旋翼桨尖几何形状对旋翼气动噪声影响的定量计算分析

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悬停状态桨尖形状对中小型旋翼的影响

ｅｎｅｄｐａｄｄｌｅｂｌａｄｅｉｓｃｌｅａｒ．
Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｈｏｖｅｒ；ｂｌａｄｅｔｉｐｖｏ￣ｅｘ；ｔａｐｅｒ；ｓｗｅｅｐｂａｃｋ；ｃａｔｈｅｄｒａｌｓ
ＱＩＮＪｉｅ，ＨＥＭｉｎｔａｏ，ＳＨＡＯＷｅｉｐｉｎｇ，ＳＨＩＹｕｊｉｅ，ＨＡＮＹｕ
（１ＳｈｅｎｙａｎｇＬｉｇｏｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｓｈｅｎｙａｎｇ１１０１５９，Ｃｈｉｎａ；２ＭｉｌｉｔａｒｙＲｅｐｒｅｓｅｎｔａｔｉｖｅＯｉｃｆｅｏｆＮａｖｙＡｍｍｕｎｉｔｉｏｎｉｎＳｈｅｎｙａｎｇＡｒｅａ，Ｓｈｅｎｙａｎｇ１１０１００，Ｃｈｉｎａ）
１１０１００）
要：针对悬停状态中小型飞行器气动性能，考虑桨尖涡对飞行器桨叶桨尖的影响，分析了不同形状桨尖桨
叶气动特性及其变化规律。尖削桨尖旋翼可有效削弱桨尖涡，从而降低旋翼的阻力距。桨尖涡导致桨尖处下洗速度减小，使桨尖处桨叶截面翼型的实际迎角增大。随着转速的提高，桨尖雷诺数的增大，尖削桨尖的优势才逐渐体现。关键词：悬停；桨尖涡；尖削；后掠；下反
ｄｕｃｅｄｂｙｓｈａｒｐｅｎｉｎｇｐａｄｄｌｅｂｌａｄｅａｎｄｔｈｅｒｅｓｉｓｔｉｎｇｍｏｍｅｎｔｏｆｒｏｔｏｒｉｎｈｏｖｅｒｉｎｇ．Ｔｈｅｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅｒｅｄｕｃｅｓｄｏｗｎｗａｓｈｓｐｅｅｄｉｎｔｈｅｂｌａｄｅｔｉｐａｎｄｅｎｌａｒｇｅｓａｎｇｌｅｏｆａｔｔａｃｋｏｆｐａｄｄｌｅｂｌａｄｅｓｅｃｔｉｏｎ．ＡｌｏｎｇｗｉｔｈｉｎｃｒｅａｓｅｏｆｒｏｔａｔｉｏｎｓｐｅｅｄａｎｄＲｅｙｎｏｌｄｓｎｕｍｂｅｒ，ｔｈｅｓｕｐｅｒｉｏｒｉｔｙｏｆｓｈａｒｐ —

