CN115828421A - 一种直升机噪声预警方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供一种直升机噪声预警方法，所述方法包括：步骤1：根据直升机型号、外形、总体参数和飞行状态对应的声辐射球噪声数据，预先建立噪声仿真数据库。步骤2：对于执行任务中的直升机，通过传感器测量飞行参数。步骤3：根据飞行速度和飞行姿态，确定对应的直升机前进比和桨盘夹角，从噪声仿真数据库中提取与所述前进比和桨盘夹角对应的声辐射球噪声数据。步骤4：基于声辐射球噪声数据和飞行高度，计算得到地面声场。步骤5：当地面声场存在噪声级超过噪声限定值时，直升机噪声预警系统将主动预警。

Description

一种直升机噪声预警方法

技术领域

本发明属于旋翼飞行器降噪领域，具体涉及一种直升机噪声预警方法。

背景技术

为满足民用方面日益严格的适航噪声要求和军用方面声隐身能力提升需求，直升机的噪声问题一直是各大直升机制造商和研究结构研究的热点。

直升机气动噪声抑制技术主要包括主、被动控制技术和飞行轨迹优化技术。飞行轨迹优化技术是利用旋翼飞行器噪声传播在各方向上具有不同强度的规律，可以有效降低旋翼气动噪声对接收目标的干扰。目前路径规划方法在旋翼飞行器降噪领域中已有一定的应用，然而各国学者对该方法的应用，均是对路径进行预先规划，并不具有实时性。

现有技术中考虑到实时规划的必要性，通过对噪声的实时监控并利用噪声反演，形成直升机附近的辐射特性，并进一步进行路径规划，使直升机总是朝向噪声声压最小的方向飞行，从而实现对直升机路径进行实时规划，达到轨迹降噪效果。

然而，现有技术有如下不足：当前直升机在执行飞行任务时，无法使用麦克风对噪声进行实时监控。

发明内容

为了克服以上不足，本发明提供一种直升机噪声预警方法，使用噪声计算数据库代替麦克风实时监控，应用前景广泛，适用于所有现役和在研单旋翼带尾桨式直升机。同时，当噪声超过限定值时系统能够智能预警。

技术方案：一种直升机噪声预警方法，所述方法包括：

步骤1：根据直升机型号、外形、总体参数和飞行状态对应的声辐射球噪声数据，预先建立噪声仿真数据库。

步骤2：对于执行任务中的直升机，通过传感器测量飞行参数；

步骤3：根据飞行速度和飞行姿态，确定对应的直升机前进比和桨盘夹角，从噪声仿真数据库中提取与所述前进比和桨盘夹角对应的声辐射球噪声数据。

步骤4：基于声辐射球噪声数据和飞行高度，计算得到地面声场；

步骤5：当地面声场存在噪声级超过噪声限定值时，直升机噪声预警系统将主动预警。

进一步的，步骤1包括：

步骤11：确定直升机型号；

步骤12：根据直升机型号，获得直升机几何外形和总体参数；

步骤13：根据所述直升机外形和总体参数，建立直升机气动噪声计算模型；

步骤14：利用所述直升机气动噪声计算模型，开展气动噪声仿真计算，计算获得飞行参数状态对应的声辐射球噪声数据；

步骤15：将所述声辐射球噪声数据，汇入数值噪声仿真数据库中。

进一步的，步骤13包括：

步骤131：旋翼/尾桨桨叶网格生成；

步骤132：采用计算流体力学方法计算得到直升机桨叶表面气动载荷数据。

步骤133：将直升机桨叶表面气动载荷数据代入Farassat 1A(F1A)公式计算直升机气动噪声，至此建立了直升机气动噪声计算模型。

进一步的，步骤3包括：

若噪声仿真数据库中没有与所述前进比和桨盘夹角对应的声辐射球噪声数据，则通过插值方法，得到相应声辐射球数据。

进一步的，步骤4具体包括：

当求解与旋翼桨毂中心水平距离为s的地面观测点A处的噪声时，此时由直升机高度传感器已知飞行高度为h,将地面观测点A与旋翼桨毂中心连接形成噪声传播的辐射线，该辐射线与声辐射球相交于点B，点B处的噪声SPL_B可直接由声辐射球噪声数据获得,声辐射球半径为r,此时点A与点B的距离d为：

