旋翼桨尖几何形状对旋翼气动噪声影响的定量计算分析
悬停状态桨尖形状对中小型旋翼的影响
Ｋｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄ ｓ ：ｈ ｏ ｖ ｅ ｒ ；ｂ ｌ ａ ｄ ｅ ｔ ｉ ｐ ｖ ｏ ￣ｅ ｘ ；ｔ ａ ｐ ｅ ｒ ；ｓ ｗ ｅ ｅ ｐ ｂ ａ ｃ ｋ；ｃ ａ ｔ ｈ ｅ ｄ ｒ ａ ｌ ｓ
Ｑ Ｉ Ｎ Ｊ ｉ ｅ ，Ｈ Ｅ Ｍｉ ｎ ｔ ａ ｏ ，Ｓ Ｈ Ａ Ｏ Ｗｅ ｉ ｐ ｉ ｎ ｇ ，Ｓ Ｈ Ｉ Ｙ ｕ ｊ ｉ ｅ ，Ｈ Ａ Ｎ Ｙ ｕ
（ １ Ｓ ｈ ｅ ｎ ｙ ａ ｎ ｇ Ｌ ｉ ｇ ｏ ｎ ｇ Ｕ ｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ ， Ｓ ｈ ｅ ｎ ｙ ａ ｎ ｇ １ １ ０ １ ５ ９ ，Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ； ２ Ｍ ｉ ｌ ｉ ｔ ａ ｒ ｙ Ｒ ｅ ｐ ｒ ｅ ｓ ｅ ｎ ｔ ａ ｔ ｉ ｖ ｅ Ｏ ｉｃ ｆ ｅ ｏ ｆ Ｎ ａ ｖ ｙ Ａ ｍ ｍｕ ｎ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ ｉ ｎ Ｓ ｈ ｅ ｎ ｙ ａ ｎ ｇ Ａ ｒ ｅ ａ ， Ｓ ｈ ｅ ｎ ｙ ａ ｎ ｇ １ １ ０ １ ０ ０， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）
１ １ ０ １ ０ ０ ）
要： 针 对 悬 停 状 态 中小 型 飞行 器 气 动 性 能 ， 考虑桨 尖涡对飞行器桨叶桨尖的影响 ， 分 析 了 不 同 形状 桨 尖 桨
叶气动特性及其变化规律 。尖削桨尖旋翼可有效 削弱桨尖涡 ， 从而降低旋翼 的阻力距 。桨尖 涡导致桨尖处下 洗 速度减小 ， 使桨尖处 桨叶截面翼型的实际迎角增大 。随着转速 的提高 ， 桨尖雷诺数 的增大 ， 尖削桨尖的优势 才逐渐体现 。 关键词 ： 悬停 ； 桨尖涡 ； 尖削； 后掠 ； 下 反
ｄ ｕ ｃ ｅ ｄ ｂ ｙ ｓ ｈ ａ ｒ ｐ ｅ ｎ ｉ ｎ ｇ ｐ ａ ｄ ｄ ｌ ｅ ｂ ｌ ａ ｄ ｅ ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｒ ｅ ｓ ｉ ｓ ｔ ｉ ｎ ｇ ｍｏ ｍｅ ｎ ｔ ｏ ｆ ｒ ｏ ｔ ｏ ｒ ｉ ｎ ｈ ｏ ｖ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ ．Ｔ ｈ ｅ ｔ ｕ ｒ ｂ ｕ ｌ ｅ ｎ ｃ ｅ ｒ ｅ ｄ ｕ ｃ ｅ ｓ ｄ ｏ ｗｎ ｗ ａ ｓ ｈ ｓ ｐ ｅ ｅ ｄ ｉ ｎ ｔ ｈ ｅ ｂ ｌ ａ ｄ ｅ ｔ ｉ ｐ ａ ｎ ｄ ｅ ｎ ｌ ａ ｒ ｇ ｅ ｓ ａ ｎ ｇ ｌ ｅ ｏ ｆ ａ ｔ ｔ ａ ｃ ｋ ｏ ｆ ｐ ａ ｄ ｄ ｌ ｅ ｂ ｌ ａ ｄ ｅ ｓ ｅ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ．Ａ ｌ ｏ ｎ ｇ ｗ ｉ ｔ ｈ ｉ ｎ ｃ ｒ ｅ ａ ｓ ｅ ｏ ｆ ｒ ｏ ｔ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ｐ ｅ ｅ ｄ ａ ｎ ｄ Ｒ ｅ ｙ ｎ ｏ ｌ ｄ ｓ ｎ ｕ ｍｂ ｅ ｒ ，ｔ ｈ ｅ ｓ ｕ ｐ ｅ ｒ ｉ ｏ ｒ ｉ ｔ ｙ ｏ ｆ ｓ ｈ ａ ｒ ｐ —
