基于非谐波控制的电控旋翼噪声控制研究
发布时间：2020-07-06 18:52
【摘要】：桨涡干扰(Blade Vortex Interactions,BVI)噪声一旦出现便会成为直升机噪声的主要成分。电控旋翼桨距控制通过安装于桨叶后缘的襟翼偏转实现,其独特的结构使其可采用主动控制方法对BVI噪声施加控制。非谐波式独立桨叶控制方法可针对控制目标在任意方位角范围内对桨距施加任意波形的控制。本文以电控旋翼为对象,对电控旋翼BVI噪声的非谐波式独立桨叶控制方法开展研究。主要研究内容如下:(1)首先结合电控旋翼气动力模型及FW-H噪声方程,建立了电控旋翼BVI噪声计算模型;以此为计算核心,建立了电控旋翼BVI噪声主动控制优化分析模型,包括多岛遗传算法+序列二次规划法和自适应模拟退火法+序列二次规划法两种组合优化算法,为后续BVI噪声的主动控制优化研究奠定了基础。(2)针对电控旋翼BVI噪声控制问题,基于上述优化分析模型,首先对谐波式主动控制方法进行了仿真研究,以之为参考,进一步研究了局部方位角谐波、方波、斜坡-方波-斜坡、谐波-方波-谐波、拟合曲线等不同形式的非谐波控制波形对BVI噪声的影响规律;提出了适用于电控旋翼BVI噪声控制的非谐波式主动控制方法,并对其进行了优化设计。仿真结果表明:对于样例电控旋翼,在谐波式主动控制中,2Ω的谐波式主动控制对观测点BVI噪声控制效果最佳;在以第二象限为中心的局部方位角范围内,优化后的谐波-方波-谐波式与二次曲线拟合式波形对电控旋翼BVI噪声的控制效果接近全桨盘谐波式主动控制方法的最佳控制效果。(3)利用电控旋翼综合试验台,开展了电控旋翼BVI噪声主动控制的风洞试验研究。对谐波式主动控制方法和谐波-方波-谐波式与二次拟合曲线式等非谐波主动控制方法的控制参数进行了扫略试验。试验结果表明:谐波式与非谐波式主动控制方法对旋翼前行边峰值BVI噪声的控制规律与仿真结果类似,变化趋势基本相同。
【学位授予单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V275.1
【图文】：
第一章 绪 论1.1 研究背景在各种飞行器中，直升机以其可垂直起降及可悬停等独特性能成为应用最广泛的飞一。随着直升机技术的发展，其噪声水平日益受到人们的关注。直升机噪声包含多种成翼噪声是其中最主要的噪声成分之一。通常，旋翼噪声包含宽带噪声和旋转噪声，旋转可分为厚度噪声和载荷噪声[1]，而桨涡干扰（Blade Vortex Interaction，BVI）噪声即是声的一种。BVI 噪声一经出现，便会成为直升机噪声的主要成分[2]。BVI 噪声通常发生在直升机斜下降或低速前飞状态。如图 1.1 所示，当直升机处于状态时，由于前飞速度较低及下洗流较弱，前一片桨叶释放的桨尖涡在被吹向机身尾部中，会非常靠近后续相邻的桨叶，甚至与其发生碰撞，引起后续桨叶表面压力产生高频[3]，从而发生桨涡干扰现象。在此过程中，桨涡干扰位置一般发生在如图 1.2 所示的位桨叶与干扰涡的夹角接近 0°时，即产生强烈的 BVI 噪声，这些位置一般位于旋翼的前
第一章 绪 论1.1 研究背景在各种飞行器中，直升机以其可垂直起降及可悬停等独特性能成为应用最广泛的飞一。随着直升机技术的发展，其噪声水平日益受到人们的关注。直升机噪声包含多种成翼噪声是其中最主要的噪声成分之一。通常，旋翼噪声包含宽带噪声和旋转噪声，旋转可分为厚度噪声和载荷噪声[1]，而桨涡干扰（Blade Vortex Interaction，BVI）噪声即是声的一种。BVI 噪声一经出现，便会成为直升机噪声的主要成分[2]。BVI 噪声通常发生在直升机斜下降或低速前飞状态。如图 1.1 所示，当直升机处于状态时，由于前飞速度较低及下洗流较弱，前一片桨叶释放的桨尖涡在被吹向机身尾部中，会非常靠近后续相邻的桨叶，甚至与其发生碰撞，引起后续桨叶表面压力产生高频[3]，从而发生桨涡干扰现象。在此过程中，桨涡干扰位置一般发生在如图 1.2 所示的位桨叶与干扰涡的夹角接近 0°时，即产生强烈的 BVI 噪声，这些位置一般位于旋翼的前
基于非谐波方法的电控旋翼噪声控制研究位置，桨尖涡的结构及其传播路径、桨叶气弹变形和旋翼气动载荷是影响 BVI要参数。经对干扰涡强度、涡核半径、桨涡消失距离、桨轴平面的桨涡干扰角涡干扰角、干扰发生的展向及径向位置、干扰涡的展向长度和干扰时的桨叶升[3]，发现从影响程度及可控性上来说，相对其它参数，桨涡消失距离及干扰涡强VI 噪声的控制效果最为明显。对于 BVI 噪声的控制，一般有被动控制与主动控制两种方式。被动控制中，较低旋翼转速、避开产生桨涡干扰的飞行包线或优化桨叶平面及桨尖设计等方法[虽然可以达到避开产生桨涡干扰的气动环境或使桨尖涡发散降低 BVI 噪声的效增加驾驶难度及对峰值 BVI 噪声控制不显著等问题。在主动控制中，通常采用阶谐波控制（Higher Harmonic Control，HHC）和独立桨叶控制（Individual BlaIBC）。这两种方式可以通过改变旋翼气动载荷分布、调整桨叶挥舞或扭转状态VI 噪声的目的[7~8]。高阶谐波控制与独立桨叶控制原理图如图 1.3 所示。
