桨扇后掠降噪规律及声学机理数值研究

结合三维流场数值模拟方法和声学Ffowcs Williams-Hawkings方程声类比方法,对对转桨扇流动及声学特征进行仿真分析,研究了桨叶后掠角对对转桨扇的气动性能和气动噪声的影响规律。结果表明：对转桨扇桨叶后掠角从0°增加至40°,高速巡航状态推进效率可提高接近1.5个百分点,起飞状态推进效率提升不大;桨扇噪声大小与后排桨叶吸力面压力脉动强度有直接关系,增大桨扇桨叶后掠角可明显降低压力脉动强度,从而降低起飞状态下对转桨扇整个角向范围内的噪声大小;在噪声最大的75°角向位置,后掠角从0°增至40°声压级降低达3 dB以上。     

桨叶实度及轴间距对摆线桨气动特性影响研究

悬停状态下,设计参数和摆线桨间距离对摆线桨的气动特性有较大影响。首先通过算例验证滑移网格计算方法应用于摆线桨悬停状态下气动力计算的准确性,然后研究摆线桨在不同半径、弦长和桨叶数时的气动参数特性,最后计算分析不同距离时,摆线桨间的气动干扰特性。结果表明:随着半径增大,桨叶气动力和单位面积上载荷均增大;弦长越大,气动力越大,桨叶单位面积上载荷反而越小;4叶片摆线桨产生的气动力比3叶片和6叶片大,而3叶片的桨叶载荷最大;合力偏转角分别随转速和实度的增大而减小;随着摆线桨间距离的增加,气动力损失系数和合力偏转角均减小。     

基于BWI辐射效率的低气动噪声共轴对转螺旋桨的设计研究

将共轴对转螺旋桨气动噪声快速预测理论与气动载荷快速预测方法相结合,对共轴对转螺旋桨远场气动噪声进行预测。分析了BWI辐射效率对共轴对转螺旋桨BWI干扰噪声的主控影响。对从低至高的(单排6-12)前后等桨叶数对转桨进行了研究。结果表明虽然低桨叶数与高桨叶数对转桨的气动噪声特性不同,但是总体上前后指向性的高声压区仍然是由BWI噪声控制。同时等桨叶数的设计只是使高声压区更集中,却无法对其进行降低。随后,对比了不同桨叶数共轴对转螺旋桨远场气动噪声的表现,认为不等桨叶数对转桨气动噪声普遍优于等桨叶数情况。得出了总桨叶数相同情况下对转桨前后桨叶数的搭配方案。对近场噪声高精预测方法将在未来的研究中对辐射效率的具体机理进行研究。     

飞机螺旋桨低噪声多学科优化设计与试验验证研究

为进一步降低飞机螺旋桨气动噪声,针对飞机螺旋桨开展综合考虑气动、噪声和结构强度的低噪声多学科优化设计与试验验证。采用基于涡格法的升力面理论进行螺旋桨气动性能计算,基于Hanson频域远场噪声计算方法进行螺旋桨远场噪声评估,2种计算方法都通过与试验对比验证精度,由此组成螺旋桨气动-噪声联合算法;以桨叶沿叶高分布的弦长、安装角和侧掠为设计变量,充分考虑桨叶结构强度对设计变量的约束,以螺旋桨推力、效率不降低和远场噪声降噪最大为优化目标;优化桨叶通过了离心载荷试验、气动载荷试验、动态特性试验等强度试验;在气动声学风洞内完成了气动与声学性能验证,优化螺旋桨相比原始桨气动性能基本保持不变,优化螺旋桨在设计工况的1阶离散分量处的远场气动噪声峰值降低2.7dB,较小推力下降噪量最高可达4dB,2阶离散分量处也有明显的降噪效果。提出的方法同时满足气动、噪声和结构强度要求。     

基于气弹耦合的旋翼桨涡干扰噪声预测方法

建立了基于气动/弹性耦合的旋翼桨涡干扰（BVI）气动和噪声分析方法。气动模型包括修正Beddoes尾迹模型和CFD模型,噪声计算采用基于声学类比法推导出的FW H（Ffowcs Williams Hawkings）方程,弹性桨叶动力学建模采用有限元方法。应用所建立的方法,对刚性的OLS（operational load survey）旋翼桨涡干扰状态的气动和噪声特性进行了计算,对比了两种气动模型在研究桨涡干扰问题的有效性;以弹性的HART Ⅱ旋翼为研究对象,分析了桨叶弹性、时间步长对桨涡干扰气动载荷和噪声的影响。结果表明:进行桨涡干扰计算时所采用的时间步长不宜超过2°。CFD方法由于固有的数值耗散,计算出的OLS旋翼噪声声压峰值仅为试验值的60%,而修正Beddoes尾迹模型能够避免数值耗散,且具有高效率的优势。考虑桨叶气动弹性能够提高旋翼桨涡干扰噪声的预测精度。      