飞行器气动噪声的测量与分析

飞行器气动噪声的测量与分析在现代航空航天领域，飞行器的气动噪声问题日益受到关注。

随着飞行器速度的不断提高以及人们对乘坐舒适性要求的提升，降低气动噪声已经成为飞行器设计中的一个重要环节。

为了有效地控制和降低气动噪声，首先需要对其进行准确的测量和深入的分析。

飞行器气动噪声的产生源于复杂的空气动力学现象。

当飞行器在空气中高速运动时，气流与飞行器表面相互作用，产生各种不稳定的流动结构，如湍流、边界层分离和漩涡等。

这些流动结构会导致压力的波动，从而产生声波，形成气动噪声。

要对飞行器气动噪声进行测量，需要采用一系列先进的技术和设备。

常见的测量方法包括麦克风阵列测量、激光多普勒测速（LDV）以及粒子图像测速（PIV）等。

麦克风阵列测量是一种广泛应用的方法。

通过在特定位置布置多个麦克风，组成阵列，可以同时测量多个点的声压信号。

这些信号经过处理和分析，可以得到噪声的强度、频率分布以及声源的位置等重要信息。

在实际测量中，麦克风的布置位置和数量需要根据飞行器的形状、尺寸以及噪声的特点进行精心设计，以确保测量结果的准确性和可靠性。

激光多普勒测速（LDV）和粒子图像测速（PIV）则主要用于测量气流的速度场。

通过了解气流的速度分布和流动特性，可以深入研究噪声产生的机制。

例如，LDV 可以精确测量单点的速度，而 PIV 能够获取整个流场的速度分布图像。

在测量过程中，环境因素也会对测量结果产生影响。

例如，背景噪声、风洞的湍流度以及测量设备的振动等都可能引入误差。

为了减少这些影响，通常需要在测量前对环境进行严格的控制和校准，采用先进的信号处理技术来去除噪声和干扰。

对测量得到的数据进行分析是理解飞行器气动噪声的关键步骤。

首先，需要对噪声信号进行频谱分析，以确定噪声的主要频率成分。

通过频谱分析，可以了解噪声在不同频率下的能量分布，从而找出噪声的主要贡献频率。

此外，波束形成算法也是常用的分析手段之一。

该算法可以根据麦克风阵列测量得到的声压信号，计算出声源的位置和方向。

复合材料旋翼桨叶固有特性和气弹稳定性分析

复合材料旋翼桨叶固有特性和气弹稳定性分析何斌;孟雷;赵军;胡仁伟;程小全【摘要】以专用旋翼桨叶建模与参数计算软件和直升机旋翼计算分析软件CAMRADII为基础,以某复合材料旋翼桨叶为例,对复合材料旋翼桨叶结构固有特性与气动弹性问题进行了分析.结果表明,桨叶挥舞频率随着转速提高而增大,扭转和摆振频率随转速变化可以忽略,桨叶各阶频率随着变距角增大变化很小.额定状态下桨叶固有特性和气动弹性稳定性均满足设计要求,不会发生共振或者气动弹性不稳定的情况.【期刊名称】《高科技纤维与应用》【年(卷),期】2015(040)006【总页数】6页(P45-49,54)【关键词】复合材料;旋翼桨叶;计算分析软件;固有特性;气动弹性【作者】何斌;孟雷;赵军;胡仁伟;程小全【作者单位】北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191;中航工业直升机研究所,江西景德镇333001;中航工业直升机研究所,江西景德镇333001;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191【正文语种】中文【中图分类】V211.470 引言复合材料在直升机旋翼桨叶上的实际应用始于1960年代。

1968年法国宇航公司SA341直升机复合材料旋翼桨叶研制成功。

在此基础上，发展形成了法国宇航公司有代表性的C形玻璃纤维单向带大梁、玻璃布/碳布蒙皮、泡沫填芯多闭室旋翼桨叶结构形式，如“海豚”直升机旋翼桨叶[1～2]。

我国1970年代开始研制复合材料旋翼桨叶，如延安二号直升机旋翼桨叶。

1980年代，我国生产了Z-9直升机，其复合材料用量超过50%，为我国直升机大面积使用复合材料打下了良好基础[3]。

1980年代我国还引入“海豚”直升机生产专利，完全掌握了“海豚”直升机复合材料旋翼桨叶、星型柔性桨毂设计和生产技术。

25B旋翼原理样机完全采用国产复合材料研制的桨叶[4]，也实现了装机试飞验证。

国产直升机复合材料旋翼桨叶基本上是C形玻璃纤维大梁、玻璃布/碳布蒙皮和泡沫填芯闭室旋翼桨叶结构形式，具有与法国宇航公司复合材料旋翼桨叶相似的特点。

倾转旋翼机旋翼对机翼气动干扰的建模及分析

算的主要方法。
为有效地模拟倾转旋翼机的旋翼／翼气动干扰机问题，文尝试建立一个全耦合的旋翼／翼气动干本机扰分析的迭代计算模型。桨叶的模拟采用了Ｗｅｓｇｒｉｉｅ —Ｌ升力面模型，模型可较好地计人桨叶ｓｎ该三维效应；翼尾迹则建立了畸变的自由尾迹模型，旋以适合于倾转旋翼／翼干扰的尾迹分析；时建立机同了一个厚度机翼面元模型，由源面元和偶极子面元计
一
翼／机翼的全耦合。国内直升机气动干扰领域的研究
主要针对旋翼／身的干扰问题（如文献［］机例９、［Ｏ）但与机身不同，翼的气动建模，必须考虑１］，机还
其升力的影响。需要指出的是，年来ＣＤ方法在近Ｆ研究旋翼／翼气动干扰方面发展很快，机但还不成熟，因此涡结合面元方法仍是目前旋翼／机翼气动干扰计
述方法，单独倾转旋翼下洗流分布以及旋翼对机翼的气动干扰影响进行了计算。结果表明，旋翼下洗流场的对在
干扰下，翼各剖面都产生向下载荷，并非简单地随拉力系数的增大而增大；翼受到的旋翼干扰影响与旋翼下机但机洗流沿桨叶展向变化密切相关。
析旋翼对机翼的气动干扰影响。在该方法中，较好地模拟大桨盘载荷及大扭转桨叶的气动特征，翼桨叶采用为旋ＷｅｓｇｒｉｉｅＬ升力面模型；考虑厚度效应及机翼的升力影响，立了包含源面元和偶极子面元的厚度机翼模型；ｓｎ－为建为正确模拟旋翼桨尖涡与机翼表面问的贴近干扰，用了一个“ 析数值匹配法 ” “ 近涡／干扰模型” 采分的贴面。应用上

轻型民用直升机AC311A适航审定状态气动噪声数值模拟

轻型民用直升机AC311A适航审定状态气动噪声数值模拟作者：张勇勇孙伟曹亚雄来源：《航空科学技术》2020年第04期摘要：针对AC311A轻型民用直升机，开展了适航审定状态的气动噪声数值模拟研究。

其中，采用高效的运动嵌套网格技术模拟旋翼各片桨叶之间以及旋翼/机身/尾桨之间复杂的相对运动关系，并基于CFD/FW-H方程建立了一个适合于直升机全机气动噪声的计算模型。