飞行器气动噪声的测量与分析
飞行器气动噪声的测量与分析在现代航空航天领域，飞行器的气动噪声问题日益受到关注。
随着飞行器速度的不断提高以及人们对乘坐舒适性要求的提升，降低气动噪声已经成为飞行器设计中的一个重要环节。
为了有效地控制和降低气动噪声，首先需要对其进行准确的测量和深入的分析。
飞行器气动噪声的产生源于复杂的空气动力学现象。
当飞行器在空气中高速运动时，气流与飞行器表面相互作用，产生各种不稳定的流动结构，如湍流、边界层分离和漩涡等。
这些流动结构会导致压力的波动，从而产生声波，形成气动噪声。
要对飞行器气动噪声进行测量，需要采用一系列先进的技术和设备。
常见的测量方法包括麦克风阵列测量、激光多普勒测速（LDV）以及粒子图像测速（PIV）等。
麦克风阵列测量是一种广泛应用的方法。
通过在特定位置布置多个麦克风，组成阵列，可以同时测量多个点的声压信号。
这些信号经过处理和分析，可以得到噪声的强度、频率分布以及声源的位置等重要信息。
在实际测量中，麦克风的布置位置和数量需要根据飞行器的形状、尺寸以及噪声的特点进行精心设计，以确保测量结果的准确性和可靠性。
激光多普勒测速（LDV）和粒子图像测速（PIV）则主要用于测量气流的速度场。
通过了解气流的速度分布和流动特性，可以深入研究噪声产生的机制。
例如，LDV 可以精确测量单点的速度，而 PIV 能够获取整个流场的速度分布图像。
在测量过程中，环境因素也会对测量结果产生影响。
例如，背景噪声、风洞的湍流度以及测量设备的振动等都可能引入误差。
为了减少这些影响，通常需要在测量前对环境进行严格的控制和校准，采用先进的信号处理技术来去除噪声和干扰。
对测量得到的数据进行分析是理解飞行器气动噪声的关键步骤。
首先，需要对噪声信号进行频谱分析，以确定噪声的主要频率成分。
通过频谱分析，可以了解噪声在不同频率下的能量分布，从而找出噪声的主要贡献频率。
此外，波束形成算法也是常用的分析手段之一。
该算法可以根据麦克风阵列测量得到的声压信号，计算出声源的位置和方向。
复合材料旋翼桨叶固有特性和气弹稳定性分析
复合材料旋翼桨叶固有特性和气弹稳定性分析何斌;孟雷;赵军;胡仁伟;程小全【摘要】以专用旋翼桨叶建模与参数计算软件和直升机旋翼计算分析软件CAMRADII为基础,以某复合材料旋翼桨叶为例,对复合材料旋翼桨叶结构固有特性与气动弹性问题进行了分析.结果表明,桨叶挥舞频率随着转速提高而增大,扭转和摆振频率随转速变化可以忽略,桨叶各阶频率随着变距角增大变化很小.额定状态下桨叶固有特性和气动弹性稳定性均满足设计要求,不会发生共振或者气动弹性不稳定的情况.【期刊名称】《高科技纤维与应用》【年(卷),期】2015(040)006【总页数】6页(P45-49,54)【关键词】复合材料;旋翼桨叶;计算分析软件;固有特性;气动弹性【作者】何斌;孟雷;赵军;胡仁伟;程小全【作者单位】北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191;中航工业直升机研究所,江西景德镇333001;中航工业直升机研究所,江西景德镇333001;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191【正文语种】中文【中图分类】V211.470 引言复合材料在直升机旋翼桨叶上的实际应用始于1960年代。