桨叶翼型弯度对摆线桨悬停状态的气动性能影响

以悬停状态下的摆线桨为研究对象,利用数值模拟方法,分别研究了桨叶相对弯度X和最大弯度位置Y对摆线桨气动性能的影响。结果表明:与桨叶为对称翼型的摆线桨相比,当桨叶具有一定弯度且最大弯度位置适中时,摆线桨气动性能得到很大的提升。当桨叶相对弯度X为4%C(C为翼型弦长)、最大弯度位置Y距离前缘40%C~50%C时,摆线桨升力和气动功耗比较低,悬停效率最高,整体气动性能更好。      

桨扇模型的气动性能和气动声学的实验研究

概述了具有不同安装角的直叶片、前掠叶片、后掠叶片等3种桨扇模型在起飞状态下出口流场的气动性能和气动声学实验结果及其相互间的对比。主要结论为:良好的气动设计不仅是提高气动性能的要求, 而且也是改善桨扇气动声学性能的有效途径;有掠度的叶片具有降噪的潜力;桨扇叶尖区采用卸荷设计有利于降噪及提高效率。      

对转桨扇三维流场特性数值研究

对转桨扇（Contra-rotating propfan,CRP）是下一代民用航空推进备选方案开式转子发动机最重要的气动部件,其气动性能对整机性能影响显著。本文对不同进距比下的对转桨扇三维流场进行数值模拟,结合压气机及螺旋桨相关理论分析了对转桨扇内部流场及其滑流区涡结构和滑流特征。结果表明,对转桨扇后排流动特征及性能参数变化幅度均超过前排。对转桨扇实际进口气流角受到轮毂附面层、诱导速度、抽吸效应的共同影响,可根据不同叶高位置轴向速度的分布规律判断三种影响分别起主导作用的位置。在对转桨扇滑流区中,桨尖涡是导致损失的主要原因,径向涡量衰减比周向和轴向涡量衰减更快。对转桨扇滑流在径向上影响至3.5倍叶高位置。气流出后排桨扇后会持续加速直至静压达到环境压力,加速区域长度约为5倍桨扇半径。     

具有特型桨尖旋翼悬停状态气动噪声的初步试验研究

开展悬停状态下的具有CLOR桨尖旋翼气动噪声试验研究.为进行噪声特性对比,共设计完成三副模型旋翼,分别为参考的矩形桨叶、常后掠桨尖的桨叶以及具有CLOR桨尖气动外形的桨叶.在外场环境下,进行这三副模型旋翼在不同转速、不同桨叶安装角条件下及不同观测点上的旋翼气动噪声测量实验,测量包括声压级大小、声压时间历程及声压级频谱等.根据试验结果,对比分析具有CLOR特型桨尖旋翼与矩形桨尖以及常后掠桨尖旋翼的悬停气动噪声特性,并借助于CFD方法,以模拟桨叶上的气动载荷分布特性,得出关于非常规气动外形桨尖对旋翼气动噪声特性的影响规律,并初步体现了CLOR桨尖旋翼具有良好的噪声特性.     

高空长航时无人机螺旋桨后掠桨叶气动研究

由于螺旋桨高速性能欠佳,飞行速度在偏离设计点时气动效率下降很快,以螺旋桨为推进系统的高空长航时无人机难以满足快速爬升和快速机动的设计要求。针对这一问题,将桨叶后掠设计方法应用于高空长航时无人机螺旋桨上,在无后掠桨叶的基础上,分别设计了后掠角为10°、20°、30°、40°、50°五个后掠桨叶。基于周期性边界条件和多重参考系方法求解三维N-S方程,对不同后掠桨叶的气动性能进行了计算。根据计算结果,分析了无后掠螺旋桨气动性能下降的原因和后掠对桨叶气动性能的影响。研究结果表明:高空长航时无人机螺旋桨气动性能下降的原因是定桨距螺旋桨桨叶迎角随飞行速度提高而减小以及桨尖压缩效应的影响;后掠桨叶能提供更大的拉力但也需要更大的功率,当后掠角度处在30°和50°之间时,螺旋桨高速性能最好;后掠桨叶螺旋桨的气动性能受迎角变化、桨尖三维效应、桨尖激波强度、激波-附面层干扰综合影响。     

