CN106741922A - 一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法 - Google Patents

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王旭
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Abstract

一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法，涉及直升机旋翼。提供将桨叶前缘的气流引到桨尖的端面，削弱桨尖涡的强度，以达到降低桨‑涡干扰噪声效果的一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法。在后掠桨尖上，确定开孔数目、孔的大小与间距；设计连接管道；确定开孔位置。由于后掠桨尖具有延迟激波、减小翼型阻力等优点，在高速直升机上广泛应用。提出的桨尖开孔方案，能够让翼型前缘的气流更多地流入管道，并且使得气流垂直于桨尖端面射出，大大削弱桨尖涡的强度，从而降低旋翼桨‑涡干扰噪声。所述基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法，结构简单，实现方便，不需要额外复杂的控制***，降噪效果显著，是一种很有潜力的旋翼噪声抑制方案。

Description

一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法
技术领域
本发明涉及直升机旋翼，尤其是涉及一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法。
背景技术
与固定翼飞机相比，直升机具有垂直起降、高机动性和空中悬停等优势，在军用和民用领域都得到了广泛地应用。然而直升机旋翼旋转过程中，先行桨叶产生的桨尖涡与后继桨叶碰撞后产生桨-涡干扰(Blade-Vortex Interaction,BVI)效应，导致后继桨叶的表面压强分布急剧变化，产生强烈的桨-涡干扰噪声。桨-涡干扰噪声是直升机的主要噪声源之一，对直升机的隐身性能等产生重大影响，因此，如何降低桨-涡干扰噪声是直升机旋翼降噪研究的重点和难点。
抑制桨-涡干扰噪声的措施主要是用流动控制的方法来削弱桨尖涡的强度，从而降低桨-涡干扰噪声，具体措施包括优化桨尖的形状，如采用后掠、尖削、下反等桨尖形状；加装桨尖削涡装置，如后缘扰流片、桨尖小翼、端板；以及施加控制力的方法，如高阶谐波控制、单独桨叶控制、主动襟翼控制等。优化桨尖形状和加装桨尖削涡装置的方法对抑制桨-涡干扰有一定的效果，但是没有一款能同时兼顾气动、减振和降噪性能。施加控制力的方法需要复杂的控制***，技术实现难度大。因此，有必要进一步研究更加简便的抑制桨-涡干扰噪声的方法。
近年来，一种桨尖开孔的方法(Han Y O,and Bae H.Modification of the tipvortex by spanwise slots[J].KSAS Korean Journal,1998,27(5):1–7.)应用于矩形桨尖。研究表明通过在桨叶的前缘与桨尖端面之间开孔，两孔中间通过管道连接。当旋翼桨叶旋转时，桨叶前缘入口与桨尖端面出口之间会存在压力差，驱使气流从桨叶前缘的入口流进，再由桨尖端面的出口流出，形成连续动量射流。射流进入桨尖涡的涡核区域，促使桨尖涡在生成和早期发展时期耗散，从而减弱旋翼桨-涡干扰所引起的噪声。然而在新一代高速飞行的直升机，如阿帕奇、科曼奇等均采用后掠桨尖以推迟桨尖上激波的产生，从而减小阻力。因此，对于采用后掠桨尖的旋翼，有必要提出一种基于后掠桨尖开孔的方法来抑制桨尖涡，达到降低桨-涡干扰噪声的效果。
发明内容
本发明旨在提供将桨叶前缘的气流引到桨尖的端面，削弱桨尖涡的强度，以达到降低桨-涡干扰噪声效果的一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法。
本发明包括以下步骤：
1)在后掠桨尖上，确定开孔数目、孔的大小与间距；
在步骤1)中，所述在后掠桨尖上，确定开孔数目、孔的大小与间距的具体方法可为：根据抑制桨涡干扰所需气流流量，确定开孔数目、大小与间距；为了使孔所受应力均匀，桨尖前缘进气孔和端面吹气孔都选择圆孔。
2)设计连接管道；
在步骤2)中，所述设计连接管道的具体方法可为：为了尽可能地削弱桨-涡干扰，管道在前缘开孔处的切线需与旋翼的转轴垂直，以捕获最大的空气流量；管道在桨尖端面开孔处的切线需与端面垂直，以达到最大的削涡效果；管道路径保持光滑过渡，减少摩擦损失；分别采用椭圆形方程和圆形方程加直线段两种方法设计连接管道，其中第一种方法椭圆形方程所生成的路径走势为四分之一椭圆，在前缘开孔处的切线与旋翼的转轴垂直，在桨尖端面开孔处的切线与端面垂直；第二种方法所生成的路径走势为四分之一圆弧加直线段，其中直线段与旋翼的转轴垂直，且与圆弧段相切，圆弧段在桨尖端面开孔处的切线与端面垂直。
3)确定开孔位置。
在步骤3)中，所述确定开孔位置的具体方法可为：以前缘桨尖点为原点，桨尖端面的开孔位置主要根据开孔数目、直径以及旋翼弦长等信息，获得各孔心到原点的距离；桨尖前缘的开孔位置主要参考第二步中不同方案进行选取。
