，包括弯曲和扭转。目前考虑桨叶形变的研究中，使用包含柔性桨叶动力学和空气动力学的载荷计算，用来使声学代码能够分析大部分由于桨叶变形带来的噪声影响，如文献[1]和文献[2]中的研究。但是，这些研究在噪声计算方面并没有考虑桨叶表面网格的弹性形变，相当于计算模型的桨叶几何外形输入是不准确的，进而会导致噪声预测不准确。载荷噪声并非只与载荷相关，而且还和声源位置和声源位置的时间导数有关，精确的载荷计算并不足以纠正这些声源位置和运动的错误。进一步讲，旋翼平面内的噪声主要是厚度噪声，厚度噪声强烈的依赖于桨叶表面的位置、速度和加速度。这些量都需要根据桨叶弹性变形进行重新计算。
参考文献：
[1]Aoyama T,Yang C,Kondo N.Comparison of noise reduction effectbetween afc and conventional ibc by moving overlapped grid method[C]//12thAIAA/CEAS Aeroacoustics Conference,May 8-10,Cambridge,Britain,2006.
[2]Kondo N,Aoyama T,Yang C.Numerical analysis of active flap fornoise reduction using moving overlapped grid method[C]//61st Forum AmericanHelicopter Society,June 1-3,Texas,U.S.A 2005.
发明内容
本方法综合考虑了背景技术里存在的问题，基于考虑桨叶弹性形变，建立了一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法，桨叶贴体网格和旋翼非定常载荷计算均考虑了桨叶弹性形变的影响，使旋翼气动噪声计算结果更加准确。本发明提供了如下方案：
一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法，所述方法包括：
第一步，针对桨叶工作状态，计算桨叶形变量；
第二步，根据桨叶的形变量，绘制围绕形变桨叶的三维结构网格。
第三步，根据围绕形变桨叶的三维结构网格和流场输入参数计算桨叶表面载荷数据；
第四步，根据噪声计算输入参数、桨叶表面载荷数据和桨叶贴体网格求解旋翼噪声声场。
进一步，所述第一步中，桨叶形变量通过旋翼飞行器综合分析软件对弹性桨叶模型进行桨叶气动/动力学计算得到。
进一步，桨叶形变量包括：扭转角形变量和沿展向分布1/4弦长位置位移形变量。
进一步，沿展向分布1/4弦长位置位移形变量包括1/4弦长位置沿桨叶挥舞方向的位移形变量和沿桨叶摆振方向的位移形变量。
进一步，所述第二步，还包括生成桨叶二维翼型环绕网格和生成沿基准桨叶展向分布的1/4弦长位置点、弦长、扭转角；基准桨叶为产生形变前的桨叶。根据扭转角形变量对沿基准桨叶展向分布的扭转角进行修正；根据沿展向分布1/4弦长位置在桨叶挥舞方向的位移形变量对沿基准桨叶展向分布的1/4弦长位置点进行修正；根据沿展向分布1/4弦长位置在桨叶摆振方向的位移形变量对沿基准桨叶展向分布的1/4弦长位置点进行修正。根据基准桨叶的弦长、修正后桨叶扭转角和修正后桨叶1/4弦长位置沿形变桨叶展向的分布规律，分别对各个展向位置的二维翼型环绕网格进行坐标变换，最终生成围绕形变桨叶的三维结构网格；围绕形变桨叶的三维结构网格是围绕在桨叶几何表面外部的网格。
进一步，所述第三步中，流场输入参数包括：旋翼飞行速度、旋翼桨盘迎角、桨叶片数、桨叶半径、桨尖马赫数、桨叶旋转方向、桨叶操纵量。
进一步，所述第四步中，桨叶贴体网格根据围绕形变桨叶的三维结构网格提取得到，所述桨叶贴体网格描述桨叶表面几何外形。
进一步，噪声计算输入参数包括：旋翼飞行速度、旋翼旋转一圈时间的计算离散点数、噪声频谱分析时最大谐波阶数、旋翼轴倾角、桨叶片数、桨叶半径、桨叶弦长、桨尖马赫数、桨叶旋转方向、桨叶操纵量。
本发明的有益效果：本发明对背景技术进行改进，能够精确刻画桨叶弹性形变后的网格信息，提供了一种考虑桨叶弹性形变的计算更加精确的旋翼悬停状态气动噪声计算方法。
附图说明
图1是桨叶二维翼型环绕网格示意图；
图2是围绕形变桨叶的三维结构网格；
图3是基准桨叶贴体网格和形变桨叶贴体网格对比图；
图4是考虑桨叶形变与忽略桨叶形变总噪声辐射特性对比；
图5是考虑桨叶形变与忽略桨叶形变的总噪声差值。
具体实施方式
下面结合附图对本发明所涉及的悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法做进一步详细说明。
(1)针对桨叶工作状态，计算桨叶形变量；
(2)根据桨叶的形变量，绘制围绕形变桨叶的三维结构网格。
(3)根据围绕形变桨叶的三维结构网格和流场输入参数计算桨叶表面载荷数据；
(4)根据噪声计算输入参数、桨叶表面载荷数据和桨叶贴体网格求解旋翼噪声声场。
具体步骤如下：
第一步，针对桨叶工作状态，通过CAMRAD II等旋翼飞行器综合分析软件对弹性桨叶模型进行桨叶气动/动力学建模计算。
第二步，针对计算结果进行处理分析，得到桨叶的扭转角形变量和沿展向分布1/4弦长位置位移形变量。其中，沿展向分布1/4弦长位置位移形变量包括1/4弦长位置沿桨叶挥舞方向的位移形变量和沿桨叶摆振方向的位移形变量。