点A处的噪声SPL_A可由以下公式计算：

进一步的，方法还包括：

将所述地面声场投影到机载屏幕上，以便驾驶员实时观察地面声场情况。

进一步的，所述噪声限定值的范围为85分贝-120分贝。

进一步的，飞行参数包括飞行速度、飞行高度、飞行姿态、大气温度、大气湿度、燃油量。

综上所述，本发明提供一种直升机噪声预警方法，通过根据直升机型号的总体参数预先建立该型号直升机的噪声仿真数据库,在直升机飞行过程中，通过直升机机载传感器采集到的飞行参数，确定此时对应的声辐射球噪声数据，之后通过计算可以近乎实时计算地面声场并将地面声场投影到机载屏幕上，以便驾驶员观察直升机噪声水平，当噪声超过限定值时能够智能预警，适用于所有现役和在研单旋翼带尾桨式直升机。

附图说明

图1为本发明提供的一种直升机噪声预警方法的流程示意图。

图2为本发明提供的二维插值方法。

图3为本发明提供的数值噪声仿真数据库。

图4为本发明提供的地面观测点噪声计算示意图。

具体实施方式

实施例一

如图1所示，本发明提供一种直升机噪声预警方法，方法包括：

步骤1：根据直升机型号、外形、总体参数和飞行状态对应的声辐射球噪声数据，预先建立噪声仿真数据库。

步骤2：对于执行任务中的直升机，通过传感器测量飞行参数；其中，飞行参数包括飞行速度、飞行高度、飞行姿态、大气温度、大气湿度、燃油量。

具体的，步骤2包括：通过速度传感器测量飞行速度，通过姿态传感器测量飞行姿态，通过高度传感器测量飞行高度。

步骤3：根据飞行速度和飞行姿态，确定对应的直升机前进比和桨盘夹角，从噪声仿真数据库中提取与所述前进比和桨盘夹角对应的声辐射球噪声数据。

优选的，若噪声仿真数据库中没有与所述前进比和桨盘夹角对应的声辐射球噪声数据，则通过插值方法，得到相应声辐射球数据。

具体的，当仅有前进比或桨盘夹角其中一个参数无法确定对应的声辐射球噪声数据，只需要求解这一参数变化下的插值，寻找该参数最接近的声辐射球噪声数据，通过两个声辐射球噪声数据采用一阶线性插值的方法，计算出所需的声辐射球噪声数据。但是，通常情况下两个参数都无法对应，使用最多的是二维线性插值，插值方法如图2所示。

例如计算函数f在点P＝(μ，α_TPP)处的值，其中μ为前进比、α_TPP为桨盘夹角，当已知函数f在Q₁₁＝(μ₁，α_TPP1)、Q₁₂＝(μ₁，α_TPP2)、Q₂₁＝(μ₂，α_TPP1)、Q₂₂＝(μ₂，α_TPP2)四个位置点的值，首先在μ方向进行线性插值，得到：

然后在α_TPP方向进行线性插值，得到：

综合起来二维线性插值最后的计算结果：

步骤4：基于声辐射球噪声数据和飞行高度，计算得到地面声场；

具体的，如图3所示，步骤4具体包括：

当求解与旋翼桨毂中心水平距离为s的地面观测点A处的噪声时，此时由直升机高度传感器已知飞行高度为h,将地面观测点A与旋翼桨毂中心连接形成噪声传播的辐射线，该辐射线与声辐射球相交于点B，点B处的噪声SPL_B可直接由声辐射球噪声数据获得,声辐射球半径为r,此时点A与点B的距离d为：