本发明的优点如下：
由于后掠桨尖具有延迟激波、减小翼型阻力等优点，在高速直升机上广泛应用。本发明提出的桨尖开孔方案，能够让翼型前缘的气流更多地流入管道，并且使得气流垂直于桨尖端面射出，大大削弱桨尖涡的强度，从而降低旋翼桨-涡干扰噪声。本发明所述基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法，结构简单，实现方便，不需要额外复杂的控制***，降噪效果显著，是一种很有潜力的旋翼噪声抑制方案。
附图说明
图1为直升机旋翼后掠桨尖桨-涡干扰示意图。
图2为直升机旋翼后掠桨尖开孔抑制桨-涡干扰示意图。
图3为直升机旋翼后掠桨尖上开孔示意图。
图4为椭圆形管道连接示意图。
图5为椭圆形连接管道开孔定位图。
图6为圆形连接管道示意图。
图7为圆形连接管道开孔定位图。
图8为直升机后掠旋翼三维涡量云图(左侧为无孔，右侧为开孔)。
图9为直升机后掠旋翼不同涡龄角相同位置涡量分布云图(左侧为无孔，右侧为开孔)。
具体实施方式
图1表示旋翼桨-涡干扰的原理，先行桨叶1产生的桨尖涡4与后继桨叶3接触，产生桨-涡干扰效应。在图1中，标记2为直升机旋翼的旋转方向。图2和图3分别表示直升机后掠开孔旋翼桨-涡干扰抑制原理图与示意图，前方来流8通过桨尖前缘进气孔9和端面吹气孔11的压力差在端面处产生连续动量射流12。后掠桨尖有孔的先行桨叶5产生桨尖涡7的过程中，受开孔产生射流12的影响，桨尖涡7涡核发生耗散、尺寸变大。当桨尖涡7与后继桨叶6接触时，涡旋强度已经有所降低，桨-涡干扰效应明显减弱。由于涡是流体运动的声音，削弱桨尖涡涡强的同时也相应程度降低了气动噪声。在图2中，标记10为连接后掠桨尖前缘进气孔与桨尖端面吹气孔之间的管道。
具体实施步骤如下：
步骤一：在后掠桨尖上，确定开孔数目、大小与间距。开孔的数目N为2～5个。开孔的直径D为(0.03～0.09)CL，两孔间距d为(0.09～0.2)CL，其中CL为桨尖位置翼型的弦长。
步骤二：设计连接管道。连接管道为等截面管道，中心连线在同一平面上。为了保证出口流场品质，管道路径需要光滑过渡。本发明提出两种路径走势方案。
方案1：采用椭圆形曲线来设计管道路径，曲线满足椭圆形方程(1)(参见图4)。为了使得气流尽可能流入管道，路径18在桨尖前缘进气孔孔心14的切线15须与前方来流8方向一致，即与直升机旋翼轴线13垂直；为了使得出***流能够消散桨尖涡，路径18在端面孔吹气孔孔心19的切线20须与端面垂直。因此，图4中AA’两点分别对应椭圆的长/短轴(或短/长轴)顶点，所构成曲线表示椭圆的四分之一弧线。
以连接管道AA’为例，已知A、A’点的坐标分别为(xA,yA)与(xA',yA')，且分别是椭圆的长/短轴(或短/长轴)顶点。根据上述的几何关系可知：b＝(yA-yA')2，c＝yA'，从而得到椭圆方程。因此只要给定A、A’点的坐标就可以构造出本方案所需要的管道路径。
在图4中，标记16为椭圆形连接管道圆心，17为后掠桨尖尖点。
椭圆形连接管道开孔定位图参见图5。
方案2：采用圆形方程(2)外加直线段设计路径曲线走势(参见图6)。该路径包括圆弧段21和直线段22。圆弧段21为四分之一圆弧，在端面吹气孔孔心19处切线与端面垂直，以保证最大桨尖涡耗散；直线段22与直升机旋翼转轴13垂直，且与圆弧段21在A”点处相切，在保证最大流量捕获的同时满足路径的光滑过渡。
x2+(y-c)2＝r2 (2)
以连接管道AA’为例，已知A点的坐标为(xA,yA)，圆弧AA”与圆心O的夹角∠A”OA＝90°。根据上述几何关系可知：A”的坐标为(yA,0)，A’的坐标为(yA,-yAsinα)。因此只需要给定A点的坐标就可以构造出本方案所需要的管道路径。
步骤三：确定开孔位置。端面吹气孔的孔心位于包含翼型弦线，且垂直于端面的平面内。
方案1：对于桨尖端面，第一个孔孔心C至原点O的垂直距离等于两吹气孔间距，即ΔyOC＝ΔyBC＝ΔyAB。对于桨尖前缘，第一个孔孔心C’至原点O的水平距离取ΔxOC'＝0.8～1.2(CL-N·ΔyOC)，两前缘进气孔之间的水平距离取ΔxA'B'＝ΔxB'C'＝(0.8～1.2)ΔyOC。
圆形连接管道开孔定位图参见图7。
方案2：本方案只需给出桨尖端面孔的定位即可由步骤二的方法推出桨尖前缘孔的位置。桨尖端面的第一个孔孔心C至原点O的垂直距离等于两吹气孔间距，即ΔyOC＝ΔyAB＝ΔyBC。
根据不同方案得到不同开孔位置后，即可得到后掠旋翼开孔装置所需的全部信息。
实施例1：
以CT旋翼为基准进行后掠开孔设计，旋翼半径为R＝1.143m，展弦比为6，内部半径(根切)取弦长CL＝0.1905m，后掠角为40°，后掠起始位置为0.85R。在桨尖附近设计由前缘至展向端面的3个环形通气孔，孔的中心线位于机翼上下对称面内，孔的出口方向为展向方向。为了达到较好的削涡效果，同时减小开孔对旋翼气动性能的影响，选取各孔直径为0.067CL，相邻两个孔的间距为0.157CL，管道路径采用方案2设计。图8展示了旋翼有无开孔的三维涡量云图，从图中可以看到无孔旋翼所产生的涡管较细、尾迹较长，而开孔旋翼涡管受射流影响，涡管耗散提前。图9展示了不同涡龄角相同位置的涡量分布云图，由此可以看出桨尖开孔可以减弱涡旋强度、增大涡核直径、加快桨尖涡耗散的作用。因此可以认为其对桨-涡干扰噪声有抑制作用。

