[发明专利]一种基于可变面积阻力片的旋翼厚度噪声控制方法

说明书

本发明实施例公开了一种基于可变面积阻力片的旋翼厚度噪声控制方法，涉及气动声学技术领域，能够针对性地对旋翼厚度噪声进行大幅度降噪。本发明包括：读取旋翼尺寸和飞行参数，计算给定飞行状态下旋翼厚度噪声P′_T；在桨叶端部四分之一弦线处施加控制力F，计算给定飞行状态下控制力F产生的控制源噪声p′_F；根据旋翼厚度噪声降噪目标，设定抵消因子f，计算桨叶端部四分之一弦线处施加的控制力F；在桨叶端部四分之一弦线处添加可变面积阻力片，基于CFD方法计算不同阻力片面积与控制力的关系，得到桨叶端部四分之一弦线处阻力片的面积；改变控制力展向分布位置，计算不同位置的阻力片面积；对桨叶不同位置添加相应面积的阻力片。

技术领域

本发明涉及气动声学技术领域，尤其涉及一种基于可变面积阻力片的旋翼厚度噪声控制方法。

背景技术

随着直升机的广泛应用，直升机噪声大的缺点越来越引起人们的重视，使得直升机噪声已经成为直升机设计过程中需要着重考虑的问题。旋翼噪声是直升机噪声中影响最重要的部分，旋翼噪声可分为厚度噪声、载荷噪声、桨-涡干扰噪声和高速脉冲噪声等。旋翼厚度噪声是由于桨叶周期性地排开空气而产生的，具有低频及桨盘面内传播的特性，传播距离较远，是声探测的主要对象，探索能有效抑制、甚至消除旋翼厚度噪声不利影响的控制措施不仅具有重要科学研究意义，更有十分广阔的应用前景，可为未来绿色、安静直升机的发展提供重要技术支撑。

直升机旋翼厚度噪声与桨叶外形密切相关。在过去的数十年间，国内外研究人员主要通过对旋翼外形进行优化设计，从而降低旋翼噪声。美国RAH-66直升机旋翼桨叶采用后掠桨尖，使噪声水平降低2dB左右；黑鹰直升机经过历次改进设计，旋翼桨尖由最初的矩形变为下反尖削形式，以用于减小噪声水平；欧洲研制的Blue-edge(蓝色刀锋)旋翼桨叶采用了双掠型桨叶(前掠-后掠组合)，使得平飞状态下的旋翼气动噪声可以降低2-3dB。这类基于桨叶气动外形设计的被动噪声控制方法虽然能在一定程度上降低旋翼噪声，但是存在以下几个方面的缺点：1)旋翼气动性能直接决定于桨叶外形，因此为了保证旋翼具有优良的气动性能，在进行低噪声旋翼设计时需要在噪声和性能设计之间进行折衷，从而使得噪声控制效果往往不明显；2)没有针对性地进行旋翼厚度噪声降噪，导致厚度噪声的降噪效果较差；3)被动噪声控制方法存在着对于不同飞行状态的适应性问题，不能实现全包线飞行状态下的直升机降噪。

发明内容

本发明的实施例提供一种基于可变面积阻力片的旋翼厚度噪声控制方法，在旋翼桨叶端部设置可变面积阻力片，通过控制系统使阻力片面积发生非定常的脉动，从而诱发出一个与被控噪声相位相同、幅值相反的可控声波，通过原旋翼噪声声波与所述可控声波的叠加，直接抵消某一方向上的声压脉冲，进而从根本上降低直升机飞行中的噪声辐射。

为达到上述目的，本发明的实施例采用如下技术方案：

第一方面，本发明实施例提供一种基于可变面积阻力片的旋翼厚度噪声控制方法，包括以下步骤：

S1，读取旋翼尺寸和飞行参数，建立基于声学类比法的旋翼厚度噪声计算模型，计算给定飞行状态下旋翼厚度噪声P_T'；

S2，在桨叶端部四分之一弦线处施加控制力F，建立基于声学类比法的控制源噪声计算模型，计算给定飞行状态下控制力F产生的控制源噪声p′_F；

S3，根据旋翼厚度噪声降噪目标，设定抵消因子f，根据所述旋翼厚度噪声P_T'和控制源噪声P_T'，计算桨叶端部四分之一弦线处施加的控制力F；

S4，在桨叶端部四分之一弦线处添加可变面积阻力片，基于CFD方法计算不同阻力片面积与控制力的关系，得到桨叶端部四分之一弦线处阻力片的面积；

S5，改变控制力展向分布位置，根据所述不同阻力片面积与控制力的关系，计算不同位置的阻力片面积；