本文编号：2743998
【学位授予单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V275.1
【图文】：
第一章 绪 论1.1 研究背景在各种飞行器中，直升机以其可垂直起降及可悬停等独特性能成为应用最广泛的飞一。随着直升机技术的发展，其噪声水平日益受到人们的关注。直升机噪声包含多种成翼噪声是其中最主要的噪声成分之一。通常，旋翼噪声包含宽带噪声和旋转噪声，旋转可分为厚度噪声和载荷噪声[1]，而桨涡干扰（Blade Vortex Interaction，BVI）噪声即是声的一种。BVI 噪声一经出现，便会成为直升机噪声的主要成分[2]。BVI 噪声通常发生在直升机斜下降或低速前飞状态。如图 1.1 所示，当直升机处于状态时，由于前飞速度较低及下洗流较弱，前一片桨叶释放的桨尖涡在被吹向机身尾部中，会非常靠近后续相邻的桨叶，甚至与其发生碰撞，引起后续桨叶表面压力产生高频[3]，从而发生桨涡干扰现象。在此过程中，桨涡干扰位置一般发生在如图 1.2 所示的位桨叶与干扰涡的夹角接近 0°时，即产生强烈的 BVI 噪声，这些位置一般位于旋翼的前
第一章 绪 论1.1 研究背景在各种飞行器中，直升机以其可垂直起降及可悬停等独特性能成为应用最广泛的飞一。随着直升机技术的发展，其噪声水平日益受到人们的关注。直升机噪声包含多种成翼噪声是其中最主要的噪声成分之一。通常，旋翼噪声包含宽带噪声和旋转噪声，旋转可分为厚度噪声和载荷噪声[1]，而桨涡干扰（Blade Vortex Interaction，BVI）噪声即是声的一种。BVI 噪声一经出现，便会成为直升机噪声的主要成分[2]。BVI 噪声通常发生在直升机斜下降或低速前飞状态。如图 1.1 所示，当直升机处于状态时，由于前飞速度较低及下洗流较弱，前一片桨叶释放的桨尖涡在被吹向机身尾部中，会非常靠近后续相邻的桨叶，甚至与其发生碰撞，引起后续桨叶表面压力产生高频[3]，从而发生桨涡干扰现象。在此过程中，桨涡干扰位置一般发生在如图 1.2 所示的位桨叶与干扰涡的夹角接近 0°时，即产生强烈的 BVI 噪声，这些位置一般位于旋翼的前
基于非谐波方法的电控旋翼噪声控制研究位置，桨尖涡的结构及其传播路径、桨叶气弹变形和旋翼气动载荷是影响 BVI要参数。经对干扰涡强度、涡核半径、桨涡消失距离、桨轴平面的桨涡干扰角涡干扰角、干扰发生的展向及径向位置、干扰涡的展向长度和干扰时的桨叶升[3]，发现从影响程度及可控性上来说，相对其它参数，桨涡消失距离及干扰涡强VI 噪声的控制效果最为明显。对于 BVI 噪声的控制，一般有被动控制与主动控制两种方式。被动控制中，较低旋翼转速、避开产生桨涡干扰的飞行包线或优化桨叶平面及桨尖设计等方法[虽然可以达到避开产生桨涡干扰的气动环境或使桨尖涡发散降低 BVI 噪声的效增加驾驶难度及对峰值 BVI 噪声控制不显著等问题。在主动控制中，通常采用阶谐波控制（Higher Harmonic Control，HHC）和独立桨叶控制（Individual BlaIBC）。这两种方式可以通过改变旋翼气动载荷分布、调整桨叶挥舞或扭转状态VI 噪声的目的[7~8]。高阶谐波控制与独立桨叶控制原理图如图 1.3 所示。
【参考文献】
相关期刊论文 前5条
1 冯剑波;陆洋;徐锦法;王超;;旋翼桨涡干扰噪声开环桨距主动控制研究[J];航空学报;2014年11期
2 史勇杰;徐国华;;飞行参数对旋翼桨-涡干扰噪声特性的影响机理研究[J];航空学报;2013年11期
3 王超;陆洋;;基于自由尾迹方法的电控旋翼气动特性分析[J];南京航空航天大学学报;2011年03期
4 陆洋;王浩文;高正;;原理性电控旋翼系统试验研究[J];空气动力学学报;2006年02期
5 黎钧琪,石国桢;遗传算法交叉率与变异率关系的研究[J];武汉理工大学学报(交通科学与工程版);2003年01期
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1 赵鑫;电控旋翼直升机飞行动力学特性研究[D];南京航空航天大学;2009年
本文编号：2743998
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