然后，针对AC311A轻型民用直升机适航审定状态下孤立旋翼和旋翼/机身/尾桨全机系统，计算得到了其流场、气动和噪声特性，分析了该状态下气动干扰对噪声的影响规律。

在此基础上，获得了一些有益的结论。

关键词：直升机；气动噪声；适航审定；数值模拟中图分类号：TB122文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.04.005直升机作为一种特殊的运输工具在民用领域得到了长足的发展，被广泛用于救援救护、物质运输等领域。

民用直升机常在人口密集的城区飞行、起降，对周围环境容易产生较大的噪声污染，这也是一直制约其更大规模应用的重要因素[1-3]。

民用直升机的噪声性能也是影响乘客舒适度、提高市场竞争力的重要性能指标。

而轻型民用直升机在旅游观光、私人驾驶、航空摄影等方面都具有广泛的应用前景，对其噪声特性开展研究，具有较好的实际应用价值。

气动噪声是民用直升机适航状态下测量点处的主要噪声成分，而主要声源则是来自于旋翼和尾桨。

此外，机身对旋翼和尾桨的气动干扰对全机气动噪声水平也存在一定影响。

为此，要分析模拟民用直升机适航状态噪声，必须考虑对直升机旋翼/机身/尾桨组合声场的计算。

在国外，Melone等[4]采用自由尾迹方法和FW-H方程针对多个飞行状态下旋翼/尾桨干扰的气动和噪声特性进行了数值分析，得到了气动干扰对旋翼和尾桨气动、噪声特性都有重要影响的结论；Yin等[5]针对BO-105直升机旋翼/尾桨干扰问题进行了计算，并与HeliNOVI项目[6]的试验结果进行了对比，发现尾桨噪声在爬升和高速平飞状态起重要作用，且尾桨噪声对尾桨旋转方向较为敏感。

旋翼翼型-桨尖涡干扰的数值模拟

旋翼翼型-桨尖涡干扰的数值模拟
曹义华;康鹏斌;于子文
【期刊名称】《航空动力学报》
【年(卷),期】2003(18)5
【摘要】采用Kirchhoff方法计算NACA0012翼型的远场气动噪声,Kirchhoff面为包围整个翼型的一层网格。

首先采用欧拉方程计算程序求解得到翼型的Kirchhoff面上在桨尖涡干扰下的近场气动流场解,再根据Kirchhoff方法求解远场声压。

从而体现出在计算桨涡干扰噪声时,旋翼CFD技术与Kirchhoff方法相结合的良好效果。

【总页数】4页(P604-607)
【关键词】桨涡干扰噪声;数值模拟;旋翼;翼型;气动噪声;欧拉方程;直升机;气动分布【作者】曹义华;康鹏斌;于子文
【作者单位】北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系
【正文语种】中文
【中图分类】V212.4
【相关文献】
1.悬停旋翼桨尖涡吹气控制的数值模拟 [J], 肖中云;江雄;陈作斌
2.旋翼桨尖涡生成及演化机理的高精度数值研究 [J], 叶舟;徐国华;史勇杰
3.旋翼非定常平行桨-涡干扰流场的数值模拟 [J], 史勇杰;招启军;徐国华
4.旋翼桨叶翼型流场和跨音速翼涡干扰噪声研究 [J], 曹义华;康鹏斌;于子文
5.悬停状态旋翼桨尖涡IDDES方法数值模拟研究 [J], 付炜嘉;马经忠;李杰
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新型桨尖抑制旋翼跨声速噪声特性的影响机理分析

, 马奕扬
(南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，江苏南京 210016) 摘要：为研究不同形式的新型桨尖在抑制旋翼跨声速噪声特性方面的作用机理，以
U பைடு நூலகம் -1H 模型旋翼为基准，开
展了多种后掠和前掠桨尖对旋翼高速脉冲噪声特性的数值分析研究。采用积分形式的可压缩雷诺平均 Navicr 度的 Roe -M U SC L 格式，湍流模型选用 Baldwin -Lom ax 模型。在
附近的离域化（ d clocaiation )现象以及高速脉冲噪声特性，通过四极子噪声和单极子噪声的对比分析，揭示了旋翼
旋翼的跨声速噪声的计算，验证了噪声预测方法的有效性。在此基础上，研究了在不同桨尖马赫数下的旋翼桨尖
跨声速噪声产生机理。然后，着重研究了不同外形参数的后掠和前掠桨尖旋翼在抑制旋翼跨声速特性方面的影响规律。计算结果表明：随着桨尖马赫数的增加，旋翼高速脉冲噪声辐射愈加强烈，离域化现象愈加明显；后掠和前掠桨尖旋翼均可以不同程度地减弱激波强度，能有效抑制离域化现象的产生，从而降低旋翼跨声速噪声水平；前掠桨尖旋翼还可以驱使激波位置向桨叶内侧移动，减弱其对桨叶外部空间区域的影响，能更有效地抑制离域化现象的产生。关键词：旋翼；高速脉冲噪声；离域化；新型桨尖； NaVer -S tokes 方程； FW -H _ p d s 方程中图分类号： V 211. 3; 0122.2 文献标识码：八 doi : 10. 7638/ kqdlxxb -2015. 0084