轴向间隙对对转压气机失速性能的影响

采用数值模拟的方法,通过对5种不同轴向间隙下多工况对转压气机性能及失速工况下流场结构的分析,研究了高转速对转压气机内转子轴向间隙大小对其失速性能的影响,并对近失速工况下产生性能变化的原因展开讨论。动/动交界面参数传递采用了冻结转子法,保证了小轴向间隙下数值模拟的准确性。研究表明:(1)随着轴向间隙的减小,对转压气机性能降低但稳定工作范围增大,设计轴向间隙40%C为基准(C为转子2,叶片根部轴向弦长转子2),20%C轴向间隙下对转压气机峰值效率较设计间隙下降低了2.2%,稳定裕度增加了59.5%;(2)轴向间隙的改变对下游转子进口畸变产生影响,进而影响整机气动性能;(3)下游转子进口畸变对叶根区域流场产生影响,使得效率、压力等气动性能下降,然而,进口畸变对叶顶间隙内流场的影响作用却可以扩大整机稳定工作范围。     

开式转子发动机对转桨扇设计

高推进效率的对转桨扇是开式转子发动机最关键的部件之一。国外航空强国对其开展了大量的CFD计算分析及试验验证工作,优化气动性能,降低噪声等级,以满足适航标准;国内目前尚缺乏对开式转子对转桨扇设计技术和CFD分析的相关研究。本文在现有压气机设计技术的基础上,改进CFD设计分析方法,探索设计出开式转子发动机的对转桨扇,并进行了三维定常流场分析。通过与国外文献研究结果的分析对比,初步验证了本文设计和计算结果的合理性。     

上下游干涉对转子叶片颤振特性的影响

使用自行开发的非定常流动数值模拟程序,分别考虑上、下游叶排干涉作用对转子叶片的颤振特性进行了研究,分析尾迹和势干扰对气动阻尼的影响规律.对转子叶片表面非定常压力进行傅里叶变换,使用能量法计算气动阻尼,研究不同叶片排轴向间距下气动阻尼的变化.通过考虑转静干涉效应的气动阻尼与单转子结果对比,总结了干涉作用对叶片颤振特性的影响规律;结果表明:上游导叶与转子一倍弦长间距时,获得正气动阻尼,与单转子预测的气动弹性稳定性结果相反.说明在进行颤振特性预测时必须考虑转静干涉作用;尾迹和势干扰的强度均随着轴向间距值的减小而加强,且都会加剧叶片气动弹性失稳.      

旋翼桨叶气动外形设计

旋翼桨叶气动外形设计的目的主要是使旋翼的气动特性满足直升机的设计和使用要求,本文针对直升机旋翼桨叶气动外形设计中的有关问题,介绍了桨叶气动外形设计的设计方法,设计参数主要包括桨叶的弦长、扭转角、翼型选择和配置以及桨尖形状,并以某型直升机旋翼桨叶为例,介绍了旋翼桨叶气动外形的设计。     

悬停状态倾转旋翼噪声试验及数值计算

结合消声室试验和数值计算研究了悬停状态倾转旋翼气动噪声特性。消声室试验采用孤立倾转旋翼模型,测试了不同总距角和桨尖马赫数状态的气动噪声数据。数值计算基于CFD(computational fluid dynamic)结合FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)声学方程的方法,采用试验数据验证了计算模型的可靠性。分析了倾转旋翼的噪声传播特点以及拉力系数和桨尖马赫数对噪声总声压级的影响,并对比了孤立旋翼和双旋翼状态的气动噪声特性。结果表明:倾转旋翼噪声随着拉力系数和桨尖马赫数的增加均有所增加,维持旋翼拉力不变时降低桨尖马赫数虽然使得拉力系数增加,旋翼噪声水平仍然降低;倾转双旋翼噪声相对纵向平面对称分布,在多个方位角区域存在着局部最大值,这和双旋翼噪声传播时的相互叠加以及双旋翼间气动干扰相关。      

带气弹稳定性约束的复合材料浆叶减振优化设计

研究以降低直升机旋翼激振力为目标的复合材料桨叶结构动力学减振优化设计 ,分析了桨叶结构特性及桨尖后掠角等参数对N次 /转旋翼桨毂振动载荷的影响。在建立的桨叶二维结构特性有限元分析方程中 ,计入了桨叶剖面翘曲变形的影响 ,并利用哈密尔顿原理推导了旋翼桨叶的一维非线性运动微分方程。以桨毂交变载荷为目标函数 ,直接以复合材料桨叶典型剖面构造节点数据、铺层设计参数和桨尖后掠角等为设计变量 ,引入桨叶挥舞惯量、固有频率和气弹稳定性约束 ,进行旋翼的动力学优化设计 ,并结合 3片桨叶旋翼的设计进行了算例分析 ,优化结果使 3次/转的桨毂载荷降低了 2 4 .9%～ 33%。     

