發(fā)布時(shí)間：2020-07-06 18:52

【摘要】：槳渦干擾(Blade Vortex Interactions,BVI)噪聲一旦出現(xiàn)便會(huì)成為直升機(jī)噪聲的主要成分。電控旋翼槳距控制通過(guò)安裝于槳葉后緣的襟翼偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn),其獨(dú)特的結(jié)構(gòu)使其可采用主動(dòng)控制方法對(duì)BVI噪聲施加控制。非諧波式獨(dú)立槳葉控制方法可針對(duì)控制目標(biāo)在任意方位角范圍內(nèi)對(duì)槳距施加任意波形的控制。本文以電控旋翼為對(duì)象,對(duì)電控旋翼BVI噪聲的非諧波式獨(dú)立槳葉控制方法開(kāi)展研究。主要研究?jī)?nèi)容如下:(1)首先結(jié)合電控旋翼氣動(dòng)力模型及FW-H噪聲方程,建立了電控旋翼BVI噪聲計(jì)算模型;以此為計(jì)算核心,建立了電控旋翼BVI噪聲主動(dòng)控制優(yōu)化分析模型,包括多島遺傳算法+序列二次規(guī)劃法和自適應(yīng)模擬退火法+序列二次規(guī)劃法兩種組合優(yōu)化算法,為后續(xù)BVI噪聲的主動(dòng)控制優(yōu)化研究奠定了基礎(chǔ)。(2)針對(duì)電控旋翼BVI噪聲控制問(wèn)題,基于上述優(yōu)化分析模型,首先對(duì)諧波式主動(dòng)控制方法進(jìn)行了仿真研究,以之為參考,進(jìn)一步研究了局部方位角諧波、方波、斜坡-方波-斜坡、諧波-方波-諧波、擬合曲線(xiàn)等不同形式的非諧波控制波形對(duì)BVI噪聲的影響規(guī)律;提出了適用于電控旋翼BVI噪聲控制的非諧波式主動(dòng)控制方法,并對(duì)其進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。仿真結(jié)果表明:對(duì)于樣例電控旋翼,在諧波式主動(dòng)控制中,2Ω的諧波式主動(dòng)控制對(duì)觀測(cè)點(diǎn)BVI噪聲控制效果最佳;在以第二象限為中心的局部方位角范圍內(nèi),優(yōu)化后的諧波-方波-諧波式與二次曲線(xiàn)擬合式波形對(duì)電控旋翼BVI噪聲的控制效果接近全槳盤(pán)諧波式主動(dòng)控制方法的最佳控制效果。(3)利用電控旋翼綜合試驗(yàn)臺(tái),開(kāi)展了電控旋翼BVI噪聲主動(dòng)控制的風(fēng)洞試驗(yàn)研究。對(duì)諧波式主動(dòng)控制方法和諧波-方波-諧波式與二次擬合曲線(xiàn)式等非諧波主動(dòng)控制方法的控制參數(shù)進(jìn)行了掃略試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明:諧波式與非諧波式主動(dòng)控制方法對(duì)旋翼前行邊峰值BVI噪聲的控制規(guī)律與仿真結(jié)果類(lèi)似,變化趨勢(shì)基本相同。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類(lèi)號(hào)】：V275.1
【圖文】：

第一章 緒 論1.1 研究背景在各種飛行器中，直升機(jī)以其可垂直起降及可懸停等獨(dú)特性能成為應(yīng)用最廣泛的飛一。隨著直升機(jī)技術(shù)的發(fā)展，其噪聲水平日益受到人們的關(guān)注。直升機(jī)噪聲包含多種成翼噪聲是其中最主要的噪聲成分之一。通常，旋翼噪聲包含寬帶噪聲和旋轉(zhuǎn)噪聲，旋轉(zhuǎn)可分為厚度噪聲和載荷噪聲[1]，而槳渦干擾（Blade Vortex Interaction，BVI）噪聲即是聲的一種。BVI 噪聲一經(jīng)出現(xiàn)，便會(huì)成為直升機(jī)噪聲的主要成分[2]。BVI 噪聲通常發(fā)生在直升機(jī)斜下降或低速前飛狀態(tài)。如圖 1.1 所示，當(dāng)直升機(jī)處于狀態(tài)時(shí)，由于前飛速度較低及下洗流較弱，前一片槳葉釋放的槳尖渦在被吹向機(jī)身尾部中，會(huì)非�？拷罄m(xù)相鄰的槳葉，甚至與其發(fā)生碰撞，引起后續(xù)槳葉表面壓力產(chǎn)生高頻[3]，從而發(fā)生槳渦干擾現(xiàn)象。在此過(guò)程中，槳渦干擾位置一般發(fā)生在如圖 1.2 所示的位槳葉與干擾渦的夾角接近 0°時(shí)，即產(chǎn)生強(qiáng)烈的 BVI 噪聲，這些位置一般位于旋翼的前

