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。     

大气环境对直升机旋翼桨-涡干扰噪声辐射特性的影响

建立了一个适用于旋翼桨-涡干扰气动载荷计算的计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)/自由尾迹耦合模型,为提高计算效率,提出了一种高效的耦合策略进行不同计算域间的信息交换策略。在此基础上,结合基于声类比法的FW-H方程构建了旋翼桨-涡干扰噪声的计算方法。应用所建立的方法,以OLS(Operational loads survey)旋翼为研究对象,深入分析了大气环境对旋翼噪声辐射特性的影响。研究发现:随着飞行高度的增加,旋翼噪声辐射特性发生了明显的改变,逐渐由桨盘前行侧转变为指向桨盘前方,噪声幅值先增大后减小。文中从桨-涡干扰距离、干扰位置变化角度计算分析了大气压力、音速及空气密度等环境参数对旋翼桨-涡干扰噪声辐射特性的影响,并得出了一些有实际意义的影响规律。     

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。     

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...     

直升机旋翼桨-涡干扰脉冲噪声传播特性研究

建立了一个基于Navier-Stokes方程和自由尾迹模型的高效耦合CFD方法,用于旋翼桨-涡干扰气动和噪声特性的研究。该方法将旋翼流场计算域分为两部分:在桨叶附近区域,通过求解Navier-Stokes方程来模拟流场中旋翼桨尖涡的形成;在尾迹输运区,采用自由尾迹模型表示尾迹涡的运动及其影响。噪声的计算采用基于声学类比法的FW-H方程。应用上述方法对AH-1/OLS旋翼桨-涡干扰状态进行了计算,通过对比脉冲噪声的声压时间历程,验证了方法的有效性。在此基础上,对桨-涡干扰噪声的空间传播特性进行了研究。计算结果表明:下降飞行状态的旋翼,在桨盘面会产生多处桨-涡干扰现象,桨叶片数增多,干扰也会明显增加;桨-涡干扰噪声具有较强的方向性,指向旋翼前行侧的前下方,其噪声声压级的衰减速率与距离成线性反比关系。     

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。     

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。     

旋翼前后行侧桨-涡干扰噪声辐射特性

基于Beddoes修正尾迹模型,推导了一个新的旋翼桨-涡干扰(Blade-vortex interaction,BVI)噪声源方向性预测和BVI噪声辐射特性分析的模型,为更好地研究桨-涡干扰噪声的参数影响,提供了一套计算方法.该方法由移动的桨尖涡和旋转的桨叶相遇来确定桨-涡干扰的位置,由相交点的桨叶和涡线相对位置得出BVI夹角、轨迹马赫数等重要参数的计算公式.应用所建立的方法,首先针对有相关结果可供对比的BVI源发生位置进行了算例计算,以验证方法的有效性.然后,着重对直升机前飞状态的旋翼BVI噪声的发生进行了预测,深入分析了在旋翼前行侧和后行侧BVI噪声源的方向性和BVI噪声的辐射规律,并研究了前进比等参数对BVI噪声传播方向性的影响.在此基础上,得出了一些新的结论.     

直升机吊挂及吊挂物抛放过程建模与分析

建立带吊挂载荷的直升机飞行动力学模型。为计算从悬停转入前飞过程中的过渡飞行段尾迹的畸变和气动干扰特性，旋翼尾迹模型采用非定常有限状态入流理论并添加了尾迹畸变模型；建立了六自由度吊挂体模型，包括多段柔性钢索模型、箱体运动模型以及简化的圆柱形箱体气动力模型等；箱体内弹药发射和抛放过程计入了后座力模型对箱体的反作用。模型程序能模拟弹丸瞬间抛放／发射的过程对直升机操稳特性的影响，并实时记录弹体、箱体和直升机的各项运动参数。     

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...     

