直升机旋翼气动噪声的研究新进展

随着直升机的广泛使用,旋翼气动噪声问题逐渐得到重视。概述了旋翼厚度噪声、载荷噪声、高速脉冲(HSI)噪声、桨-涡干扰(BVI)噪声和宽带噪声的国内外研究现状,简述了旋翼气动噪声理论、试验、计算发展历程以及各阶段的研究成果,并对后缘襟翼、高阶谐波控制(HHC)、单片桨叶控制(IBC)、主动扭转桨叶等噪声控制方法和概念进行了介绍。重点叙述了旋翼气动噪声的研究新进展,包括大气、地面和飞行轨迹等对直升机旋翼噪声的影响,机身散射声场以及机动噪声计算方法等方面取得的成就。对直升机旋翼气动噪声的研究进行了总结,并对其发展前景提出了展望。     

直升机旋翼厚度噪声研究

噪声设计已成为现代直升机设计的重点。本文从理论上推导了Farassat1A公式,建立了可进行预估直升机旋翼厚度噪声的方法,并对1/4的UH-1直升机旋翼模型和某型机进行了理论计算,研究了桨叶桨尖马赫数、桨叶翼型相对厚度等因素对厚度噪声的影响。     

基于CFD的直升机旋翼噪声计算

应用CFD技术和气动声学的时域理论,研究直升机旋翼悬停流场及气动噪声.噪声计算以旋翼流动解为基础,采用了气动声学时域理论,文中对该理论进行了推导和说明,并给出了旋翼旋转噪声的预测算例.     

不同飞行状态下旋翼与大气湍流的干扰噪声

本文简述了一种直升机旋翼与大气湍流相干扰产生的噪声预估方法。这一方法考虑了桨叶上非定常载荷的弦向及展向非紧致性，桨叶－桨叶载荷之间的相关，通过结合大气液流能量谱模型与快速畸变湍流收缩模型来确定旋翼平面处非均匀、各向异性湍流场的特性，使得这种方法可用于直升机在真实飞行状态下的旋翼与湍流场干扰噪声计算，利用文献中模型旋翼试验的结果，验证了本方法的可行性，并计算了某型直升机在六种飞行状态下的流场畸变情况     

电控旋翼直升机配平及操纵特点分析

对采用电控旋翼直升机的配平及操纵特性进行了研究。首先根据电控旋翼的刚体桨叶变距运动方程，推导了襟翼操纵量与桨叶桨距的显式关系式。以此为基础，建立了电控旋翼直升机的飞行动力学模型。以WZ-1直升机为样例直升机，对比分析了电控旋翼直升机与常规直升机的配平特性和操纵响应特性。结果表明，电控旋翼直升机具有与常规直升机类似的配平和操纵特性，桨叶预安装角和桨根扭簧刚度这两个参数对其影响显著。     

直升机机身干扰对旋翼气动与噪声特性影响研究

本文采用基于CFD/FW-H的旋翼气动/噪声计算模型,针对悬停及中小速度前飞时,考虑机身对旋翼涡流场、非定常气动载荷和噪声特性的干扰影响,开展了直升机机身干扰状态下的旋翼气动和噪声特性数值计算分析研究,获得了不同飞行状态下,机身对旋翼涡流场、气动力和噪声特性的影响规律.计算结果表明,机身对旋翼气动力的影响主要存在于0°...     

不同飞行状态下施翼与大气湍流的干扰噪声

本文简述了一种直升机旋翼与大气湍流入流相干扰产生的噪声预估方法。这一方法考虑了桨叶上非定常载荷的弦向及展向非紧致性，桨叶－桨叶载荷之间的相关，通过结合大气湍流能量谱模型与快速畸变湍流收缩模型来确定旋翼平面处非均匀、各向异性湍流场的特性，使得这种方法可用于直升机在真实飞行状态下的旋翼与湍流场干扰噪声计算。利用文献中模型旋翼试验的结果，验证了本方法的可行性，并计算了某型直升机在六种飞行状态下的流场畸变情况及旋翼与湍流干扰的远场噪声谱，结果表明：在准悬停及低速爬升状态，湍流场的畸变较大，而在中、快速前飞状态，湍流场的畸变最小，在低速爬升状态，线性总声压级最小。     

