一种基于桨叶穿孔的无人机旋翼涡流噪声降低方法与流程

本发明属航空声学和气动声学技术领域，涉及旋翼无人机噪声的降低，具体为一种基于桨叶边缘穿孔的无人机旋翼涡流噪声降低方法，具有良好的降噪效果和气动特性。

背景技术：

旋翼无人机因操控方便、具有可悬停的优点，在军事和民用上都有着广泛应用，尤其适合需要悬停工作的场合，如航拍、快递运输、环境监测、农业植保和新闻报道等。但目前无人机普遍存在噪声过大的问题，影响航拍时声音信号的采集。持续的高强度噪声会降低性能品质，对于军用机会影响其隐身性、损坏飞机结构、干扰机载电子设备等。飞行过程中无人机产生的噪声也对邻近区域的声环境产生较严重的不利影响。随着低空领域无人机应用的快递增长，无人机噪声将带来越来越多的环境影响。

旋翼噪声的降低一直是航空声学领域的重点和难点。多旋翼无人机主要采用双叶桨。降低旋翼桨叶噪声最通常的方法是通过仿真计算和风洞试验手段优化桨叶叶型和桨尖形状，包括调整桨叶扭转角、弦长分布、掠角、截面厚度、桨尖翼型、后掠角、尖削比等，经气动和噪声综合优化设计，在保持旋翼气动性能的情况下可降低旋翼气动噪声2db左右。近来有部分研究采用仿生学手段，在旋翼表面添加凸起、边缘添加梳状结构或锯齿状结构等仿生结构进行降噪，优化结构降噪效果为1~2db，但对气动性能有较大的不利影响。

旋翼无人机桨叶产生的噪声包含显著的离散旋转噪声和宽频涡流噪声。离散噪声与桨叶的旋转有关，是由于桨叶叶片受到周期性的载荷而产生，以通过频率的基频和低次谐频占主导地位。宽频噪声主要为涡流噪声，有以下成因：当来流中包含紊流时，气流流向桨叶产生来流紊流噪声；气流流经桨叶表面由于紊流附面层的涡流分离现象，产生附面层噪声；由于桨叶表面紊流附面层在桨叶尾缘脱落，产生后缘噪声。

虽然在单个频率上涡流噪声低于离散旋转噪声，但对于总声压级、宽频涡流噪声的能量叠加总贡献高于离散噪声。因此有必要提出降低桨叶涡流噪声的有效方法，以降低旋转桨叶的总噪声级。

针对宽频涡流噪声，本发明提出基于桨叶边缘穿孔的方法。因为附面层经常出现涡流分离，采用穿孔桨叶可以使部分气流自桨叶高压面（背面）流向低压面（正面）,使分离点向流动下方移动，降低桨叶分离区的涡流强度和尺寸,进而降低噪声。

本方法的降噪措施实施和加工简便，降噪效果良好，优化参数下的桨叶边缘穿孔不影响气动特性。

技术实现要素：

本发明的目的在于提出一种具有良好降噪效果、实施简便的基于桨叶穿孔的无人机旋翼涡流噪声降低方法，适用于各旋翼无人机。

本发明提出的基于桨叶穿孔的无人机旋翼涡流噪声降低方法，具体步骤如下：

（1）：确定桨叶穿孔的排列方式：

根据降噪的指标或设定要求，以及桨叶的形状，确定桨叶穿孔的排列方式；在桨叶边缘附近区域设置一排或若干排穿孔，对于一排穿孔中心连线或若干排穿孔的各排穿孔中心连线与桨叶边缘平行，对于若干排穿孔，穿孔的中心连线与桨叶边缘的最大距离为桨叶宽度的1/4~1/3；

（2）：确定桨叶穿孔与桨叶边缘的距离：

根据桨叶气流分离点位置确定桨叶穿孔与桨叶边缘的距离；沿桨叶边缘的一排穿孔或若干排穿孔的第一排穿孔与桨叶边缘的距离为气流分离点与桨叶边缘距离的1/3~2/3，其余排穿孔与桨叶边缘的最大距离为气流分离点与桨叶边缘距离的1~2倍；

（3）：确定桨叶穿孔的孔径、孔距：

为在不影响气动特性的情况下获得良好降噪效果，确定桨叶穿孔的孔径和孔距，控制每个穿孔的孔径为0.3mm~3mm，桨叶穿孔总面积为桨叶面积的0.3%~3%；

（4）：确定桨叶穿孔的夹角：

不同位置处的穿孔轴线与水平面的夹角不同，控制穿孔的轴线与孔位置处桨叶低压面的曲面保持垂直。

本发明中，步骤（1）中穿孔排数优选为1-3排，穿孔可选用三角形排列或长方形排列，穿孔为圆形孔。

本发明中，步骤（3）中控制穿孔的优选孔径为0.3mm~1.5mm，桨叶穿孔总面积优选为桨叶面积的0.3%~1.5%。

本发明提出的基于桨叶穿孔的旋翼涡流噪声降低方法实施简便，降噪效果良好，对气动性能无影响。

本发明的有益效果在于：本发明对旋翼桨叶的宽频涡流噪声进行降低，提出基于桨叶穿孔的涡流噪声降低方法，本发明显著降低桨叶旋转时产生的宽频涡流噪声，在6khz以内的频带内显著低于未穿孔桨叶。本发明装置简单，加工简便，成本低廉，总声级降噪效果可达3db以上，适用面广，是一种具有很好应用前景的旋翼噪声降噪措施方法。