1968年法国宇航公司SA341直升机复合材料旋翼桨叶研制成功。
在此基础上，发展形成了法国宇航公司有代表性的C形玻璃纤维单向带大梁、玻璃布/碳布蒙皮、泡沫填芯多闭室旋翼桨叶结构形式，如“海豚”直升机旋翼桨叶[1～2]。
我国1970年代开始研制复合材料旋翼桨叶，如延安二号直升机旋翼桨叶。
1980年代，我国生产了Z-9直升机，其复合材料用量超过50%，为我国直升机大面积使用复合材料打下了良好基础[3]。
1980年代我国还引入“海豚”直升机生产专利，完全掌握了“海豚”直升机复合材料旋翼桨叶、星型柔性桨毂设计和生产技术。
25B旋翼原理样机完全采用国产复合材料研制的桨叶[4]，也实现了装机试飞验证。
国产直升机复合材料旋翼桨叶基本上是C形玻璃纤维大梁、玻璃布/碳布蒙皮和泡沫填芯闭室旋翼桨叶结构形式，具有与法国宇航公司复合材料旋翼桨叶相似的特点。
倾转旋翼机旋翼对机翼气动干扰的建模及分析
为有效地 模 拟倾 转旋翼 机 的旋翼／ 翼气 动干 扰 机 问题 ， 文尝 试 建立 一 个 全 耦 合 的旋 翼／ 翼 气 动 干 本 机 扰 分 析 的 迭 代 计 算 模 型 。 桨 叶 的 模 拟 采 用 了 Ｗｅ ｓ ｇ ｒ ｉ ｉ ｅ —Ｌ升 力 面模 型 ， 模 型可较 好地 计 人桨 叶 ｓｎ 该 三维效 应 ； 翼尾 迹 则 建 立 了 畸变 的 自 由尾 迹 模 型 ， 旋 以适 合 于倾转 旋 翼／ 翼 干 扰 的尾 迹 分 析 ； 时建 立 机 同 了一 个厚 度机翼 面元 模 型 ， 由源面元 和偶极 子面 元计
一
翼／ 机翼 的全耦 合 。 国内直 升机 气动干扰 领域 的研究
主要 针 对 旋 翼 ／ 身 的 干 扰 问 题 （ 如 文 献 ［ ］ 机 例 ９、 ［Ｏ ）但 与机 身 不 同 ， 翼 的气 动建 模 ， 必 须 考 虑 １］ ， 机 还
其升 力 的影 响 。需 要 指 出 的 是 ， 年 来 Ｃ Ｄ方 法 在 近 Ｆ 研究 旋翼 ／ 翼气 动干 扰方 面发 展很快 ， 机 但还不 成熟 ， 因此 涡结合 面元 方法仍 是 目前旋 翼／ 机翼 气动 干扰 计
述 方 法 ， 单独 倾 转 旋 翼 下 洗 流 分 布 以及 旋 翼 对 机 翼 的气 动 干 扰 影 响 进 行 了 计 算 。 结 果 表 明 ， 旋 翼 下 洗 流 场 的 对 在
干 扰 下 ， 翼各 剖 面 都产 生 向下 载 荷 ， 并 非 简 单 地 随 拉 力 系 数 的 增 大 而 增 大 ； 翼 受 到 的 旋 翼 干 扰 影 响 与旋 翼 下 机 但 机 洗 流 沿 桨 叶展 向变 化 密 切 相 关 。
析 旋 翼 对 机 翼 的 气 动 干 扰影 响 。 在该 方法 中 ， 较 好 地 模 拟 大 桨 盘 载 荷 及 大 扭 转 桨 叶 的 气 动 特 征 ， 翼 桨 叶 采 用 为 旋 Ｗｅ ｓ ｇｒ ｉｉ ｅ Ｌ升 力 面 模 型 ； 考 虑 厚 度 效 应 及 机 翼 的 升力 影 响 ， 立 了 包含 源 面 元 和 偶 极 子 面 元 的 厚 度 机 翼 模 型 ； ｓｎ － 为 建 为 正确模拟旋翼桨尖涡与机翼表面问的贴近干扰 ， 用 了一个“ 析数 值匹配法 ” “ 近涡／ 干扰 模型” 采 分 的 贴 面 。应 用 上