基于Fw-H方程的直升机尾桨与涡线干扰噪声分析

本文通过对直升机尾桨噪声的机理进行分析,建立了尾桨与涡线干扰噪声的计算模型.计算模型中包括气动计算和声学计算,气动计算的结果作为声学计算的输入量.气动计算中分别采用三维非定常面元法计算桨叶表面压力和有扰动薄翼理论计算涡线干扰下桨叶的压力增量;声学计算中采用推导自FW-H方程的Farassat 1a公式,获得声压的时间历程.通过算例分析得到了一些有意义的结论.     

基于IBC方法的旋翼BVI噪声主动控制机理

为揭示单片桨叶控制(IBC)主动控制技术抑制旋翼桨-涡干扰(BVI)噪声的降噪机理,建立了一套基于CFD/CSD/FW-H_pds方程的综合噪声分析方法。旋翼桨-涡干扰噪声与旋翼桨叶载荷特性、气动变形以及旋翼桨尖涡结构等密切相关,为有效模拟旋翼桨叶的载荷特性及桨尖涡结构,将Navier-Stokes方程作为前飞流场的主控方程,空间离散上采用三阶MUSCL插值格式与通量差分裂Roe格式相结合;时间方向上采用双时间法,使用隐式LU-SGS格式在伪时间方向上进行推进;湍流模型采用对分离流动具有较好捕捉能力的Spalart-Allmaras模型。为提高旋翼桨叶弹性变形运动的模拟精度,建立了基于Hamilton变分原理的CSD模型,并与高精度的CFD求解器结合,发展了适合旋翼桨叶变形及载荷特性模拟的流固耦合分析方法。在CFD/CSD耦合方法分析流场基础上,使用可穿透空间积分面的FW-H_pds方法对旋翼气动噪声特性进行计算。首先,对流场及噪声数值方法进行验证;然后,着重针对UH-60A旋翼的斜下降飞行状态,分别对有/无IBC噪声主动控制条件下的旋翼BVI气动噪声特性进行了模拟,相位角、幅值和频率等不同控制参数的影响对比分析结果表明:IBC主动控制减小了前行侧桨叶表面尤其是桨叶尖部的负压峰值,降低了桨-涡干扰发生位置附近的桨叶气动载荷;同时主动控制后的桨尖涡集中程度变弱,并且增加了桨叶与桨尖涡之间的相遇距离,从而显著降低了桨-涡干扰噪声;选取合理的相位角、幅值和频率等主动控制参数组合,BVI噪声降低可达5~7dB。     

浸入式贴体网格边界方法的对转桨扇非定常流动数值模拟

应用所提出的浸入式贴体网格边界方法和开发的CFD程序,进行了对转桨扇跨声速全周叶片流场的非定常数值模拟.介绍了程序流程、网格生成策略和求解器原理.分析了前、后桨叶尖涡、尾缘涡的非定常干扰对叶片表面流场的影响.统计了对转桨扇的推力、功率和推进效率的非定常波动,并同NUMECA模拟的定常结果进行了对比,结果发现两种模拟得到...     

高阶谐波控制对旋翼桨-涡干扰载荷和噪声的影响

直升机小速度平飞和斜下降飞行时会产生严重的桨-涡干扰(BVI)噪声。基于修正Beddoes尾迹/桨叶动力学耦合方法和Farassat 1A公式,建立了一个新的能够计入高阶谐波控制(HHC)影响的旋翼桨-涡干扰气动载荷和噪声计算模型。在该模型中,高阶谐波控制引起的桨尖涡附加位移通过对高阶入流进行时间积分推导得出,而单一阶次的谐波输入引起的各阶谐波响应通过传递函数来确定,传递函数则由桨叶的动力学特性计算。首先对HARTⅡ旋翼斜下降飞行状态的桨-涡干扰气动载荷进行了计算模拟,验证了所建立方法的可靠性。然后,着重研究了在典型的三阶谐波桨根激励下,不同输入相位对HARTⅡ旋翼桨-涡干扰气动载荷和噪声特性的影响。结果表明:桨叶的动力学特性尤其是扭转特性对高阶谐波控制效果影响显著,且高阶谐波输入的相位选择对桨-涡干扰噪声的控制至关重要,若控制相位选择不当,反而会增大旋翼噪声。