螺旋桨气动噪声控制的实验研究

螺旋桨气动噪声控制的实验研究随着民用航空、海事、水上运输和轴承制造等领域的不断发展，螺旋桨在其中都占有重要的地位。

螺旋桨起到了传递动力、提高效率等重要作用，但同时也会产生噪声，给人们的生活带来不少干扰。

因此，研究如何控制螺旋桨的噪声问题，成为了当前工程学科研究的热点之一。

本文将以螺旋桨的气动噪声控制为研究对象，介绍相关实验研究的情况和进展。

一、螺旋桨的噪声来源螺旋桨气动噪声是由于螺旋桨旋转时因运动所引起的气体流动而产生的噪声，主要由以下因素产生：1. 转速螺旋桨转速的提高，意味着其同步的压力脉动也会增强，增加了噪声的强度。

2. 流场螺旋桨周围的气动流场会影响噪声的产生和传播。

如速度梯度的不均匀性，存在速度梯度的流场下，气体分子在运动时相互碰撞，会使得噪声的产生效应增强。

3. 桨型螺旋桨的各个部分的结构、几何形状以及材料等也均会对噪声产生有所影响。

4. 激扰源如旋转桨翼表面的气流、旋转平面周围络绎不绝的涡流等也是产生噪声的重要激扰源。

二、螺旋桨气动噪声的控制方法目前，螺旋桨气动噪声控制的方法主要有以下几种：1. 螺旋桨改善设计通过螺旋桨形状的改良，使得其气动噪声的产生得到抑制。

如通过加装噪声隔板、舱壁材料的改善等。

2. 螺旋桨材料的改进采用吸声材料和微孔防振材料来控制噪声，是常用的策略。

将这些材料用于螺旋桨叶片表面，可以大大减轻噪声的产生。

3. 声学控制技术通过使用声学控制技术比如降噪系统，实现对螺旋桨噪声的控制。

其基本原理是在噪声源和听到噪声的地点之间插入一个反相波的源，从而抵消噪声的幅度。

4. 优化控制方法优化控制方法是一种基于数学优化算法的减噪方法，其核心思想是通过对螺旋桨的结构、激扰源等因素综合考虑，得出最优的噪声控制策略。

三、螺旋桨噪声控制实验研究螺旋桨噪声控制技术涉及到多学科、多领域，因此需要开展相关实验，来验证各种控制策略的有效性。

以下分别介绍几种螺旋桨噪声控制实验研究：1. 喷射迎风圆柱降噪技术喷射迎风圆柱降噪技术是一种采用定向气流的控制方法，其原理是在螺旋桨周围设置一个喷气装置，将气流流向螺旋桨表面，从而减小了气体流动的不规则性。

涡桨飞机螺旋桨滑流气动干扰效应分析

涡桨飞机螺旋桨滑流气动干扰效应分析涡桨飞机是一种具有双发动机和螺旋桨的飞机设计。

在这种设计中，每个发动机驱动一个螺旋桨。

这种设计特点使得涡桨飞机在低速和垂直起降时具有出色的悬停能力和垂直起降能力。

然而，涡桨飞机的螺旋桨在运行过程中会产生气动干扰效应，该效应会对飞机的性能和控制产生一定的影响。

首先，螺旋桨的旋转会产生气动湍流，这种湍流会影响涡桨飞机的升力和阻力特性。

湍流会导致螺旋桨表面的风阻增加，从而使得整个飞机的阻力增加。

这意味着涡桨飞机在飞行过程中需要更多的推力来维持飞行速度。

此外，湍流还会对飞机的升力产生一定的影响，减小飞机的升力系数。

因此，涡桨飞机在低速飞行和垂直起降时，需要更大的升力才能维持飞行稳定。

此外，螺旋桨旋转产生的气动湍流还会影响涡桨飞机的操纵性能。

湍流会导致涡桨飞机的尾部气流产生扰动，影响飞机的稳定性和操纵响应。

这种扰动会对飞机的方向稳定性和操纵力产生一定的影响，使得涡桨飞机在操纵过程中需要更多的操作来维持飞行姿态。

此外，湍流还会对飞机的操纵面产生影响，使得操纵面的效率降低，并且增加了操纵的复杂性。

除了湍流，螺旋桨的旋转还会产生涡流。

涡流会影响涡桨飞机的迎角和侧滑特性。

涡流会使得飞机的迎角分布不均匀，从而导致飞机出现升降舵和副翼失灵等现象。

此外，涡流还会导致涡桨飞机的侧滑特性受到影响，给飞行操纵带来一定的困难。

综上所述，螺旋桨滑流气动干扰效应对涡桨飞机的性能和控制产生了一定的影响。

湍流和涡流会对飞机的升力、阻力、操纵性能和侧滑特性产生一定的影响，使得飞机在低速飞行和垂直起降时更加复杂和困难。

因此，在涡桨飞机的设计和操纵过程中，需要充分考虑螺旋桨滑流气动干扰效应的影响，采取合适的措施来降低其影响，提高飞机的性能和控制能力。

直升机旋翼桨叶气动干扰

直升机旋翼桨叶气动干扰作者：张亚凯冯瑞学林志伟来源：《西部论丛》2019年第05期摘要：旋翼是直升機的重要组成部件，在直升机的飞行过程中起着重要的作用，旋翼可以为直升机的飞行提供升力和拉力的双重作用力，还可以起到飞机副翼、升降舵的作用，但是在旋翼的旋转过程中，桨叶之间会产生气动干扰，严重影响旋翼的工作效率，影响直升机的飞行效果，本文就对直升机螺旋桨叶的气动干扰进行分析探讨。