旋翼桨涡干扰噪声开环桨距主动控制研究

直升机在斜下降飞行时旋翼产生的桨涡干扰(BVI)噪声十分严重,桨距主动控制是降低旋翼BVI噪声的有效手段之一。为摸索其对旋翼BVI噪声的影响规律并阐释其机理,开展了开环桨距主动控制对旋翼BVI噪声的影响研究。建立能够计入开环桨距主动控制的旋翼自由尾迹模型,并结合翼型气动力模型及基于FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的旋翼载荷噪声计算模型,建立旋翼BVI噪声开环主动控制模型。以40%缩比的4桨叶BO-105直升机模型旋翼为算例,在风洞配平状态下开展开环桨距主动控制对旋翼BVI噪声的影响研究。通过分析算例旋翼在不同相位、幅值的桨距主动控制下的BVI噪声声压级、桨盘气动载荷及桨盘迎角分布,总结出开环桨距主动控制影响旋翼BVI噪声的规律,并初步阐释了其机理:适当的桨距主动控制可改善桨盘迎角分布,降低桨涡干扰位置附近的桨叶气动载荷,从而降低BVI噪声。     

探索创新开创我国直升机气动设计的新局面

直升机气动设计是设计先进直升机的关键技术之一.它包括飞行性能、飞行载荷、飞行品质、旋翼气动载荷计算及分析、直升机气动外形设计、直升机气动试验、旋翼气动噪声计算分析、直升机舰面起降特性计算、流动主动控制技术等研究内容.……     

美国推动直升机旋翼智能化研究

长期以来，振动、噪声以及效率低下等问题，严重地限制了直升机的应用范围。不过，随着人们对智能化直升机旋翼技术研究的不断深入，以上这些问题将可能得到明显改观。过去10年间，NASA、DARPA、美国陆军以及波音公司一直致力于智能材料作动旋翼技术（SMART）的研究工作，其中涵盖了压电材料研究。压电材料在电场中发生极化时会发生变形，使用了压电材料的SMART旋翼很有可能像人类肌肉那样，     

某直升机旋翼采用4片桨叶与5片桨叶的动力学对比分析

旋翼设计包括桨毂构型、旋翼桨叶片数、旋翼直径、旋翼实度、翼型剖面等一系列影响直升机性能的因素。而旋翼桨叶片数的选择,对轻型和中型直升机来讲,4片桨叶旋翼和5片桨叶旋翼具有典型意义。某直升机是5吨级的直升机,在某直升机先期方案中,旋翼设计为4片桨叶,在某直升机旋翼的对法合作中,法方提出将4片桨叶改为5片桨叶。为此,在签订某直升机旋翼对法合作的合同之前,我们对某直升机采用4片桨叶与5片桨叶的动力学性能进行了比较和分析,并得出明确的结论。     

直升机飞行参数对起降过程中旋翼桨-涡干扰噪声影响的分析

从直升机平衡方程与飞行参数的影响关系出发,推导了一个直升机起降过程中旋翼桨-涡干扰噪声分析的模型,以适用于飞行参数对桨-涡干扰噪声影响的研究。在该模型中,引入了桨涡垂直间距和轨迹马赫数两个关键影响参数的求解。然后,应用该模型分析了飞行参数对直升机起降阶段的旋翼桨-涡干扰噪声的影响,着重计算了不同飞行速度时的桨涡垂直间距和超声速噪声辐射源点随飞行参数的变化。结果表明,桨涡干扰中的超声速噪声辐射源点在一定的飞行状态下会成为主导的噪声源。     

直升机旋翼塔总体设计与研究

为对新型直升机主旋翼系统进行充分地面验证,本文提出一种直升机旋翼塔总体设计方案,通过对设计输入、总体方案、塔体设计、驱动系统、测试系统、标定工装、试验厂房等方面进行总体设计与研究,制订了直升机旋翼塔总体设计方案,并开展了旋翼塔CAE建模和分析。CAE分析结果表明,旋翼塔模态等关键参数符合直升机主旋翼系统地面验证要求,证明了该直升机旋翼塔总体设计方案的可行性,本研究可为各类型直升机主旋翼系统的产品研发、地面验证提供借鉴和参考。     

共轴式直升机旋翼气动干扰对航向操纵的影响

利用共轴式旋翼风洞实验结果，结合轻型共轴式直升机M16飞行中的现象，分析了上下旋翼气动干扰对共轴式直升机过渡飞行中航向操纵的影响。介绍了直升机由悬停转入垂直上升、平飞中加减速和转入爬升与下滑等过程中，由于上下旋翼干扰发生了变化，使直升机航向发生偏转后飞机的反应情况，以及在这种情况下应进行的相应操纵。所得结果对研究共轴式直升机的操稳特性有重要意义。     

