一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法技术

一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法，涉及直升机旋翼。提供将桨叶前缘的气流引到桨尖的端面，削弱桨尖涡的强度，以达到降低桨‑涡干扰噪声效果的一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法。在后掠桨尖上，确定开孔数目、孔的大小与间距；设计连接管道；确定开孔位置。由于后掠桨尖具有延迟激波、减小翼型阻力等优点，在高速直升机上广泛应用。提出的桨尖开孔方案，能够让翼型前缘的气流更多地流入管道，并且使得气流垂直于桨尖端面射出，大大削弱桨尖涡的强度，从而降低旋翼桨‑涡干扰噪声。所述基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法，结构简单，实现方便，不需要额外复杂的控制系统，降噪效果显著，是一种很有潜力的旋翼噪声抑制方案。

【技术实现步骤摘要】
一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法
本专利技术涉及直升机旋翼，尤其是涉及一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法。
技术介绍
与固定翼飞机相比，直升机具有垂直起降、高机动性和空中悬停等优势，在军用和民用领域都得到了广泛地应用。然而直升机旋翼旋转过程中，先行桨叶产生的桨尖涡与后继桨叶碰撞后产生桨-涡干扰(Blade-VortexInteraction,BVI)效应，导致后继桨叶的表面压强分布急剧变化，产生强烈的桨-涡干扰噪声。桨-涡干扰噪声是直升机的主要噪声源之一，对直升机的隐身性能等产生重大影响，因此，如何降低桨-涡干扰噪声是直升机旋翼降噪研究的重点和难点。抑制桨-涡干扰噪声的措施主要是用流动控制的方法来削弱桨尖涡的强度，从而降低桨-涡干扰噪声，具体措施包括优化桨尖的形状，如采用后掠、尖削、下反等桨尖形状；加装桨尖削涡装置，如后缘扰流片、桨尖小翼、端板；以及施加控制力的方法，如高阶谐波控制、单独桨叶控制、主动襟翼控制等。优化桨尖形状和加装桨尖削涡装置的方法对抑制桨-涡干扰有一定的效果，但是没有一款能同时兼顾气动、减振和降噪性能。施加控制力的方法需要复杂的控制系统，技术实现难度大。因此，有必要进一步研究更加简便的抑制桨-涡干扰噪声的方法。近年来，一种桨尖开孔的方法(HanYO,andBaeH.Modificationofthetipvortexbyspanwiseslots[J].KSASKoreanJournal,1998,27(5):1–7.)应用于矩形桨尖。研究表明通过在桨叶的前缘与桨尖端面之间开孔，两孔中间通过管道连接。当旋翼桨叶旋转时，桨叶前缘入口与桨尖端面出口之间会存在压力差，驱使气流从桨叶前缘的入口流进，再由桨尖端面的出口流出，形成连续动量射流。射流进入桨尖涡的涡核区域，促使桨尖涡在生成和早期发展时期耗散，从而减弱旋翼桨-涡干扰所引起的噪声。然而在新一代高速飞行的直升机，如阿帕奇、科曼奇等均采用后掠桨尖以推迟桨尖上激波的产生，从而减小阻力。因此，对于采用后掠桨尖的旋翼，有必要提出一种基于后掠桨尖开孔的方法来抑制桨尖涡，达到降低桨-涡干扰噪声的效果。
技术实现思路
本专利技术旨在提供将桨叶前缘的气流引到桨尖的端面，削弱桨尖涡的强度，以达到降低桨-涡干扰噪声效果的一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法。本专利技术包括以下步骤：1)在后掠桨尖上，确定开孔数目、孔的大小与间距；在步骤1)中，所述在后掠桨尖上，确定开孔数目、孔的大小与间距的具体方法可为：根据抑制桨涡干扰所需气流流量，确定开孔数目、大小与间距；为了使孔所受应力均匀，桨尖前缘进气孔和端面吹气孔都选择圆孔。2)设计连接管道；在步骤2)中，所述设计连接管道的具体方法可为：为了尽可能地削弱桨-涡干扰，管道在前缘开孔处的切线需与旋翼的转轴垂直，以捕获最大的空气流量；管道在桨尖端面开孔处的切线需与端面垂直，以达到最大的削涡效果；管道路径保持光滑过渡，减少摩擦损失；分别采用椭圆形方程和圆形方程加直线段两种方法设计连接管道，其中第一种方法椭圆形方程所生成的路径走势为四分之一椭圆，在前缘开孔处的切线与旋翼的转轴垂直，在桨尖端面开孔处的切线与端面垂直；第二种方法所生成的路径走势为四分之一圆弧加直线段，其中直线段与旋翼的转轴垂直，且与圆弧段相切，圆弧段在桨尖端面开孔处的切线与端面垂直。3)确定开孔位置。在步骤3)中，所述确定开孔位置的具体方法可为：以前缘桨尖点为原点，桨尖端面的开孔位置主要根据开孔数目、直径以及旋翼弦长等信息，获得各孔心到原点的距离；桨尖前缘的开孔位置主要参考第二步中不同方案进行选取。本专利技术的优点如下：由于后掠桨尖具有延迟激波、减小翼型阻力等优点，在高速直升机上广泛应用。