第三步，生成桨叶二维翼型环绕网格，如图1所示；生成沿基准桨叶展向分布的1/4弦长位置点、弦长、扭转角；基准桨叶为产生形变前的桨叶。
第四步，根据扭转角形变量对沿基准桨叶展向分布的扭转角进行修正；根据沿展向分布1/4弦长位置在桨叶挥舞方向的位移形变量对沿基准桨叶展向分布的1/4弦长位置点进行修正；根据沿展向分布1/4弦长位置在桨叶摆振方向的位移形变量对沿基准桨叶展向分布的1/4弦长位置点进行修正。
第五步，根据基准桨叶的弦长、修正后桨叶扭转角和修正后桨叶1/4弦长位置沿形变桨叶展向的分布规律，分别对各个展向位置的二维翼型环绕网格进行坐标变换，最终生成围绕形变桨叶的三维结构网格，如图2所示；围绕形变桨叶的三维结构网格是围绕在桨叶几何表面外部的网格。
第六步，根据围绕形变桨叶的三维结构网格和流场输入参数计算桨叶表面载荷数据。其中，流场输入参数包括：旋翼飞行速度、旋翼桨盘迎角、桨叶片数、桨叶半径、桨尖马赫数、桨叶旋转方向、桨叶操纵量。
第七步，根据围绕形变桨叶的三维结构网格提取得到形变桨叶的贴体网格，基准桨叶贴体网格和形变桨叶贴体网格对比如图3所示。
第八步，根据噪声计算输入参数、桨叶表面载荷数据和桨叶贴体网格求解旋翼噪声声场。其中，噪声计算输入参数包括：旋翼飞行速度、旋翼旋转一圈时间的计算离散点数、噪声频谱分析时最大谐波阶数、旋翼轴倾角、桨叶片数、桨叶半径、桨叶弦长、桨尖马赫数、桨叶旋转方向、桨叶操纵量。
图4是考虑桨叶形变(本发明方法)和忽略桨叶形变总噪声辐射特性对比。图5是本发明方法计算结果与忽略桨叶形变时的总噪声差值。
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)

1.一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法，其特征在于：所述方法包括：
第一步，针对桨叶工作状态，计算桨叶形变量；
第二步，根据桨叶的形变量，绘制围绕形变桨叶的三维结构网格。
第三步，根据围绕形变桨叶的三维结构网格和流场输入参数计算桨叶表面载荷数据；
第四步，根据噪声计算输入参数、桨叶表面载荷数据和桨叶贴体网格求解旋翼噪声声场。
2.根据权利要求1所述的一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法，其特征在于：所述第一步中，桨叶形变量通过旋翼飞行器综合分析软件对弹性桨叶模型进行桨叶气动/动力学计算得到。
3.根据权利要求2所述的一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法，其特征在于：所述第一步中，桨叶形变量包括：扭转角形变量和沿展向分布1/4弦长位置位移形变量。
4.根据权利要求3所述的一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法，其特征在于：沿展向分布1/4弦长位置位移形变量包括1/4弦长位置沿桨叶挥舞方向的位移形变量和沿桨叶摆振方向的位移形变量。
5.根据权利要求4所述的一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法，其特征在于：所述第二步中，还包括生成桨叶二维翼型环绕网格和生成沿基准桨叶展向分布的1/4弦长位置点、弦长、扭转角；基准桨叶为产生形变前的桨叶。根据扭转角形变量对沿基准桨叶展向分布的扭转角进行修正；根据沿展向分布1/4弦长位置在桨叶挥舞方向的位移形变量对沿基准桨叶展向分布的1/4弦长位置点进行修正；根据沿展向分布1/4弦长位置在桨叶摆振方向的位移形变量对沿基准桨叶展向分布的1/4弦长位置点进行修正。根据基准桨叶的弦长、修正后桨叶扭转角和修正后桨叶1/4弦长位置沿形变桨叶展向的分布规律，分别对各个展向位置的二维翼型环绕网格进行坐标变换，最终生成围绕形变桨叶的三维结构网格；围绕形变桨叶的三维结构网格是围绕在桨叶几何表面外部的网格。
6.根据权利要求5所述的一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法，其特征在于：所述第三步中，流场输入参数包括：旋翼飞行速度、旋翼桨盘迎角、桨叶片数、桨叶半径、桨尖马赫数、桨叶旋转方向、桨叶操纵量。
7.根据权利要求6所述的一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法，其特征在于：所述第四步中，桨叶贴体网格根据围绕形变桨叶的三维结构网格提取得到，所述桨叶贴体网格描述桨叶表面几何外形。
8.根据权利要求7所述的一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法，其特征在于：噪声计算输入参数包括：旋翼飞行速度、旋翼旋转一圈时间的计算离散点数、噪声频谱分析时最大谐波阶数、旋翼轴倾角、桨叶片数、桨叶半径、桨叶弦长、桨尖马赫数、桨叶旋转方向、桨叶操纵量。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN115774903A (zh) * 2023-02-13 2023-03-10 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 直升机旋翼桨盘载荷实时生成方法、装置、设备及介质

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