Claims (4)

1.一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法，其特征在于其包括以下步骤：
1)在后掠桨尖上，确定开孔数目、孔的大小与间距；
2)设计连接管道；
3)确定开孔位置。
2.如权利要求1所述一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法，其特征在于在步骤1)中，所述在后掠桨尖上，确定开孔数目、孔的大小与间距的具体方法为：根据抑制桨涡干扰所需气流流量，确定开孔数目、大小与间距；为了使孔所受应力均匀，桨尖前缘进气孔和端面吹气孔都选择圆孔。
3.如权利要求1所述一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法，其特征在于在步骤2)中，所述设计连接管道的具体方法为：管道在前缘开孔处的切线需与旋翼的转轴垂直，以捕获最大的空气流量；管道在桨尖端面开孔处的切线需与端面垂直，以达到最大的削涡效果；管道路径保持光滑过渡，减少摩擦损失；分别采用椭圆形方程和圆形方程加直线段两种方法设计连接管道，其中第一种方法椭圆形方程所生成的路径走势为四分之一椭圆，在前缘开孔处的切线与旋翼的转轴垂直，在桨尖端面开孔处的切线与端面垂直；第二种方法所生成的路径走势为四分之一圆弧加直线段，其中直线段与旋翼的转轴垂直，且与圆弧段相切，圆弧段在桨尖端面开孔处的切线与端面垂直。
4.如权利要求1所述一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法，其特征在于在步骤3)中，所述确定开孔位置的具体方法为：以前缘桨尖点为原点，桨尖端面的开孔位置主要根据开孔数目、直径以及旋翼弦长等信息，获得各孔心到原点的距离；桨尖前缘的开孔位置主要参考第二步中不同方案进行选取。
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