轻型民用直升机AC311A适航审定状态气动噪声数值模拟
轻型民用直升机AC311A适航审定状态气动噪声数值模拟作者：张勇勇孙伟曹亚雄来源：《航空科学技术》2020年第04期摘要：针对AC311A轻型民用直升机，开展了适航审定状态的气动噪声数值模拟研究。
其中，采用高效的运动嵌套网格技术模拟旋翼各片桨叶之间以及旋翼/机身/尾桨之间复杂的相对运动关系，并基于CFD/FW-H方程建立了一个适合于直升机全机气动噪声的计算模型。
然后，针对AC311A轻型民用直升机适航审定状态下孤立旋翼和旋翼/机身/尾桨全机系统，计算得到了其流场、气动和噪声特性，分析了该状态下气动干扰对噪声的影响规律。
在此基础上，获得了一些有益的结论。
关键词：直升机；气动噪声；适航审定；数值模拟中图分类号：TB122文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.04.005直升机作为一种特殊的运输工具在民用领域得到了长足的发展，被广泛用于救援救护、物质运输等领域。
民用直升机常在人口密集的城区飞行、起降，对周围环境容易产生较大的噪声污染，这也是一直制约其更大规模应用的重要因素[1-3]。
民用直升机的噪声性能也是影响乘客舒适度、提高市场竞争力的重要性能指标。
而轻型民用直升机在旅游观光、私人驾驶、航空摄影等方面都具有广泛的应用前景，对其噪声特性开展研究，具有较好的实际应用价值。
气动噪声是民用直升机适航状态下测量点处的主要噪声成分，而主要声源则是来自于旋翼和尾桨。
此外，机身对旋翼和尾桨的气动干扰对全机气动噪声水平也存在一定影响。
为此，要分析模拟民用直升机适航状态噪声，必须考虑对直升机旋翼/机身/尾桨组合声场的计算。
在国外，Melone等[4]采用自由尾迹方法和FW-H方程针对多个飞行状态下旋翼/尾桨干扰的气动和噪声特性进行了数值分析，得到了气动干扰对旋翼和尾桨气动、噪声特性都有重要影响的结论；Yin等[5]针对BO-105直升机旋翼/尾桨干扰问题进行了计算，并与HeliNOVI项目[6]的试验结果进行了对比，发现尾桨噪声在爬升和高速平飞状态起重要作用，且尾桨噪声对尾桨旋转方向较为敏感。
旋翼翼型-桨尖涡干扰的数值模拟
旋翼翼型-桨尖涡干扰的数值模拟
曹义华;康鹏斌;于子文
【期刊名称】《航空动力学报》
【年(卷),期】2003(18)5
【摘要】采用Kirchhoff方法计算NACA0012翼型的远场气动噪声,Kirchhoff面为包围整个翼型的一层网格。
首先采用欧拉方程计算程序求解得到翼型的Kirchhoff面上在桨尖涡干扰下的近场气动流场解,再根据Kirchhoff方法求解远场声压。
从而体现出在计算桨涡干扰噪声时,旋翼CFD技术与Kirchhoff方法相结合的良好效果。
【总页数】4页(P604-607)
【关键词】桨涡干扰噪声;数值模拟;旋翼;翼型;气动噪声;欧拉方程;直升机;气动分布【作者】曹义华;康鹏斌;于子文
【作者单位】北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系
