[发明专利]一种抑制直升机旋翼高速脉冲噪声的鼓包设计方法

权利要求书

1.一种抑制直升机旋翼高速脉冲噪声的鼓包设计方法，其特征在于包括以下步骤：

1)确定旋翼桨尖鼓包的设计点状态：以方位角90°的旋翼桨尖马赫数M作为参考，确定旋翼桨尖鼓包的设计点状态为M＝0.9-1.05；

2)确定旋翼前行桨尖激波的位置：采用CFD方法对设计点状态下旋翼的流动情况进行数值模拟，确定出方位角90°的旋翼前行桨尖激波的位置；

3)确定三角圆锥激波的位置及参数：以方位角为90°时旋翼前行桨尖的激波位置作为参考，设计三角圆锥激波，三角圆锥激波与桨叶表面的交线形成鼓包的前缘线；

4)将三角圆锥激波离散切片，求每个吻切平面激波线上的参数：基于吻切理论，用穿过中轴线的吻切平面对三角圆锥激波进行旋转离散切片，相交产生若干条激波线，在每条激波线上选取N个激波点，根据激波点和旋翼旋转轴的距离计算出该激波点的来流速度，确认该激波点的压力、马赫数、温度，应用兰金-雨贡纽关系式，进一步计算激波点的参数；

5)求解每个吻切平面激波线后的流场参数，确定吻切平面内鼓包的bump型线：根据特征线理论求解每个吻切平面激波线后的流场参数，吻切平面激波线上的每个激波点后都会产生一条流线和C+线，前一个激波点的流线和下一个激波点的C+线相交求解，计算出流场点的位置和参数；以此类推，计算激波后的流场参数，根据激波后的流线即确定吻切平面内鼓包的bump型线；

6)生成三维鼓包型面：将每个吻切平面内的二维鼓包型线光滑重构即生成三维鼓包型面，鼓包后半部分的hump型线采用几何过渡到旋翼桨尖表面的方法生成。