直升机气动噪声抑制与飞行测试研究进展

直升机在军用和民用领域发挥着越来越重要的作用，新的旋翼技术和构型不断出现，对直升机噪声研究需不断深入和更新。本文首先概述了旋翼（尾桨）的噪声产生机理和传播规律，并扩展到存在复杂气动或噪声干扰的共轴刚性旋翼高速直升机和倾转旋翼机；接下来介绍了直升机飞行噪声测量进展，已发展成多种测量方式作为降噪设计的验证和评估手段；然后综述了降噪设计技术的发展现状：旋翼被动降噪技术已在直升机领域得到大量应用，直升机噪声水平稳步降低；变转速控制技术和低噪声轨迹优化技术逐渐走向成熟；旋翼主动降噪技术更多地停留在实验室阶段，尚需在驱动装置、控制规律等方面开展进一步研究。最后总结了直升机降噪设计现状，并展望了未来发展方向。     

旋翼转速变化对直升机需用功率、配平、振动及噪声的影响分析

建立了适用于变转速旋翼直升机的综合分析模型,该模型可用于综合分析直升机稳态飞行时的旋翼需用功率、全机配平操纵、旋翼桨毂振动水平与旋翼气动噪声。并且使用UH-60A"黑鹰"直升机的飞行试验数据及相关研究结果验证综合分析方法的准确性。在此基础上,分析旋翼转速变化对旋翼需用功率、全机配平操纵、旋翼桨毂振动水平与旋翼气动噪声的影响,从而为转速优化设计提供依据。结果表明,改变旋翼转速会导致上述4个特性同时发生明显变化,而在本文算例中适当地降低旋翼转速可最多降低19.2%的旋翼需用功率与6.7%的旋翼气动噪声,但是却会造成旋翼操纵受限和旋翼桨毂振动增加的不良后果。     

基于无限元方法的直升机外部噪声仿真分析

为了准确地模拟直升机飞行中的外部噪声,建立了耦合计算流体力学/计算气动声学(Computational fluid dynamics/Computational aeroacoustics,CFD/CAA)的直升机机外噪声预测方法。气动计算采用CFD方法模拟旋翼、尾桨气动力以及气动干扰;噪声计算采用声学无限元方法,考虑固体边界的声散射效应和大气传播中的声衰减特性。以AC311A直升机为例,开展适航规范要求下的飞越噪声计算和分析。飞行试验结果对比分析验证了本文方法能够有效地用于直升机机外噪声的评估与分析。最后进行了误差分析,为直升机外部噪声评估算法和仿真模型的优化提供参考。     

斜下降飞行状态的旋翼桨 涡干扰噪声高效计算方法及降噪

将旋翼涡系理论与旋翼噪声计算方法相结合,建立了一个新的适用于桨-涡干扰(Blade-vortex interaction,BVI)噪声简化计算的方法。一方面,为推导桨-涡干扰噪声的解析表达式并简化运算过程,气动计算采用了基于实验的Beddoes修正涡系模型,噪声计算则使用Farassat 1A声学公式的载荷噪声项,并通过紧致源假设,实现了旋翼BVI噪声的解析推导;另一方面,为了分析直升机飞行参数对旋翼桨-涡干扰噪声的影响,将旋翼的飞行姿态与直升机旋翼气动计算模型相结合,建立了受飞行参数影响的BVI噪声声压计算模型。然后,进行了相关的算例计算,并与可得到的实验数据进行了对比,验证了所建立方法的有效性。在此基础上,应用该方法研究了桨-涡干扰状态下飞行参数对桨盘入流、桨-涡垂直间距这两个重要参数的影响,着重计算分析了斜下降飞行时出现强BVI噪声辐射的飞行航迹角和前进比范围,得出了有意义的结论。     

共轴刚性旋翼高速直升机风洞试验研究综述

共轴刚性旋翼高速直升机是下一代直升机发展的重点构型之一,风洞试验是突破其中关键空气动力学技术、推动该构型直升机从原理验证走向型号研制所依赖的重要手段。文中对国内外共轴刚性旋翼试验设施及相关风洞试验进行了介绍,综述了共轴刚性旋翼升力偏置、流场显示与测量、桨毂减阻、推进螺旋桨和机身气动特性等技术领域的试验研究概况及主要成果。结合国内外研究现状,对中国共轴刚性旋翼高速直升机在风洞试验设备建设、研究能力拓展以及试验结果应用等方向的发展提出了思考。     