【正文语种】中文
【中图分类】V212.4
【相关文献】
1.悬停旋翼桨尖涡吹气控制的数值模拟 [J], 肖中云;江雄;陈作斌
2.旋翼桨尖涡生成及演化机理的高精度数值研究 [J], 叶舟;徐国华;史勇杰
3.旋翼非定常平行桨-涡干扰流场的数值模拟 [J], 史勇杰;招启军;徐国华
4.旋翼桨叶翼型流场和跨音速翼涡干扰噪声研究 [J], 曹义华;康鹏斌;于子文
5.悬停状态旋翼桨尖涡IDDES方法数值模拟研究 [J], 付炜嘉;马经忠;李杰
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新型桨尖抑制旋翼跨声速噪声特性的影响机理分析
, 马奕扬
(南 京 航 空 航 天 大 学 直 升 机 旋 翼 动 力 学 国 家 级 重 点 实 验 室 ，江 苏 南 京 210016) 摘 要 ： 为研究不同形式的新型桨尖在抑制旋翼跨声速噪声特性方面的作用机理， 以
U பைடு நூலகம் -1H 模 型 旋 翼 为 基 准 ， 开
展 了 多 种 后 掠 和 前 掠 桨 尖 对 旋 翼 高 速 脉 冲 噪 声 特 性 的 数 值 分 析 研 究 。采 用 积 分 形 式 的 可 压 缩 雷 诺 平 均 Navicr 度 的 Roe -M U SC L 格 式 ， 湍 流 模 型 选 用 Baldwin -Lom ax 模 型 。在
附近的离域化（ d clocaiation )现 象 以 及 高 速 脉 冲 噪 声 特 性 ， 通过四极子噪声和单极子噪声的对比分析， 揭示了旋翼
旋翼的跨声速噪声的计算， 验 证 了 噪 声 预 测 方 法 的 有 效 性 。在 此 基 础 上 ， 研究了在不同桨尖马赫数下的旋翼桨尖
跨 声 速 噪 声 产 生 机 理 。然 后 ， 着重研究了不同外形参数的后掠和前掠桨尖旋翼在抑制旋翼跨声速特性方面的影响 规 律 。计 算 结 果 表 明 ： 随着桨尖马赫数的增加， 旋翼高速脉冲噪声辐射愈加强烈， 离域化现象愈加明显； 后掠和前 掠桨尖旋翼均可以不同程度地减弱激波强度， 能有效抑制离域化现象的产生， 从而降低旋翼跨声速噪声水平； 前掠 桨尖旋翼还可以驱使激波位置向桨叶内侧移动， 减弱其对桨叶外部空间区域的影响， 能更有效地抑制离域化现象 的产生。 关键词： 旋翼； 高速脉冲噪声； 离域化； 新型桨尖； NaVer -S tokes 方 程 ； FW -H _ p d s 方程 中图分类号： V 211. 3; 0122.2 文献标识码： 八 doi : 10. 7638/ kqdlxxb -2015. 0084
螺旋桨气动噪声控制的实验研究
螺旋桨气动噪声控制的实验研究随着民用航空、海事、水上运输和轴承制造等领域的不断发展，螺旋桨在其中都占有重要的地位。
螺旋桨起到了传递动力、提高效率等重要作用，但同时也会产生噪声，给人们的生活带来不少干扰。
因此，研究如何控制螺旋桨的噪声问题，成为了当前工程学科研究的热点之一。
本文将以螺旋桨的气动噪声控制为研究对象，介绍相关实验研究的情况和进展。
一、螺旋桨的噪声来源螺旋桨气动噪声是由于螺旋桨旋转时因运动所引起的气体流动而产生的噪声，主要由以下因素产生：1. 转速螺旋桨转速的提高，意味着其同步的压力脉动也会增强，增加了噪声的强度。