国外直升机旋翼翼型研究综述

为提高直升机的性能,减少噪声,改善飞行品质,自20世纪70年代以来,美国、英国和法国等都根据对所设计直升机的性能和任务需求而致力于新翼型的研究,并建立了旋翼翼型设计和选择的方法,初步评估在达到和接近最大升力时,翼型几何参数对阻力发散Ma数的影响。得出直升机旋翼最后所选用翼型或翼型的组合,必须在具体性能要求的基础上得到。最后介绍了波音—伏托公司制定的发展先进的高速直升机计划中,在旋翼翼型研究方面,研制了VR系列翼型、法国ONARA和宇航技术公司联合实施了高速直升机旋翼性能优化的计划,研制了OA系列翼型的具体工作。     

基于非结构网格CFD技术的旋翼气动噪声计算方法研究

将基于非结构网格技术的旋翼流场CFD计算方法与基于FW-H和Kirchhoff方程的声学方法相结合,建立了一套既适合于直升机旋翼厚度、载荷和桨-涡干扰噪声,又适合于跨声速高速脉冲噪声的综合计算模型。为提高旋翼流场及桨叶表面气动载荷计算的精度,主控方程的求解采用了三维可压非定常的N-S方程,网格划分则使用非结构运动嵌套网格方法。在噪声计算中,通过FW-H方法计算旋翼的厚度噪声和载荷噪声,并选取能够包含流场非线性区域的旋转面作为Kirchhoff积分面,由Kirchhoff方法计算包含四极子项的高速脉冲噪声。应用该模型,以AH-1旋翼为算例,计算了不同飞行状态下的旋翼气动噪声,并与可得到的试验结果进行比较,验证了方法的有效性。然后,着重对两种声学方法对计算结果的影响进行了对比研究,并分析了旋翼厚度噪声、载荷噪声和四极子噪声的特性。     

神经网络在旋翼／机身气动干扰模型中的应用

由于直升机自身的特点，旋翼／机身气动干扰呈现非线性，且受多种因素的影响，用神经网络来解决这一非线性问题是一个很好的办法。将旋翼／机身气动干扰试验数据构造的学习样本，对网络参数进行学习，可以得到旋翼／机身气动干扰神经网络模型，进而可以用该神经网络模型研究直升机机身受旋翼气流干扰时的空气动力特性。参数训练好的旋翼／机身气动干扰神经网络模型可直接用于直升机气动设计和实时仿真。笔者在对旋翼／机身气动干扰神     

旋翼干扰下的直升机尾桨气动噪声计算研究

针对旋翼干扰下的直升机尾桨气动噪声计算问题,将CFD方法与Farassat 1A(F1A)公式相结合,提出了一种适用于旋翼干扰下的尾桨气动噪声数值计算方法。首先,应用所提出的方法进行了噪声的算例验证,并与参考文献结果进行了对比;然后,着重针对悬停和前飞状态旋翼干扰下的尾桨噪声及气动特性进行了计算分析,并与孤立尾桨状态进行了对比。计算分析结果表明:悬停状态下,旋翼干扰下的尾桨气动噪声水平显著大于孤立尾桨;而在前飞状态,由于旋翼尾迹对尾桨桨盘平面产生更强的气动干扰,这一现象会更加明显;同时,在旋翼干扰作用下,尾桨噪声的主传播方向也会发生明显变化。     

直升机全量飞行动力学数值仿真模型及其实现

论述了一种通用的直升机飞行动力学全量数值仿真模型及其实现，该模型有６个机体自由度和３个旋翼自由度。以旋翼系统的仿真为重点，将直升机旋翼的气动力和力矩通过沿半径和方位角的解析积方求得，并计入了旋翼挥舞动力学的影响。仿真模型以某型直升机为算例，并加入了增稳系统，对仿真模型飞行特性进行了初步的验证，结果表明，所述模型思路是正确的。     

旋翼桨尖形状对噪声影响量级的研究

在求解直升机旋翼流场的基础上,预测了旋翼悬停状态下的高速冲击远场噪声,并且针对不同桨尖形状所引起的气动噪声量级作了对比计算,分析了噪声产生机理,并提出了有利于降噪的方法,体现出旋翼CFD技术与Kirchhoff方法相结合的良好应用前景。