直升机旋翼干扰对尾桨气动噪声影响的数值研究

采用基于运动嵌套网格的CFD方法来模拟直升机旋翼/尾桨气动干扰流场,为旋翼/尾桨干扰噪声的计算提供准确的非定常气动力,并采用FW-H方程来计算干扰状态下的尾桨气动噪声。采用建立的计算模型,针对不同飞行状态下的尾桨噪声特性进行数值模拟,分析了旋翼尾流对尾桨气动噪声的干扰特性,并着重研究了尾桨重要的设计参数——旋转方向和垂向位置对尾桨噪声的影响规律。计算结果表明:悬停时,旋翼对尾桨的气动干扰影响会导致尾桨的噪声水平有所增加,但不会发生显著的变化;前飞时,旋翼干扰对尾桨噪声影响较大,且旋转方向和垂向位置对干扰噪声特性具有重要影响。     

直升机旋翼旋转噪声的估算

准确地预估直升机噪声水平是直升机噪声研究的主要目标之一。本义以Farassat的亚音速时域公式1A为基础,给出了旋翼旋转噪声的估算方法,适用于任意观察位置和各种直线飞行状态。在不考虑桨叶弹性的条件下,导出了用于数值计算的延迟时间方程和声压计算公式中各被积函数的表达式。本文以国内Z—8直升机旋翼和国外1/4缩比的UH—1旋翼模型为算例,对悬停飞行条件下的旋翼旋转噪声进行了计算。在此基础上,讨论了桨叶叶尖马赫数、桨盘载荷和桨叶翼型对噪声的影响。     

微型旋翼悬停状态气动性能分析方法研究

为了了解微型直升机工作时相关的气动知识,建立了一套微型旋翼悬停状态气动性能分析方法.该方法包含了低雷诺数下微型旋翼桨叶翼型的二维气动特性分析的CFD技术和旋翼气动特性分析的动量/叶素理论.对影响微型旋翼悬停性能的因素做了初步分析,合适的翼型弯曲、桨叶尖削等,有助于提高微型旋翼的最大悬停效率.文中还对分析的部分结果进行了试验验证.     

直升机技术发展的若干问题

讨论了直升机技术的发展及现状。首先，简要介绍了直升机技术研究的主要内容，然后讨论了其中的几个方面，包括：旋翼载荷预估、旋翼气动弹性分析、复合材料结构动力学、旋翼噪声预估。讨论着重于分析模型，分析方法和参数敏感性，借以反映当前直升机技术研究的现状，并探索进一步的研究方向。此外，文中还强调了分析预估与试验结果吻合关系分析的重要性。     

悬停状态下旋翼旋转噪声的分析

对直升机悬停时旋翼的旋转噪声进行了初步研究，分别用单极子和偶极子声源描述旋翼的厚度噪声和载荷噪声，并根据悬停状态下旋翼气动载荷的特点，用傅立叶级数表示旋翼桨盘上各点的气动力和法向气流速度，然后代入单极子和偶极子声源声辐射公式中，求出旋翼桨盘外某观察点的声压值。最后结合一算例，分析悬停状态下旋翼旋转噪声的辐射特性和不同的展向载荷分布模型对计算结果的响应。     

New Progress in Helicopter Rotor Wake Research

Rotor wake analysis,a fundamental research of helicopter technology,has been widely applied for rotor aerodynamic analysis. This paper summarizes the research of different rotor wake models at home and abroad and reviews the development process of rotor wake methods as well as the research achievement obtained in each stage.Then,the new progress of helicopter rotor wake methods is described in detail. It includes constant circulation contours modeling method of rotor wake,pseudo-implicit relaxation iteration and time-accurate solution method,research on aerodynamic interaction characteristics of helicopter rotor/fuselage by wake method,research on the rotor blade-vortex interaction noise and interaction of coaxial rigid rotor aerodynamics by viscous vortex particle method,and application of free wake method to helicopter flight dynamics modeling. In the end,some prospects for the research of helicopter rotor wake method are put forward,which clarifies the ideas for the future development of rotor wake method.     

