直升机旋翼噪声源分离方法与试验验证

发布时间：2020-08-07 13:10

【摘要】：直升机旋翼噪声是当前直升机技术的研究热点之一。本文针对复杂流场中旋翼气动噪声源的分离识别问题,基于设计的新型试验模型和测量手段,提出了一种旋翼不同类型噪声的分离识别试验新方法。第一章,介绍了本文的研究背景、研究意义及国内外研究现状,总结了关于直升机旋翼噪声的数值模拟和试验研究两方面的新进展,在此基础上提出了本文的主要研究工作。第二章,设计并研发了一种能够产生稳定高强度涡的新型双级涡流发生器。首先建立其不同类型出口段仿真模型,并对其产生的涡流场特性进行了数值分析,在此基础上采用PIV技术进行流场测量,测得其在不同来流风速下产生的涡强度和涡核半径,测试结果与CFD分析结果吻合较好,为后续桨/涡干扰噪声试验提供了技术支撑。第三章,建立了悬停状态下旋翼不同类型噪声的试验测量方法。首先在无升力状态下,开展了对称NACA0015翼型无扭转模型旋翼的噪声测量试验,获得了无载荷噪声时的噪声。此时对应单纯的厚度噪声;然后给旋翼加上不同的总距,即可测得旋翼不同工况下厚度噪声加载荷噪声的合噪声。随后,基于自主设计的新型涡流发生器,对无升力情况下的模型旋翼增加涡干扰,试验测量获得了包含厚度噪声和桨/涡干扰噪声在内的总噪声特性。在此基础上,通过不同的旋翼总距角和桨尖马赫数,进行厚度噪声、载荷噪声与桨/涡干扰噪声的综合测量,同时得到不同类型噪声的空间辐射方向和影响其强弱的参数特征。试验结果还表明新型涡流发生器与模型旋翼的组合能有效地测量分析旋翼桨/涡干扰噪声特征,并通过不同总距角和转速等获得了旋翼各类型噪声特性,为直升机旋翼气动噪声特性的参数影响规律研究和噪声源的分离识别提供了有效的研究手段和丰富的试验数据。第四章,开展了悬停状态下高速脉冲噪声的试验测量研究。首先基于二维欧拉方程,计算NACA0015翼型阻力发散马赫数,得到其阻力突增的马赫数。然后根据计算结果更换相应试验设备后逐步提高桨尖马赫数至0.894,测量高速脉冲噪声的声压值并进行了时频分析,获得了旋翼高速脉冲噪声的发声机理与传播特性。第五章,对本文的主要工作做了总结,概括了本文的创新点,并对该课题后续的研究工作进行了展望。
【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】：2019
【分类号】：V275.1
【图文】：

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图 1. 1 旋翼各类型噪声及传播特性图 1.2 桨/涡干扰示意图的技术研究条件下，关于直升机旋翼的气动噪声问题，国内外已经主要包括了噪声的数值计算方法、试验研究和降噪技术研究等。试声室内的悬停状态下模型旋翼的噪声试验、在声学风洞中进行前飞

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[6]-[7]，如图1.2所示。研究桨/涡干扰噪声时的难点主要集中在对桨尖涡以及涡与桨叶碰撞状态的模拟，尤其是对桨叶表面载荷的模拟是否精确。而高速脉冲噪声的数值模拟技术已趋于成熟，但是由于其试验限制条件多且危险性大，故这方面的噪声试验研究不多。

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图 2.1 翼型段式涡流发生器示意图 2.1 这种单段式涡流发生器产生的涡较弱且不稳定、易耗散[3对于高转速的情况却无法排除旋翼本身带来的气动干扰，涡作用于桨叶，无法保证能够产生桨/涡干扰噪声。其次噪声试气动干扰进而影响测量的精确性。再者，这种结构也给试验各此，在借鉴前人对涡流发生器设计研究的基础上，本文提出声试验的新型涡流发生器设计方法，应用粒子图像测速称 PIV）技术对其产生的涡流场进行测量，并成功将其应用于了一些有指导意义的结论。基于所要开展的旋翼噪声分离测量试验，针对可以有效模拟旋计研究，将数值方法与 PIV 测量试验相结合，分析其涡流场发生器方案，以设计出能稳定产生可调节的涡强度的涡流发生奠定基础。生器设计

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