一种直升机噪声预警方法技术

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。直升机噪声预警系统将主动预警。直升机噪声预警系统将主动预警。

【技术实现步骤摘要】
一种直升机噪声预警方法


[0001]本专利技术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。

技术介绍

[0002]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。
[0003]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。
[0004]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。
[0005]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。

技术实现思路

[0006]为了克服以上不足，本专利技术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。
[0007]技术方案：一种直升机噪声预警方法，所述方法包括：
[0008]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。
[0009]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；
[0010]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。
[0011]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；
[0012]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。
[0013]进一步的，步骤1包括：
[0014]步骤11：确定直升机型号；
[0015]步骤12：根据直升机型号，获得直升机几何外形和总体参数；
[0016]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；
[0017]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；
[0018]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。
[0019]进一步的，步骤13包括：
[0020]步骤131：旋翼/尾桨桨叶网格生成；
[0021]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。
[0022]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。
[0023]进一步的，步骤3包括：
[0024]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。
[0025]进一步的，步骤4具体包括：
[0026]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：
[0027][0028]点A处的噪声SPL
A
可由以下公式计算：
[0029][0030]进一步的，方法还包括：
[0031]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。
[0032]进一步的，所述噪声限定值的范围为85分贝
‑
120分贝。
[0033]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。
[0034]综上所述，本专利技术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
[0035]图1为本专利技术提供的一种直升机噪声预警方法的流程示意图。
[0036]图2为本专利技术提供的二维插值方法。
[0037]图3为本专利技术提供的数值噪声仿真数据库。
[0038]图4为本专利技术提供的地面观测点噪声计算示意图。
具体实施方式
[0039]实施例一
[0040]如图1所示，本专利技术提供一种直升机噪声预警方法，方法包括：
[0041]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。
[0042]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。
[0043]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。
[0044]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。
[0045]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。
[0046]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。
[0047]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Q
11
＝(μ1，α
TPP1
)、Q
12
＝(μ1，α
TPP2
)、Q
21
＝(μ2，α
TPP1
)、Q
22
＝(μ2，α
TPP2
)四个位置点的值，首先在μ方向进行线性插值，得到：
[0048][0049][0050]然后在α
TPP
方向进行线性插值，得到：
[00本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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Farassa...

【专利技术属性】
技术研发人员：李志彬，曾伟，孙伟，张羽霓，袁明川，
申请(专利权)人：中国直升机设计研究所，
类型：发明
国别省市：