点A处的噪声SPL_A可由以下公式计算：

该方法能够近乎实时计算地面多个观测点的噪声，计算得到地面声场。

步骤5：当地面声场存在噪声级超过噪声限定值时，直升机噪声预警系统将主动预警。

其中，所述噪声限定值的范围为85分贝-120分贝。

方法还包括：

步骤6：将所述地面声场投影到机载屏幕上，以便驾驶员实时观察地面声场情况。

具体的，步骤1包括

步骤11：确定直升机型号；

实际应用中，本方法适用于单旋翼带尾桨构型直升机的所有型号。

步骤12：根据直升机型号，获得直升机几何外形和总体参数；

总体参数包括旋翼/尾桨桨叶片数、旋翼/尾桨桨叶半径、旋翼/尾桨悬停桨尖马赫数、旋翼/尾桨旋转方向、起飞重量等。

步骤13：根据所述直升机外形和总体参数，建立直升机气动噪声计算模型；

步骤14：利用所述直升机气动噪声计算模型，开展气动噪声仿真计算，计算获得飞行参数状态对应的声辐射球噪声数据，如图4所示；

具体的，飞行参数状态包括前进比、桨盘夹角。

步骤15：将所述声辐射球噪声数据，汇入数值噪声仿真数据库中。

具体的，步骤13包括：

步骤131：旋翼/尾桨桨叶网格生成；

采用“平铺法”生成围绕桨叶的三维结构网格。“平铺法”将桨叶分解为二维翼型和一维梁模型分别进行处理，其具体生成步骤如下：

(1)分别生成围绕桨叶所用翼型的C型二维结构网格以及桨叶展向网格点分布的一维网格；

(2)将二维网格按照展向网格点分布规律沿桨叶展向进行平铺。多翼型配置时，桨叶过渡段的截面网格由过渡段两端的标准翼型网格线性插值得到；

(3)对桨根和桨尖部分进行翻折处理以生成O型翻折网格；

(4)根据桨叶的弦长(缩放)、气动中心位置(平移)和扭转角(旋转)沿展向的分布规律，分别对各个桨叶展向网格点的二维网格进行坐标变换，最终得到围绕桨叶的三维结构网格。

步骤132：采用计算流体力学方法计算得到直升机桨叶表面气动载荷数据。

具体的，将步骤131中生成的旋翼/尾桨桨叶三维结构网格，运用运动嵌套网格方法，采用惯性坐标系下的三维非定常雷诺平均N-S(RANS)方程进行求解直升机流场计算，同时计算得到直升机桨叶表面气动载荷数据，其表达式如下：

式中，W是守恒变量矢量，F和G分别是无粘通量和黏性通量；Vol是单元体体积。在求解过程中，空间离散格式采用MUSCL+Roe二阶逆风格式，时间推进则使用双时间法和隐式LU-SGS格式，湍流模型采用S-A一方程模型。采用无穷远处无干扰流场作为初始条件，以无滑移边界条件为物面处的运动学边界条件。

步骤133：将直升机桨叶表面气动载荷数据代入Farassat 1A(F1A)公式计算直升机气动噪声，至此建立了直升机气动噪声计算模型。

Farassat 1A(F 1A)公式如下：

式中：a₀代表无扰动介质中的音速，f＝0为桨叶表面方程，[*]_ret表示括号内的变量都在延迟时间下取值；r为源项到观察点之间的距离,l为桨叶面元载荷，角标r和M分别是沿传播方向和源面运动马赫数方向的投影，M为源面运动马赫数，dS表示桨叶表面的面元。

实施例二

如图1所示，本发明提供一种直升机噪声预警方法，方法包括：

步骤1：针对AC311A民用直升机，获得直升机外形、总体参数。采用直升机气动噪声计算模型计算不同前进比不同桨盘迎角的声辐射球噪声数据，将所述声辐射球噪声数据，汇入数值噪声仿真数据库中。