关键词：直升机旋翼桨叶气动干扰1.直升机旋翼桨叶气动干扰1.1产生原因。

飞机就是由机翼、机身、尾翼和推进装置等部件组成的，直升机上的各部件绕流的压力场和边界层会产生相互干扰，使作用在整架飞机上的空气动力并不简单地等于各孤立部件所产生空气动力之和，必须计及因空气动力干扰而产生的增量，直升机上各部件间空气动力干扰都会带来的对直升机飞行性能不利的影响。

旋翼桨叶，是指装在旋翼上的桨叶，一副旋翼最少有2片桨叶，最多可达7片，它相当于旋转的机翼，桨叶剖面呈翼型，旋转时产生支承直升机的升力和推动直升机运动的推进力。

旋翼是直升机、无人多旋翼飞行器中最重要的部件，而桨叶，又是旋翼中的核心部件，所以直升机旋翼浆叶之间产生的气动干扰对直升机的飞行影响更大。

1.2研究目的。

直升机与其它类型的飞行器比起来具有更多的飞行优点，直升机可以进行空中悬停、垂直起降等多种活动，如今在各领域的应用越来越广泛。

但是直升机空气动力的各个组成部分之间存在着十分复杂的相互干扰，可以说直升机，特别是具有高桨叶载荷和小的旋翼、机身间距特点的新型直升机，其动力学性、能、操纵品质、噪声、振动等都不同程度地受这些气动干扰的影响，因此，研究这些气动干扰，在直升机设计过程中将起到更加关键的作用，通过对直升机旋翼桨叶的气动干扰研究，研发新型旋翼桨叶，减少直升机旋翼桨叶间的气动干扰，提升直升机的飞行性能，更好的将直升机应用到军事、救援、火灾等多个领域中去。

1.3国内外研究现状。

几十年来，国外随着先进的实验设备的出现，人们十分活跃地开展了地面悬停及风洞实验，从直升机“整体”概念出发来研究旋翼、机身（及各部件）、尾桨的气动干扰机理，优化气动布局，确定最佳的控制气动干扰的布局参数，并根据大量的实验结果来改进各种气动力预测方法。

直升机旋翼桨叶气动干扰研究

直升机旋翼桨叶气动干扰研究作者：贾景翔来源：《中国科技博览》2019年第06期[摘要]直升机在正常飞行过程中，其旋翼桨叶会处于一个复杂且非定常的涡流场中，在该涡流场中，旋翼形成的尾迹会对直升机的运行造成影响。

当旋翼产生的尾迹贴近机身上方或对机身产生冲击时，旋翼和机身之间会出现严重的气动干扰，进而影响直升机的飞行品质、运行性能等。

因此，深入研究直升机旋翼桨叶的气动干扰问题对直升机设计和安全飞行有很重要的意义。

[关键词]直升机；旋翼桨叶；气动干扰中图分类号：P635 文献标识码：A 文章编号：1009-914X（2019）06-0196-01引言直升机旋翼桨叶与机身之间的气动干扰是一个涉及三维空间非定常流动的复杂问题，目前，直升机正朝着整体布局紧凑、桨叶盘载荷大、灵活性和机动性更高的方向发展，所以机身与旋翼桨叶之间会产生更大的气动干扰。

机身对旋翼具有重要的干扰影响，这种干扰影响不仅包括机身对旋翼入流的直接诱导作用，同时还会改变旋翼的尾迹形状，因而间接地改变了旋翼的入流分布。

1旋翼系统的工作原理与固定翼飞机定常飞行时，机翼处于稳定状态不同；当直升机定常前飞时，旋翼桨叶各处的运动参数处于振荡状态。

因此，全面了解旋翼桨叶的工作原理对准确研究旋翼系统特性和旋翼尾迹结构至关重要。

桨叶的挥舞运动若旋翼的桨叶固接在桨毂上，在斜流状态，由于桨叶在旋转平面内相对气流的不对称，必然引起左右两边气动载荷的不对称，前行桨叶拉力大，后行桨叶拉力小，因而形成侧倾力矩使直升机倾转。