2. 流场螺旋桨周围的气动流场会影响噪声的产生和传播。
如速度梯度的不均匀性，存在速度梯度的流场下，气体分子在运动时相互碰撞，会使得噪声的产生效应增强。
3. 桨型螺旋桨的各个部分的结构、几何形状以及材料等也均会对噪声产生有所影响。
4. 激扰源如旋转桨翼表面的气流、旋转平面周围络绎不绝的涡流等也是产生噪声的重要激扰源。
二、螺旋桨气动噪声的控制方法目前，螺旋桨气动噪声控制的方法主要有以下几种：1. 螺旋桨改善设计通过螺旋桨形状的改良，使得其气动噪声的产生得到抑制。
如通过加装噪声隔板、舱壁材料的改善等。
2. 螺旋桨材料的改进采用吸声材料和微孔防振材料来控制噪声，是常用的策略。
将这些材料用于螺旋桨叶片表面，可以大大减轻噪声的产生。
3. 声学控制技术通过使用声学控制技术比如降噪系统，实现对螺旋桨噪声的控制。
其基本原理是在噪声源和听到噪声的地点之间插入一个反相波的源，从而抵消噪声的幅度。
4. 优化控制方法优化控制方法是一种基于数学优化算法的减噪方法，其核心思想是通过对螺旋桨的结构、激扰源等因素综合考虑，得出最优的噪声控制策略。
三、螺旋桨噪声控制实验研究螺旋桨噪声控制技术涉及到多学科、多领域，因此需要开展相关实验，来验证各种控制策略的有效性。
以下分别介绍几种螺旋桨噪声控制实验研究：1. 喷射迎风圆柱降噪技术喷射迎风圆柱降噪技术是一种采用定向气流的控制方法，其原理是在螺旋桨周围设置一个喷气装置，将气流流向螺旋桨表面，从而减小了气体流动的不规则性。
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Krichhoff 面包含了旋翼桨叶 ,即所有非线性流动效
应的噪声源. 此积分面将声压计算分为内 、外两个区
图 1 固定 Kirchhoff 控制面示意面 Fig11 Illustration of the fixed Kirchhoff surface
[ 收稿日期 ] 2001 - 02 - 05 ; [ 修回日期 ] 2001 - 05 - 21 [ 基金项目 ] 航空基金 (98A53002) 资助项目 [ 作者简介 ] 宋文萍 (1964 - ) ,山东莱州 ,副教授 ,博士 ,从事计算流体力学及相关领域研究.
4) 桨尖形状综合变化的影响 对 UH - 1H 旋翼在奖尖区域 (0191 R 至 110 R) 同时进行后掠 、尖削 、厚度变化 ,梢根比为 0175 ,在 0191 R 处后掠 30°, 翼型由 NACA0012 线性变化至 NACA0009. 图 7 给出了原 UH - 1H 旋翼和桨尖形状 经综合变化后的旋翼在浆尖马赫数 019 时上述观察 点处的噪声. 可以看出 ,综合变化所带来的降噪效果 更加明显 ,声压峰值的降低几乎接近于上述 3 种情 况的叠加.
对 UH - 1H 旋翼在桨尖区域 (0191 R 至 110 R) 进行尖削变化 ,使旋翼桨尖平面形状为梯形 ,计算了 对应两种梢根比 0175 和 015 ,桨尖马赫数为 019 时 上述观察点处的噪声. 图 6 给出了包括原 UH - 1H 旋翼的 3 种桨尖几何形状下的噪声水平比较. 可以 看出 ,桨尖叶片尖削可明显降低噪声的峰值 ,梢根比 越小 ,即越尖削 ,降噪效果越明显. 图 6 中 GSB 表示 梢根比.