步骤2：对于执行任务中的AC311A民用直升机，通过传感器测量飞行参数；其中，飞行参数包括飞行速度、飞行高度、飞行姿态、大气温度、大气湿度、燃油量等。

具体的，步骤2包括：通过速度传感器测量飞行速度，通过姿态传感器测量飞行姿态，通过高度传感器测量飞行高度；

步骤3：根据飞行速度和飞行姿态，确定对应的直升机前进比和桨盘夹角，从噪声仿真数据库中提取与所述前进比和桨盘夹角对应的声辐射球噪声数据。

优选的，若噪声仿真数据库中没有与所述前进比和桨盘夹角对应的声辐射球噪声数据，则通过插值方法，得到相应声辐射球数据。

具体的，当仅有前进比或桨盘夹角其中一个参数无法确定对应的声辐射球噪声数据，例如要获得“前进比0.16、桨盘夹角0°”对应的声辐射球噪声数据，只需要找到“前进比0.15、桨盘夹角0°”和“前进比0.2、桨盘夹角0°”两个声辐射球噪声数据，通过两个声辐射球噪声数据针对前进比采用一阶线性插值的方法，计算出所需的声辐射球噪声数据。但是，通常情况下两个参数都无法对应，使用最多的是二维线性插值，插值方法如图2所示。要获得“前进比0.16、桨盘夹角1°”对应的声辐射球噪声数据，只需要找到“前进比0.15、桨盘夹角0°”、“前进比0.15、桨盘夹角2°”、“前进比0.2、桨盘夹角0°”、“前进比0.2、桨盘夹角2°”四个声辐射球噪声数据，采用如下公式进行插值计算。

例如计算函数f在点P＝(μ，α_TPP)处的值，其中μ为前进比、α_TPP为桨盘夹角，当已知函数f在Q₁₁＝(μ₁，α_TPP1)、Q₁₂＝(μ₁，α_TPP2)、Q₂₁＝(μ₂，α_TPP1)、Q₂₂＝(μ₂，α_TPP2)四个位置点的值，首先在μ方向进行线性插值，得到：

然后在α_TPP方向进行线性插值，得到：

综合起来二维线性插值最后的计算结果：

步骤4：基于声辐射球噪声数据和飞行高度，计算得到地面声场；

具体的，如图3所示，当求解与旋翼桨毂中心水平距离为s＝100米的地面观测点A处的噪声时，此时由直升机高度传感器已知飞行高度为h＝50米,将地面观测点A与旋翼桨毂中心连接形成噪声传播的辐射线，该辐射线与声辐射球相交于点B，点B处的噪声可直接由声辐射球噪声数据获得，此时SPL_B＝100分贝，声辐射球半径为20米,此时点A与点B的距离d为：

点A处的噪声SPL_A可由以下公式计算：

该方法能够近乎实时计算地面多个观测点的噪声，计算得到地面声场。

步骤5：当地面声场存在噪声级超过噪声限定值时，直升机噪声预警系统将主动预警。

其中，针对AC311A民用直升机所述噪声限定值的范围为95分贝。

方法还包括：

步骤6：将所述地面声场投影到机载屏幕上，以便驾驶员实时观察地面声场情况。

具体的，步骤1包括

步骤11：确定直升机型号为AC311A民用直升机；

步骤12：根据直升机型号，获得直升机几何外形和总体参数；

总体参数具体包括：旋翼桨叶片数为3，尾桨桨叶片数为2，旋翼旋转方向为俯视逆时针，尾桨旋转方向为低向前，起飞重量为3吨等。

步骤13：根据所述直升机外形和总体参数，建立直升机气动噪声计算模型。

具体的，步骤13包括：

步骤131：旋翼/尾桨桨叶网格生成；

采用“平铺法”生成围绕桨叶的三维结构网格。“平铺法”将桨叶分解为二维翼型和一维梁模型分别进行处理，其具体生成步骤如下：

(1)分别生成围绕桨叶所用翼型的C型二维结构网格以及桨叶展向网格点分布的一维网格；

(2)将二维网格按照展向网格点分布规律沿桨叶展向进行平铺。多翼型配置时，桨叶过渡段的截面网格由过渡段两端的标准翼型网格线性插值得到；

(3)对桨根和桨尖部分进行翻折处理以生成O型翻折网格；

(4)根据桨叶的弦长(缩放)、气动中心位置(平移)和扭转角(旋转)沿展向的分布规律，分别对各个桨叶展向网格点的二维网格进行坐标变换，最终得到围绕桨叶的三维结构网格。

步骤132：采用计算流体力学方法计算得到直升机桨叶表面气动载荷数据。

具体的，将步骤131中生成的旋翼/尾桨桨叶三维结构网格，运用运动嵌套网格方法，采用惯性坐标系下的三维非定常雷诺平均N-S(RANS)方程进行求解直升机流场计算，同时计算得到直升机桨叶表面气动载荷数据，其表达式如下：