直升机对大气紊流的响应

本文研究了直升机在大气紊流中的响应。文中假设大气紊流是一个在时间上平稳、在空间上均匀的随机场,紊流速度在桨盘上是线性分布,并以Von Karman模型来描述其频谱。诱导速度采用涡流理论导出的非均匀分布模型。 本文以其典型直升机为算例,计算了直升机对大气紊流的响应,并分析各紊流分量对直升机响应值的影响。     

直升机气动噪声研究进展

对直升机气动噪声的研究进展进行了综述,内容包括试验技术、理论分析方法和噪声抑制技术。声学风洞试验是直升机气动噪声研究的基本手段,其中非定常载荷测试、流场显示和声源定位等先进测试技术已实现应用;飞行试验在直升机噪声适航标准完善和噪声控制技术研究等方面已成为必不可少的研究和验证手段。直升机气动噪声的理论体系不断完善,包括声类比法、Kirchhoff/CFD 混合法等旋翼气动噪声分析方法都已形成分析程序,成为直升机研发的有效工具。直升机气动噪声的抑制仍然以旋翼桨尖设计为主,飞行轨迹优化、旋翼噪声主动控制等新技术已实现飞行验证,但尚未进行型号应用。在用户和市场需求的推动下,在新型直升机的研发中,引入气动噪声的抑制技术将是必然的发展趋势。     

声学风洞流场低湍流度及频谱测量研究

采用热线风速仪对5.5m×4m 低湍流航空声学风洞闭口试验段低湍流度流场进行测量,根据对干扰信号的分析,提出了高通惯性衰减滤波方法,并与一般数据处理方法进行了比较,给出了流场测量方案、方法和结果。采用功率谱方法和斯特罗哈数方法分析脉动速度信号中的干扰噪声,发现40Hz~10kHz 频谱范围内同时存在电磁干扰噪声和支架干扰噪声。比较分析了0.5Hz~5kHz 带通滤波方法、电磁噪声解耦方法和0.5Hz 高通惯性衰减滤波方法对干扰信号的滤除效果,采用0.5Hz 高通惯性衰减滤波方法获得了流场低湍流度数据,流场速度30~100m/s 的湍流度平均值小于0.05%。实验结果表明,高通惯性衰减滤波方法可以有效控制干扰信号对测量结果的影响程度,为低湍流度流场信号处理提供了一种方法。     

桨尖下反对旋翼BVI噪声特性的抑制分析

基于计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)方法,分析研究了新型下反桨尖对前飞状态旋翼桨/涡干扰(Blade-vortex interaction,BVI)噪声特性的影响。首先,通过求解Navier-Stokes方程获得准确的噪声声源信息,湍流模型采用一方程S-A模型。采用双时间法进行时间推进,为了提高流场的收敛速度,在伪时间方向上使用高效的隐式LU-SGS格式推进,并采用并行算法进行加速。然后,在获得的可靠声源信息基础上,采用基于FW-H方程的Farassat 1A公式求解噪声。对有试验结果的算例进行了对比计算分析,验证了本文噪声预测方法的有效性。在此基础上,针对具有典型BVI噪声特征的前飞斜下降状态,开展了不同下反角度桨尖新型旋翼噪声辐射特性的计算分析,通过噪声辐射球的对比结果表明,选择适当的下反桨尖,可以有效地降低前飞斜下降状态下旋翼BVI噪声,从而达到较好的旋翼噪声抑制效果。     

直升机尾桨定常载荷噪声的工程计算方法

对尾桨载荷噪声的预测方法进行了研究。尾桨载荷噪声用偶极子声源来描述;预测方法采用谐波法,即将尾桨载荷沿桨盘周向的周期性分布展开成各次谐波载荷的傅里叶级数形式,并代入用偶极子声源描述的声辐射公式中,从而求出尾桨桨盘外某观察点的声压级。理论推导和计算比较表明,在预测直升机尾桨定常载荷噪声时,其误差大小取决于算法中桨叶弦向载荷分布的数学描述与实际弦向载荷分布的吻合程度,并证明选取某种与实际弦向载荷分布较为相似的斜抛物线形来预测噪声误差很小。因此,可以将弦向实际载荷分布用某种弦向斜抛物线形载荷分布来代替,从而避免了计算桨叶实际载荷分布所带来的麻烦。最后,结合实际算例,对本文算法所产生的误差作了比较分析,并总结出了一个误差判据,从而使得本文算法能应用于直升机尾桨定常载荷噪声的工程计算。     

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。