第一章 緒 論1.1 研究背景在各種飛行器中，直升機(jī)以其可垂直起降及可懸停等獨(dú)特性能成為應(yīng)用最廣泛的飛一。隨著直升機(jī)技術(shù)的發(fā)展，其噪聲水平日益受到人們的關(guān)注。直升機(jī)噪聲包含多種成翼噪聲是其中最主要的噪聲成分之一。通常，旋翼噪聲包含寬帶噪聲和旋轉(zhuǎn)噪聲，旋轉(zhuǎn)可分為厚度噪聲和載荷噪聲[1]，而槳渦干擾（Blade Vortex Interaction，BVI）噪聲即是聲的一種。BVI 噪聲一經(jīng)出現(xiàn)，便會(huì)成為直升機(jī)噪聲的主要成分[2]。BVI 噪聲通常發(fā)生在直升機(jī)斜下降或低速前飛狀態(tài)。如圖 1.1 所示，當(dāng)直升機(jī)處于狀態(tài)時(shí)，由于前飛速度較低及下洗流較弱，前一片槳葉釋放的槳尖渦在被吹向機(jī)身尾部中，會(huì)非�？拷罄m(xù)相鄰的槳葉，甚至與其發(fā)生碰撞，引起后續(xù)槳葉表面壓力產(chǎn)生高頻[3]，從而發(fā)生槳渦干擾現(xiàn)象。在此過(guò)程中，槳渦干擾位置一般發(fā)生在如圖 1.2 所示的位槳葉與干擾渦的夾角接近 0°時(shí)，即產(chǎn)生強(qiáng)烈的 BVI 噪聲，這些位置一般位于旋翼的前

基于非諧波方法的電控旋翼噪聲控制研究位置，槳尖渦的結(jié)構(gòu)及其傳播路徑、槳葉氣彈變形和旋翼氣動(dòng)載荷是影響 BVI要參數(shù)。經(jīng)對(duì)干擾渦強(qiáng)度、渦核半徑、槳渦消失距離、槳軸平面的槳渦干擾角渦干擾角、干擾發(fā)生的展向及徑向位置、干擾渦的展向長(zhǎng)度和干擾時(shí)的槳葉升[3]，發(fā)現(xiàn)從影響程度及可控性上來(lái)說(shuō)，相對(duì)其它參數(shù)，槳渦消失距離及干擾渦強(qiáng)VI 噪聲的控制效果最為明顯。對(duì)于 BVI 噪聲的控制，一般有被動(dòng)控制與主動(dòng)控制兩種方式。被動(dòng)控制中，較低旋翼轉(zhuǎn)速、避開(kāi)產(chǎn)生槳渦干擾的飛行包線(xiàn)或優(yōu)化槳葉平面及槳尖設(shè)計(jì)等方法[雖然可以達(dá)到避開(kāi)產(chǎn)生槳渦干擾的氣動(dòng)環(huán)境或使槳尖渦發(fā)散降低 BVI 噪聲的效增加駕駛難度及對(duì)峰值 BVI 噪聲控制不顯著等問(wèn)題。在主動(dòng)控制中，通常采用階諧波控制（Higher Harmonic Control，HHC）和獨(dú)立槳葉控制（Individual BlaIBC）。這兩種方式可以通過(guò)改變旋翼氣動(dòng)載荷分布、調(diào)整槳葉揮舞或扭轉(zhuǎn)狀態(tài)VI 噪聲的目的[7~8]。高階諧波控制與獨(dú)立槳葉控制原理圖如圖 1.3 所示。

【參考文獻(xiàn)】

相關(guān)期刊論文 前5條

1 馮劍波;陸洋;徐錦法;王超;;旋翼槳渦干擾噪聲開(kāi)環(huán)槳距主動(dòng)控制研究[J];航空學(xué)報(bào);2014年11期

2 史勇杰;徐國(guó)華;;飛行參數(shù)對(duì)旋翼槳-渦干擾噪聲特性的影響機(jī)理研究[J];航空學(xué)報(bào);2013年11期

3 王超;陸洋;;基于自由尾跡方法的電控旋翼氣動(dòng)特性分析[J];南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào);2011年03期

4 陸洋;王浩文;高正;;原理性電控旋翼系統(tǒng)試驗(yàn)研究[J];空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào);2006年02期

5 黎鈞琪,石國(guó)楨;遺傳算法交叉率與變異率關(guān)系的研究[J];武漢理工大學(xué)學(xué)報(bào)(交通科學(xué)與工程版);2003年01期

相關(guān)博士學(xué)位論文 前2條

1 史勇杰;基于CFD方法的直升機(jī)旋翼槳—干擾氣動(dòng)和噪聲特性研究[D];南京航空航天大學(xué);2010年

2 宋辰瑤;基于尾跡分析的旋翼旋轉(zhuǎn)噪聲計(jì)算及槳-渦干擾噪聲研究[D];南京航空航天大學(xué);2010年

相關(guān)碩士學(xué)位論文 前1條

1 趙鑫;電控旋翼直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)特性研究[D];南京航空航天大學(xué);2009年

本文編號(hào)：2743998