式中，W是守恒变量矢量，F和G分别是无粘通量和黏性通量；Vol是单元体体积。在求解过程中，空间离散格式采用MUSCL+Roe二阶逆风格式，时间推进则使用双时间法和隐式LU-SGS格式，湍流模型采用S-A一方程模型。采用无穷远处无干扰流场作为初始条件，以无滑移边界条件为物面处的运动学边界条件。

步骤133：将直升机桨叶表面气动载荷数据代入Farassat 1A(F1A)公式计算直升机气动噪声，至此建立了直升机气动噪声计算模型。

Farassat 1A(F 1A)公式如下：

式中：a₀代表无扰动介质中的音速，f＝0为桨叶表面方程，[*]_ret表示括号内的变量都在延迟时间下取值；r为源项到观察点之间的距离,l为桨叶面元载荷，角标r和M分别是沿传播方向和源面运动马赫数方向的投影，M为源面运动马赫数，dS表示桨叶表面的面元。

步骤14：利用所述直升机气动噪声计算模型，开展气动噪声仿真计算，计算获得飞行参数状态对应的声辐射球噪声数据，如图4所示；

具体的，飞行参数状态包括前进比、桨盘夹角。前进比为0-0.35，间隔为0.05，桨盘迎角为-20°-20°，间隔为2°。

步骤15：将所述声辐射球噪声数据，汇入数值噪声仿真数据库中。

Claims (8)

1.一种直升机噪声预警方法，其特征在于，所述方法包括：

步骤1：根据直升机型号、外形、总体参数和飞行状态对应的声辐射球噪声数据，预先建立噪声仿真数据库；

步骤2：对于执行任务中的直升机，通过传感器测量飞行参数；

步骤3：根据飞行速度和飞行姿态，确定对应的直升机前进比和桨盘夹角，从噪声仿真数据库中提取与所述前进比和桨盘夹角对应的声辐射球噪声数据；

步骤4：基于声辐射球噪声数据和飞行高度，计算得到地面声场；

步骤5：当地面声场存在噪声级超过噪声限定值时，直升机噪声预警系统将主动预警。

2.根据权利要求1所述的直升机噪声预警方法，其特征在于，步骤1包括：

步骤11：确定直升机型号；

步骤12：根据直升机型号，获得直升机几何外形和总体参数；

步骤13：根据所述直升机外形和总体参数，建立直升机气动噪声计算模型；

步骤14：利用所述直升机气动噪声计算模型，开展气动噪声仿真计算，计算获得飞行参数状态对应的声辐射球噪声数据；

步骤15：将所述声辐射球噪声数据，汇入数值噪声仿真数据库中。

3.根据权利要求2所述的直升机噪声预警方法，其特征在于，步骤13包括：

步骤131：旋翼/尾桨桨叶网格生成；

步骤132：采用计算流体力学方法计算得到直升机桨叶表面气动载荷数据；

步骤133：将直升机桨叶表面气动载荷数据代入Farassat 1A(F1A)公式计算直升机气动噪声，至此建立了直升机气动噪声计算模型。

4.根据权利要求1所述的直升机噪声预警方法，其特征在于，步骤3包括：

若噪声仿真数据库中没有与所述前进比和桨盘夹角对应的声辐射球噪声数据，则通过插值方法，得到相应声辐射球数据。

5.根据权利要求1所述的直升机噪声预警方法，其特征在于，步骤4具体包括：

当求解与旋翼桨毂中心水平距离为s的地面观测点A处的噪声时，此时由直升机高度传感器已知飞行高度为h,将地面观测点A与旋翼桨毂中心连接形成噪声传播的辐射线，该辐射线与声辐射球相交于点B，点B处的噪声SPL_B可直接由声辐射球噪声数据获得,声辐射球半径为r,此时点A与点B的距离d为：

点A处的噪声SPL_A可由以下公式计算：

6.根据权利要求1所述的直升机噪声预警方法，其特征在于，方法还包括：

将所述地面声场投影到机载屏幕上，以便驾驶员实时观察地面声场情况。

7.根据权利要求1所述的直升机噪声预警方法，其特征在于，所述噪声限定值的范围为85分贝-120分贝。

8.根据权利要求1所述的直升机噪声预警方法，其特征在于，飞行参数包括飞行速度、飞行高度、飞行姿态、大气温度、大气湿度、燃油量。

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