另一方面，在周期性变化的周向气流下，气动载荷对桨叶形成交变弯矩，桨叶在这种交变弯矩作用下容易发生疲劳损坏。

1.1桨叶的摆振运动当桨叶的一面以稳定的角速度绕轴旋转时，另一面桨叶会做出挥舞动作，该面桨叶的质心会时而靠近旋转轴时而远离旋转轴，所以导致桨叶的惯性矩发生变化。

此时，由于角动量守恒因素的影响，桨叶的角速度就应该发生变化，否则桨叶在旋转过程中产生交变弯矩，进而影响桨叶结构的寿命。

船用大侧斜螺旋桨的噪声计算与分析

船用大侧斜螺旋桨的噪声计算与分析船用大侧斜螺旋桨是现代船体设计中必不可少的部分，其具有高效、节能、稳定的特点。

然而，在使用大侧斜螺旋桨的过程中往往会发出噪音，这种噪音不仅会影响船员的工作和休息，还会对海洋生态环境造成影响。

因此，如何对船用大侧斜螺旋桨的噪声进行计算和分析就成为了一个极其重要的问题。

首先，船用大侧斜螺旋桨的噪声来源主要有两个，一是由于滑行产生的水动力噪声，二是由于螺旋桨叶片运动过程中所产生的涡流噪声。

其中，涡流噪声是船用大侧斜螺旋桨噪音的主要来源。

因此，在计算和分析船用大侧斜螺旋桨噪声时，我们需要特别关注涡流噪声。

其次，船用大侧斜螺旋桨的噪声可以通过理论计算和实验测试进行测量。

理论计算可以使用CFD(Computational Fluid Dynamics)和BEM(Boundary Element Method)等软件进行，以确定螺旋桨叶片运动时涡流引起的压力脉动幅值和频率等参数，从而得出噪声指标。