本专利技术提出的桨尖开孔方案，能够让翼型前缘的气流更多地流入管道，并且使得气流垂直于桨尖端面射出，大大削弱桨尖涡的强度，从而降低旋翼桨-涡干扰噪声。本专利技术所述基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法，结构简单，实现方便，不需要额外复杂的控制系统，降噪效果显著，是一种很有潜力的旋翼噪声抑制方案。附图说明图1为直升机旋翼后掠桨尖桨-涡干扰示意图。图2为直升机旋翼后掠桨尖开孔抑制桨-涡干扰示意图。图3为直升机旋翼后掠桨尖上开孔示意图。图4为椭圆形管道连接示意图。图5为椭圆形连接管道开孔定位图。图6为圆形连接管道示意图。图7为圆形连接管道开孔定位图。图8为直升机后掠旋翼三维涡量云图(左侧为无孔，右侧为开孔)。图9为直升机后掠旋翼不同涡龄角相同位置涡量分布云图(左侧为无孔，右侧为开孔)。具体实施方式图1表示旋翼桨-涡干扰的原理，先行桨叶1产生的桨尖涡4与后继桨叶3接触，产生桨-涡干扰效应。在图1中，标记2为直升机旋翼的旋转方向。图2和图3分别表示直升机后掠开孔旋翼桨-涡干扰抑制原理图与示意图，前方来流8通过桨尖前缘进气孔9和端面吹气孔11的压力差在端面处产生连续动量射流12。后掠桨尖有孔的先行桨叶5产生桨尖涡7的过程中，受开孔产生射流12的影响，桨尖涡7涡核发生耗散、尺寸变大。当桨尖涡7与后继桨叶6接触时，涡旋强度已经有所降低，桨-涡干扰效应明显减弱。由于涡是流体运动的声音，削弱桨尖涡涡强的同时也相应程度降低了气动噪声。在图2中，标记10为连接后掠桨尖前缘进气孔与桨尖端面吹气孔之间的管道。具体实施步骤如下：步骤一：在后掠桨尖上，确定开孔数目、大小与间距。开孔的数目N为2～5个。开孔的直径D为(0.03～0.09)CL，两孔间距d为(0.09～0.2)CL，其中CL为桨尖位置翼型的弦长。步骤二：设计连接管道。连接管道为等截面管道，中心连线在同一平面上。为了保证出口流场品质，管道路径需要光滑过渡。本专利技术提出两种路径走势方案。方案1：采用椭圆形曲线来设计管道路径，曲线满足椭圆形方程(1)(参见图4)。为了使得气流尽可能流入管道，路径18在桨尖前缘进气孔孔心14的切线15须与前方来流8方向一致，即与直升机旋翼轴线13垂直；为了使得出口射流能够消散桨尖涡，路径18在端面孔吹气孔孔心19的切线20须与端面垂直。因此，图4中AA’两点分别对应椭圆的长/短轴(或短/长轴)顶点，所构成曲线表示椭圆的四分之一弧线。以连接管道AA’为例，已知A、A’点的坐标分别为(xA,yA)与(xA',yA')，且分别是椭圆的长/短轴(或短/长轴)顶点。根据上述的几何关系可知：b＝(yA-yA')2，c＝yA'，从而得到椭圆方程。因此只要给定A、A’点的坐标就可以构造出本方案所需要的管道路径。在图4中，标记16为椭圆形连接管道圆心，17为后掠桨尖尖点。椭圆形连接管道开孔定位图参见图5。方案2：采用圆形方程(2)外加直线段设计路径曲线走势(参见图6)。该路径包括圆弧段21和直线段22。圆弧段21为四分之一圆弧，在端面吹气孔孔心19处切线与端面垂直，以保证最大桨尖涡耗散；直线段22与直升机旋翼转轴13垂直，且与圆弧段21在A”点处相切，在保证最大流量捕获的同时满足路径的光滑过渡。x2+(y-c)2＝r2(2)以连接管道AA’为例，已知A点的坐标为(xA,yA)，圆弧AA”与圆心O的夹角∠A”OA＝90°。根据上述几何关系可知：A”的坐标为(yA,0)，A’的坐标为(yA,-yAsinα)。因此只需要给定A点的坐标就可以构造出本方案所本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法，其特征在于其包括以下步骤：1)在后掠桨尖上，确定开孔数目、孔的大小与间距；2)设计连接管道；3)确定开孔位置。

【技术特征摘要】
1.一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法，其特征在于其包括以下步骤：1)在后掠桨尖上，确定开孔数目、孔的大小与间距；2)设计连接管道；3)确定开孔位置。2.如权利要求1所述一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法，其特征在于在步骤1)中，所述在后掠桨尖上，确定开孔数目、孔的大小与间距的具体方法为：根据抑制桨涡干扰所需气流流量，确定开孔数目、大小与间距；为了使孔所受应力均匀，桨尖前缘进气孔和端面吹气孔都选择圆孔。3.如权利要求1所述一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法，其特征在于在步骤2)中，所述设计连接管道的具体方法为：管道在前缘开孔处的切线需与旋翼的转轴垂直，以捕获最大的空气流量；管道在桨尖端面开孔处的切线需与端面垂直，以达到...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈荣钱，王李璨，王旭，朱呈祥，尤延铖，
申请(专利权)人：厦门大学，
类型：发明
国别省市：福建,35