混沌理论在尾桨气动噪声信号分析中的应用

研究剪刀式尾桨气动噪声的混沌特性，并应用混沌理论进行了直升机尾桨气动噪声信号分析。本文通过利用多频调制方法对尾桨噪声进行理论分析，得出相对声压值随剪刀变化的规律；然后将混沌运动的特征参数——关联维数用于剪刀式尾桨气动噪声信号的分析。分析结果表明剪刀式尾桨引起的气动噪声含有混沌特性，同时对比理论和试验结果表明剪刀尾桨构型的参数对气动噪声有明显的影响。     

桨叶气动外形对直升机桨-涡干扰噪声影响研究

针对旋翼桨-涡干扰(Blade-vortex interaction,BVI)现象的复杂特征,建立了一个基于Navier-Stokes方程/自由尾迹模型的耦合欧拉-拉格朗日数值方法,用于干扰过程中脉冲气动载荷的计算。噪声的预测采用基于声学类比法的FW-H方程。应用上述方法以AH-1/OLS旋翼为研究对象,从"设计降噪"角度分析了具有后掠、前掠、尖削和下反桨尖形状旋翼的桨-涡干扰噪声特性。结果表明:目前直升机常采用的桨叶外形(尖削、后掠)对于降低桨-涡干扰噪声是有限的;而采用前掠、下反桨叶的旋翼具有较好的噪声隐身特性。     

2米旋翼模型试验系统研制

旋翼模型试验系统是开展直升机理论与技术研究、新机研制的最基本和最重要的试验设备。本文简介由南京航空学院研制的2米旋翼模型试验系统、它的设计思想和主要特点等。该系统主要用于开展直升机空气动力学、动力学和飞行力学等方面的试验研究,也可直接为直升机型号研制服务。其主要设计原则是满足试验要求、与现已有的风洞相匹配和满足可行性与灵活性要求等。 本文对旋翼模型、操纵与激振系统,动力、传动系统,测量系统,数据采集与处理系统,安全监控与报警系统,以及中央控制台与显示系统等的主要特点均作了简略叙述;还简要介绍了系统调试中的几个问题:温升、振动、天平标定及变距标定等。 系统调试完成之后,已成功地进行了几个典型的空气动力学与动力学试验。试验结果达到预定要求,表明该试验系统的研制是成功的。     

旋翼模型试验的桨距操纵系统设计

介绍了自行研制的一种族翼模型桨距电控操纵系统。该系统设计为主从计算机控制系统，主机为４８６主控计算机，位于主控制台，与其他系统共享；从机为三套单片机控制系统，位于自动倾斜器附近，用于驱动自动倾斜器。单片机的成功应用，实现了对模型旋翼桨距的电控操作。文中从总体设计、原理叙述、性能特点说明了该系统具有一定的新颖性和先进性。这一操纵系统已成功地应用于旋臂式模型旋翼机动飞行试验机（简称旋臂机），使旋臂机能够满足模拟直升机机动飞行科目试验的需要，并成为开展直升机飞行力学模型试验研究的重要设备。文中给出了总距突增试验结果。结果表明，该部分的研制是成功的，这一系统同样也适用于需要桨距自动操纵的其他设备。     

旋翼与紊流场干扰噪声计算

本文给出了旋翼与紊流场相互作用产生噪声的理论计算方法。该方法从翼型段在紊流场中作直线运动时的噪声计算分析出发，由理论分析推广到旋翼旋转运动的情况，其中考虑了桨叶上非定常载荷的弦向及展向的非紧致性，叶－叶载荷之间的相关，特别是考虑了由旋翼运动造成的素流场畸变所引起的非各向同性和非均匀性。本文计算了一架模型直升机在＂准悬停＂状态下紊流场的畸变以及相应的干扰噪声谱，并对考虑畸变与非畸变、均匀畸变与非均匀畸变的结果作了比较。结果表明，紊流场的收缩畸变对干扰噪声有显著影响，并对此给出了合理的解释。     

2米量级直升机旋翼天平

通过对２米量级直升机旋翼的试验表明：天平测量原理正确、设计分理、刚度大、干扰小、静校准精度较高，其动态特性与整台直升机旋翼试验装置匹配良好，较好地满足了直升机旋翼试验要求。