而对于实验测试，则需要在船用大侧斜螺旋桨运行时采集声音信号，并采用数字信号处理技术进行分析，得出瞬时声压值和频谱等。

最后，为了降低船用大侧斜螺旋桨的噪音，我们可以采取以下措施：增加螺旋桨叶片的数量和宽度，改变叶片的几何形状，降低螺旋桨旋转的速度，采用静音材料等。

通过这些方式，我们可以有效地降低船用大侧斜螺旋桨的涡流噪声，提高船舶的舒适性和安全性。

综上所述，船用大侧斜螺旋桨的噪声计算和分析对于保障船员的安全和健康以及生态环境的保护都具有重要的意义。

只有通过科学的手段，对船用大侧斜螺旋桨的噪声进行准确的计算和分析，才能在减少噪声的同时，确保船舶的运行效率和稳定性。

为了深入研究船用大侧斜螺旋桨的噪声，我们需要进行相关数据的分析。

下面将列出一些可能与船用大侧斜螺旋桨噪声相关的数据，并进行分析。

1. 螺旋桨旋转速度：螺旋桨旋转速度越高，涡流噪声越大。

因此，降低螺旋桨旋转速度可以有效地降低涡流噪声。

倾转旋翼螺旋桨气动设计及验证

倾转旋翼螺旋桨气动设计及验证
倾转旋翼螺旋桨是一种具有可倾转机构的螺旋桨，其设计和验证对于飞机的气动性能至关重要。

本文将讨论倾转旋翼螺旋桨的气动设计及验证方法。

首先，倾转旋翼螺旋桨的气动设计考虑了多个因素。

其中包括螺旋桨的气动特性、倾转机构的设计和控制、飞机的操纵性能等。

在设计过程中，通过数值模拟和实验测试相结合的方法，优化螺旋桨的外形和叶片的几何特征，以提高其气动效率和降低噪音。

其次，倾转旋翼螺旋桨的气动验证是非常重要的。

通过风洞试验和飞行试验，可以验证设计的准确性和可行性。

风洞试验可以模拟不同的飞行工况，测量螺旋桨的升力、阻力和扭矩等参数。

飞行试验则可以验证设计的性能和操纵性能，检测螺旋桨在实际飞行中的行为和响应。

在进行倾转旋翼螺旋桨的气动设计和验证时，需要考虑到多个因素。

首先，要确保螺旋桨的外形和叶片的几何特征能够满足旋翼的气动需求，并且能够满足飞机的操纵性能要求。

其次，要考虑到倾转机构的设计和控制，以实现螺旋桨的倾转和调整。

最后，还需要考虑到飞机的整体气动性能和安全性。

总之，倾转旋翼螺旋桨的气动设计及验证是一项复杂而重要的工作。

通过合理的设计和验证方法，可以提高飞机的性能和操
纵性能，为飞行安全提供保障。

未来，随着技术的不断发展，倾转旋翼螺旋桨的气动设计和验证将会更加精确和可靠，为航空事业的发展做出更大的贡献。

直升机旋翼噪音控制的研究

直升机旋翼噪音控制的研究直升机作为一种重要的航空器，具有独特的垂直起降特性，广泛应用于军事、警用、民用等领域。

然而，直升机的旋翼噪音一直是其发展中的一个难题。

直升机的旋翼噪音不仅给人们的生活和工作带来困扰，也对飞行员的健康和安全造成潜在威胁。

因此，直升机旋翼噪音控制成为了研究的热点问题。

1. 直升机旋翼噪音的来源和特点直升机的旋翼噪音主要来源于旋翼的气动噪声和机械噪声。

气动噪声是由旋翼在飞行时产生的气动力作用导致的，机械噪声则是由旋翼和传动系统的震动和噪声传递引起的。

直升机的旋翼噪音具有高频、尖锐、严重的随机性和不确定性等特点，给附近的居民和救援工作带来了很大的困扰。

2. 直升机旋翼噪音控制的方法为了控制直升机旋翼噪音，研究人员采取了多种控制方法，包括改善旋翼设计、调整旋翼转速、喷射流控制、传声器控制等。

2.1 改善旋翼设计改善旋翼设计是减少旋翼噪音的重要手段之一。

通过改变旋翼的几何形状和叶片表面的光滑程度等来减少气动噪声。

例如，采用减弱扰动的叶片设备和先进制造工艺可以减少叶片表层面的湍流生成，降低旋翼气动噪声的产生。

2.2 调整旋翼转速旋翼转速的调整对直升机旋翼噪音的控制也有很大的影响。

旋翼转速较低或较高时，旋翼噪声的强度都相对较小。

但是，旋翼转速调整也会影响直升机的飞行性能，需要综合考虑。

2.3 喷射流控制利用喷射流控制可以减小旋翼的阻力和噪声，降低振动和气动噪声。

喷射流控制通过喷射适当的气流来改变旋翼的气流分布，减少旋翼的气流不稳定性和湍流能量，从而减小旋翼噪声。

此外，还可以采用先进的环扭流技术来减小旋翼尖端湍流引起的噪声。

2.4 传声器控制传声器控制是一种基于主动噪声控制的方法，可以通过在旋翼周围放置传声器，采集旋翼噪声信号，然后将相应的控制信号输入到传声器中来抵消旋翼噪声。

传声器控制需要采用计算机进行实时控制，具有很高的技术要求。

3. 直升机旋翼噪音控制的现状和趋势目前，各国研究机构和企业对直升机旋翼噪音控制进行了大量的研究，并取得了一些进展。

桨叶气动外形对直升机桨-涡干扰噪声影响研究

桨叶气动外形对直升机桨-涡干扰噪声影响研究史勇杰;苏大成;徐国华【摘要】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.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2015(047)002【总页数】8页(P235-242)【关键词】直升机;桨-涡干扰;旋翼噪声;耦合Eulerian-Lagrangian方法;桨叶外形【作者】史勇杰;苏大成;徐国华【作者单位】南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016;南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016;南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016【正文语种】中文【中图分类】V211.52直升机工作时，旋翼桨叶始终处于当前以及其他桨叶产生的螺旋型桨尖涡中，在悬停、下降等飞行状态下会出现桨叶与尾迹涡靠近相遇的情况，形成特有的“桨-涡干扰”(Blade-vortex interaction，BVI)现象，干扰会使得桨叶气动载荷产生脉动，而导致旋翼、机身出现较高的噪声和振动水平，从而对旋翼结构、直升机飞行操纵、声可探测性以及乘客的舒适性等产生很大的影响[1]。

旋翼的桨尖区域，既是流场的高速区，又是桨尖涡的形成和逸出处，因而桨尖形状对旋翼气动载荷和气动噪声都会带来影响[2]。

发展新型桨尖最初是为了改善跨音速特性、提高旋翼气动性能。

带下反桨尖旋翼气动噪声数值分析

带下反桨尖旋翼气动噪声数值分析曹亚雄;樊枫【摘要】采用高精度、高效的CFD(计算流体力学)方法求解旋翼流场,在获得准确的流场信息的基础上,噪声计算采用基于声类比法的FW-H方程进行求解.利用算例对气动噪声预估方法进行了验证,针对带不同下反角度桨尖旋翼的悬停状态和前飞状态的气动噪声进行了对比计算分析,着重开展了下反角为0°、20°和45°的三副旋翼的近场噪声及地面噪声计算分析,结果表明,下反桨尖具有降噪效果,能够在一定程度上抑制旋翼气动噪声.【期刊名称】《直升机技术》【年(卷),期】2018(000)001【总页数】7页(P7-12,19)【关键词】下反桨尖;气动噪声;CFD;FW-H;降噪【作者】曹亚雄;樊枫【作者单位】中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室,江西景德镇333001;中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室,江西景德镇333001【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言早期的旋翼外形设计只考虑旋翼的气动性能，往往忽视噪声的影响。

随着现代直升机技术的发展，直升机噪声尤其是旋翼的气动噪声问题越来越受到重视。

旋翼的气动噪声问题十分复杂，不同飞行状态下的旋翼噪声成分也不同。

其中，悬停、斜下降以及中速前飞等飞行状态下旋翼会不同程度地产生桨-涡干扰(BVI)噪声，一旦出现将会对周围环境及地面人员产生较大影响。

研究表明，通过优化桨叶气动参数可以有效改善旋翼的噪声特性[1-3]。

桨尖作为桨叶的主要气动参数之一，同时又是桨叶最为敏感的区域，其构型极大地影响着旋翼的气动性能和噪声特性。

桨尖形式包括后掠、尖削、前掠以及下反等。

相对于后掠、尖削等桨尖二维平面形状，桨尖下反的研究开展较晚但发展迅速，已成功应用于国外型号。

BERP(英国实验旋翼计划)旋翼[4-5]装配在“海王”、“灰背隼”和AW101等直升机上，取得了很好的实用效果。

最新一代的BERPⅣ桨叶在BERPⅢ桨叶的基础上进行了优化，下反角从20°增加到25°，提升了悬停气动性能。

31旋翼气动噪声及声压梯度计算方法研究-樊枫(7)