570
计 算 物 理
第 18 卷
域进行 ,积分面内的近场声场直接由非定常 Euler方
程解得 ,积分面上用到的参数由求解非定常欧拉方
程得到 ,而在外部认为声波是线性传播的 ,即从积分
面到远场音速 c 为常数. 在某时刻 t ,求解观测点 x
处的声压 pK 的 Kirchhoff 公式为 (已化为数值积分求
2) 桨尖叶片后掠的影响 将 UH - 1H 旋翼在桨尖区域 (0191 R 至 110 R) 分别后掠 30°和 45°,计算其桨尖马赫数为 019 时在 上述观察点处的噪声. 图5给出了包括原UH - 1 H
第 6 期
宋文萍等 :旋翼桨尖几何形状对旋翼气动噪声影响的定量计算分析
571
图 4 桨尖厚度变化对噪声的影响 Fig14 Effect of blade2tip thickness on noise
和公式)
∑ pK ( x , t)
=
1 4π
-
pn r
+
cosθp
c∞r
+
cosθp
r2
ΔS ,
ret
(2)
式 (2) 的积分求和在 Kirchhoff 控制积分面 S 上进行 ,
但用到的声压 p ,声压的时间导数 p ,声压的空间法
向梯度 pn 值是延迟时刻 (retarted time) 的值. 延迟时
宋文萍1 , 韩忠华1 , 王立群2 , 杨爱明3 , 乔志德1
(11 西北工业大学翼型研究中心 ,陕西 西安 710072 ; 2. 空军工程大学 ,陕西 西安 710038 ; 3. 清华大学 ,北京 100084)
[摘 要 ] 采用 CFD 与计算声学相结合的 EulerΠKirchhoff 方法对 UH - 1H 直升机旋翼跨声速悬停流动的远场噪声
延迟时刻的值成为关键.
112 延迟时刻的计算
对于悬停流场 ,选取固定的 Kirchhoff 面时 ,延迟
时间由以下公式求出
τ=
| t-
ri ,j | ,
(3)
c∞
τ为延迟时刻 , t 为某一观测时刻 , c ∞ = γp ∞Πρ∞ , ri , j 为辐射半径 ,其值为
ri , j = ( xG - xi , j ) i + ( yG - yi , j ) j + ( zG - zi , j ) k , (4)
在远场线性区采用 Kirchhoff 积分公式求解. 这样 ,近
场的非线性影响 (如激波影响) 都可以反映到远场噪
声中 ,并同时考虑了声波的衍射和聚集效应.
111 利用 Kirchhoff 公式计算远场声压
Kirchhoff 公式是一个积分表达式 ,用于计算远
场观测点的声压信号. 声压的概念为
p′= p - p ∞ ,
的翼型由 NACA0012 翼型线性变化至 NACA0009 和 NACA0006 ,计算其桨尖马赫数为 019 时在上述观察 点处的噪声. 图 4 给出了包括原 UH - 1H 旋翼的 3 种桨尖几何形状下的噪声水平比较. 可以看出 ,薄翼 型可明显降低噪声的峰值. 图 4～7 中的 RET 均表 示 UH - 1H 旋翼.
进行定量计算 ,并将计算结果与实验值进行比较 ,验证了 EulerΠKirchhoff 方法的正确性. 然后以 UH - 1H 直升机旋翼
为基准旋翼 ,定量计算了对桨尖旋翼翼型厚度 、旋翼尖削度 、后掠角进行变化后的旋翼悬停流场的远场噪声 ,分析
了旋翼桨尖几何形状对噪声的影响. 得出结论 :降低桨尖翼型厚度 、浆尖尖削 、浆尖后掠均可以降低噪声峰值.
