[发明专利]一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法

说明书

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系统，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 tip vortex 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系统，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。