第二十八届（2012）全国直升机年会论文旋翼气动噪声及声压梯度计算方法研究樊枫史勇杰徐国华招启军（南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，南京210016）摘要：建立了一个适合于旋翼气动噪声和声压梯度计算的数值方法。

该方法首先采用CFD技术计算得到旋翼流场信息，然后采用Farassat 1A公式和G1 A公式分别得到观察点的气动噪声和声压梯度。

为验证本文方法的正确性，针对UH-1H模型旋翼进行了噪声和声压梯度计算，并与国外计算值进行了对比，两者吻合很好。

同时，还使用Helishape 7A旋翼进行了声压梯度的计算，并与差分方法进行了比较，再次表明了本文方法的有效性。

而且，与差分方法相比，本文方法在计算声压梯度时不受差分步长的影响，因而更加精确。

关键词：旋翼；气动噪声；声压梯度0 引言旋翼气动声学是旋翼技术研究领域的一个重要部分。

先前的研究者对旋翼气动噪声开展了许多理论研究[1-6]及试验研究[7-8]。

然而，之前绝大多数研究都是针对孤立旋翼或尾桨进行的，并未考虑障碍物对声波的干扰。

例如，机身、机翼、涵道和垂尾等都会对旋翼和尾桨的气动噪声特性产生一定的影响，使其噪声幅值、相位以及传播方向性等发生改变。

而实际中，旋翼噪声在传播过程中是一定会受到机身等障碍物干扰的，声散射是障碍物对声波干扰的一种重要形式。

因此，开展旋翼声散射计算方法的研究是具有重要的实际意义和学术价值。

近年来，国外已建立了几种针对气动噪声散射问题的数值计算方法，使用较多且有效的方法是等效源方法[9,10]，但该方法需要使用物体表面的声压速度作为边界条件。

例如，对于刚性散射面，需要满足无穿透声压速度边界条件。

然而，声压速度很难直接求解得到，一般需要通过线性动量方程将声压速度边界条件转化为声压梯度边界条件。

在该方法中，声压梯度的求解是声散射数值计算的关键。

最简单、直接的声压梯度计算方法是数值差分方法，该方法首先计算空间多个点的声压值，然后通过差分公式计算得到目标点的声压梯度。

不同前倾角度倾转旋翼噪声数值计算分析

不同前倾角度倾转旋翼噪声数值计算分析
袁明川;孙会迅;李志彬;牛青峰;樊枫
【期刊名称】《西北工业大学学报》
【年(卷),期】2024(42)2
【摘要】基于自由尾迹结合FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的方法建立了倾转旋翼气动噪声计算模型,并采用倾转旋翼模型噪声试验数据验证了计算分析方法的有效性。

选取典型过渡路径,进行考虑配平的倾转双旋翼气动噪声特性计算,获得了旋翼桨叶剖面非定常气动载荷以及不同测点气动噪声等计算结果,分析了倾转旋翼在不同前倾角下噪声指向性和噪声声压级的变化。

结果表明:由于双旋翼噪声在传播中的叠加和抵消,倾转双旋翼和孤立单旋翼的噪声指向特性存在较大的不同;倾转旋翼噪声随前倾角增加总体上呈现先增加后减小的变化趋势,在前倾角30°附近噪声最强;不同前倾角下噪声声压级和指向性的变化与旋翼桨尖马赫数、气动载荷和桨盘角度等多种因素相关。

【总页数】9页(P205-213)
【作者】袁明川;孙会迅;李志彬;牛青峰;樊枫
【作者单位】中国直升机设计研究所直升机动力学全国重点实验室
【正文语种】中文
【中图分类】V211.52
【相关文献】
1.倾转四旋翼UAV过渡状态下旋翼/机身气动干扰数值分析
2.倾转四旋翼飞行器直升机模式操稳特性分析
3.一种大型倾转旋翼飞机倾转结构设计及力学分析
4.倾转旋翼/机翼连续过渡状态气动性能仿真分析
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直升机旋翼桨-涡干扰脉冲噪声传播特性研究

直升机旋翼桨-涡干扰脉冲噪声传播特性研究史勇杰;徐国华;王菲【摘要】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.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2014(046)002【总页数】6页(P212-217)【关键词】直升机;桨-涡干扰噪声;耦合CFD方法;Navier-Stokes方程;自由尾迹【作者】史勇杰;徐国华;王菲【作者单位】直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京航空航天大学,南京,210016;直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京航空航天大学,南京,210016;直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京航空航天大学,南京,210016【正文语种】中文【中图分类】V211.52直升机作为有翼面飞行器的一种，其有限长的桨叶在产生升力的同时，在桨尖处也会形成强度较高的集中尾随涡，也称桨尖涡。

在悬停、下降、中小速等飞行状态下，桨尖涡随气流运动会接近、甚至穿过桨盘平面，出现与桨叶靠近相遇的情况，形成特有的“桨－涡干扰”（Blade-vortex interaction，BVI）现象。

这种干扰会引起旋翼／机体的强烈振动并辐射出极强的脉冲噪声。