1 噪声计算的 EulerΠKirchhoff 方法
旋翼的噪声起源于旋翼非定常运动而引起的其 周围流体的快速非定常变化 ,长期以来对旋翼噪声 的预估主要依赖于实验 ,但随着高速计算机的迅速 发展和 CFD 方法的不断进步 ,近年来采用 CFD 方法 与计算声学相结合预测噪声 ,得到了迅速发展 , Eul2 erΠKirchhoff 方法就是得到广泛应用的方法之一. Eul2 erΠKirchhoff 方法的主要思想是将声场分解成近场和 远场两部分[1] . 在近场非线性区 (声源区) 利用 CFD 方法直接求解非定常 Euler 方程以求得近场噪声 ,而
(1)
其中 p′为声压 , p 为当地压强 , p ∞为大气平均压强.
以下文字中用 p 代替 p′表示声压.
本文选择固定的 Kirchhoff 面 ,如图 1 所示呈圆
柱形 ,其轴线与旋翼转轴重合 ,其上网格点在周向有
均匀的间隔 ,而在垂直方向按一维拉伸函数分布向
旋翼平面集中 ,旋翼在固定积分面内部转动. 固定的
3 结论
本文采用结合 CFD 与计算声学的 EulerΠKirch2 hoff 方法计算了旋翼流动远场噪声 ,分析了旋翼桨 尖形状对噪声的影响. 计算结果表明 ,降低桨尖翼型 厚度 、桨尖尖削 、桨尖后掠均可以降低噪声峰值.
[ 参 考 文 献 ]
[ 1 ] Lyrintzis A S , George A R. Use of the Kirchhoff Method in Acoustics [J ] . AIAA Journal ,1989 ,27 (10) :1451 - 1453.
图 7 综合变化对噪声的影响 Fig17 Effect of combined change of blade2tip shape on noise
由于篇幅所限 ,我们没有给出旋翼桨尖剖面的 表面压力分布图. 对前面各种桨尖形状旋翼的桨尖 剖面压力分布分析后 ,我们得出这样的结论 :激波强 度越弱 ,负压峰值越低 ,旋翼产生的噪声越小.
[ 关键词 ] 旋翼 ;欧拉方程 ;气动噪声 ; Kirchhoff 公式
[ 中图分类号 ] V211173
[ 文献标识码 ] A
0 引言
直升机旋翼的气动噪声是限制直升机广泛应用 的主要原因. 在现代直升机的设计中 ,降低噪声已成 为直升机设计的重要设计目标之一. 本文主要研究 对旋翼噪声水平起主导作用的桨尖区域几何形状对 噪声大小的影响 ,进而为旋翼设计提供设计依据. 首 先采用 EulerΠKirchhoff 方法对直升机旋翼悬停流动 的高速脉冲噪声进行了定量计算 ,以 UH - 1H 旋翼 为例 ,计算了跨声速远场噪声 ,计算结果得到了实验 结果的验证 ,然后以 UH - 1H 直升机旋翼为基准旋 翼 ,定量计算了对桨尖旋翼翼型厚度 、旋翼尖削度 、 后掠角进行变化后的旋翼悬停流场的远场噪声 ,分 析了旋翼桨尖几何形状对噪声的影响.
测点声压信号随时间变化的规律. 但计算值的负压 峰值及相位与实验值有小的差别 ,其原因可能是欧 拉方程忽略了粘性影响 ,只计及了一部分的四极子 噪声以及在积分和插值中存在的截断误差.
图 2 Mtip = 0185 时计算声压值与实验值的比较 Fig12 Comparison of measured and calculated results for Mtip = 0185
第 18 卷 第 6 期 2001 年 11 月
计 算 物 理
CHINESE JOURNAL OF COMPUTATIONAL PHYSICS
Vol . 18 ,No. 6 Nov. , 2001
[ 文章编号 ] 10012246X(2001) 0620569204
旋翼桨尖几何形状对旋翼气动噪声影响 的定量计算分析
其中 x G , y G , z G 为观测点坐off 面上面元中心点坐标.
2 计算与分析