根據(jù)旋翼輻射的氣動噪聲求解氣動聲學反問題,給定合理的旋翼表面載荷并結(jié)合聲類比方法得到觀測點的信號,以此進行表面載荷反演。對建立的大型不適定性方程組采用奇異值分解結(jié)合正則化方法進行求解,為克服反演結(jié)果存在的數(shù)值振蕩,采用多項式函數(shù)來表示未知量,并引入庫塔條件作為先驗信息。結(jié)果表明:理想條件下,該方法得到的旋翼表面的壓力分布更接近輸入值,尤其在載荷分布較大的葉尖區(qū)域,考慮干擾噪聲影響后,該方法得到的展向截面吸力峰位置的最大相對誤差從15%減小到4%。 

【文章來源】：航空動力學報. 2019,34(04)北大核心EICSCD

【文章頁數(shù)】：9 頁

【部分圖文】：

圖１ＩＳＯＭ噪聲的驗證Ｆｉｇ．１ＶａｌｉｄａｔｉｏｎｏｆＩＳＯＭｎｏｉｓｅ

，用來驗證旋翼亞聲速懸停的聲輻射特性，Ｆｒｅｎｃｈ－ＧｅｒｍａｎＲｅｓｅａｒｃｈＩｎ－ｓｔｉｔｕｔｅｏｆＳａｉｎｔ－Ｌｏｕｉｓ（簡稱ＩＳＬ）模型。該試驗是晚間時候在空曠的戶外進行的，１號傳聲器位于旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)，距離轉(zhuǎn)軸１倍旋翼直徑。２號傳聲器位于Ｍ０１下方２０°位置。試驗時旋翼槳尖馬赫數(shù)為０．６５，其幾何參數(shù)見表１所示。首先通過數(shù)值模擬方法［２６－２８］獲得ＩＳＬ模型的壁面載荷，采用基于Ｆａｒａｓｓａｔ－１Ａ公式預(yù)測遠場觀察點的脈動壓力。圖２是預(yù)測值與試驗數(shù)據(jù)表１旋翼的幾何參數(shù)Ｔａｂｌｅ１Ｒｏｔｏｒｇｅｏｍｅｔｒｙｐａｒａｍｅｔｅｒｓ參數(shù)數(shù)值旋翼直徑／ｍ２．００槳根半徑／ｍ０．２８翼型ＮＡＣＡ００１２弦長／ｍ０．１５線性扭轉(zhuǎn)角／（°）６．９４５槳葉質(zhì)量／ｋｇ１．４槳葉數(shù)２圖２采用ＦＷ－Ｈ方程預(yù)測ＩＳＬ旋翼噪聲（Ｍａ＝０．６５）Ｆｉｇ．２ＶａｌｉｄａｔｉｏｎｏｆＦＷ－ＨｅｑｕａｔｉｏｎｔｏｐｒｅｄｉｃｔＩＳＬｒｏｔｏｒｎｏｉｓｅ（Ｍａ＝０．６５）的比較（圖中右下方黑色圓點表示放置麥克風的位置），可以看出不論在旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)的１號傳聲器位置還是非旋轉(zhuǎn)平面的２號傳聲器位置預(yù)測值均與試驗數(shù)據(jù)均吻合良好，進一步驗證了本文采用基于Ｆａｒａｓｓａｔ－１Ａ公式預(yù)測旋翼氣動噪聲的能力。０４８

ｉξｉｊ（１４）式中ξｊ為該截面的弦向點坐標，ｚｉ為多項式系數(shù)，ｘ（ξｊ）為ξｊ點的壓力。整理得到ｘ＝Ｃｚ，其中矩陣Ｃ為多項式函數(shù)構(gòu)成的系數(shù)矩陣，ｚ為所求的多項式系數(shù)。原始求解方程Ａｘ＝ｂ變?yōu)椋粒茫剑�，Ｍ＝ＡＣ，所求方程為Ｍｚ＝ｂ，這樣就把對未知數(shù)的求解轉(zhuǎn)換為多項式系數(shù)的求解。求得ｚ，則ｘ＝Ｃｚ，這種變量替換有兩個明顯的好處，一是變量替換后未知量數(shù)目明顯減少；二是解是多項式曲線很自然的保證反演結(jié)果的光滑性。圖３壓力系數(shù)分布的多項式擬合Ｆｉｇ．３Ｐｏｌｙｎｏｍｉａｌｆｉｔｔｉｎｇｏｆｐｒｅｓｓｕｒｅｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ下面采用多項式函數(shù)對一組壓力系數(shù)進行擬合，以選取合適的多項式。目標壓力系數(shù)用圖３中的黑色方塊表示，分別選用了３～６次多項式，表２給出了不同次多項式擬合的誤差，從３～４次變化不大，從４～５次時誤差從０．４９％下降到０．１８％，變化明顯，６階多項式擬合誤差為０．１３％并沒有顯著下降。為清晰起見，圖３給出了４～５次多項式的擬合曲線。綜合考慮，本文選�。荡危保矗�

【參考文獻】：
期刊論文
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本文編號：3459075