附图说明

图1为本发明实施例1穿孔桨叶主视图。

图2为本发明实施例1穿孔桨叶剖面图。

图３为实施例１的降噪效果。

图4为本发明实施例2穿孔桨叶主视图。

图5为本发明实施例2穿孔桨叶剖面图。

图6为实施例2的降噪效果。

图中标号：1为桨叶；2为桨叶边缘；3为第一排穿孔；4为第二排穿孔；5为第一排穿孔中心连线；6为第二排穿孔中心连线。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都应属于本发明保护的范围。

实施例1：本发明涉及的双叶桨旋翼无人机的桨叶示意图如图1所示，所述桨叶1的直径为10英寸。本发明涉及基于桨叶穿孔的旋翼涡流噪声降低方法，该方法包括的步骤如下：

（1）、确定桨叶穿孔的排列方式

降噪指标不低于2db。沿桨叶边缘2向内布置两排穿孔，分别为第一排穿孔3和第二排穿孔4，相邻孔选用长方形排列。第一排穿孔中心连线5和第二排穿孔中心连线6均与桨叶边缘2平行。桨叶边缘2到第二排穿孔中心连线6的距离不超过桨叶宽度的1/3。穿孔为圆形孔；

（2）、确定桨叶穿孔与桨叶边缘的距离

根据桨叶气流分离点位置确定第一排桨叶穿孔3和第二排穿孔桨叶4与桨叶边缘2的距离。沿桨叶弦长第一排穿孔3与桨叶边缘2的距离为气流分离点与桨叶边缘2距离的1/3~2/3，取约1/2；第二排穿孔4与桨叶边缘2的距离为气流分离点与桨叶边缘2距离的1~2倍，取约1~1.5倍。在3500转/min的转速下，气流分离点和边缘的距离约为4~6mm。第一排穿孔中心连线5与桨叶边缘2的距离w为2mm，第二排穿孔中心连线6与桨叶边缘2的距离为6mm；

（3）、确定桨叶穿孔的孔径、孔距

为维持桨叶的气动特性不变，穿孔的孔径为0.3mm~2mm，桨叶穿孔总面积为桨叶面积的0.3%~3%，本实施例的桨叶穿孔总面积不超过桨叶面积的1.5%，穿孔的孔径不超过1mm。综合步骤（1）和步骤（2），确定穿孔孔径d为0.8mm，孔距l为8mm；

（4）、确定桨叶穿孔的夹角

穿孔角度的确定方法为：穿孔的轴线与孔位置处桨叶低压面曲面垂直，见图2。

如图３所示，实施例的降噪效果在0hz~6000hz湍流噪声降低量为3~8db，6000hz~10000hz湍流噪声降低量为1~3db。未穿孔桨叶的总噪声为70.7db，实施例穿孔桨叶的总噪声级为67.8db，总噪声级降低2.9db，升力无变化。

实施例2：本发明涉及的双叶桨旋翼无人机的桨叶示意图如图4所示，所述桨叶1的直径为8英寸。本发明涉及基于桨叶穿孔的旋翼涡流噪声降低方法，该方法包括的步骤如下：

（1）、确定桨叶穿孔的排列方式

降噪指标不低于2db。沿桨叶边缘2向内布置一排穿孔3，穿孔中心连线5与桨叶边缘2平行。桨叶边缘2到穿孔中心连线5的距离不超过桨叶宽度的1/3。穿孔为圆形孔；

（2）、确定桨叶穿孔与桨叶边缘的距离

根据桨叶气流分离点位置确定桨叶穿孔3与桨叶边缘2的距离。沿桨叶边缘穿孔3与桨叶边缘2的距离为气流分离点与桨叶边缘2距离的1/3~2/3，取约2/3。在4500转/min的转速下，气流分离点和边缘的距离约为3~5mm。穿孔中心连线5与桨叶边缘2的距离w为3mm；

（3）、确定桨叶穿孔的孔径、孔距

为维持桨叶的气动特性不变，穿孔的孔径优选为0.3mm~1.5mm，桨叶穿孔总面积优选为桨叶面积的0.3%~1.5%，本实施例的桨叶穿孔总面积不超过桨叶面积的1%，穿孔的孔径不超过1mm。综合步骤（1）和步骤（2），确定穿孔孔径d为0.5mm，孔距l为5mm；

（4）、确定桨叶穿孔的夹角

穿孔角度的确定方法为：穿孔的轴线与孔位置处桨叶低压面曲面垂直，见图5。

如图6所示，实施例2的降噪效果在0hz~6000hz湍流噪声降低量为3~10db，6000hz~10000hz湍流噪声降低量为1~5db。未穿孔桨叶的总噪声为66.8db，实施例穿孔桨叶的总噪声级为63.6db，总噪声级降低3.2db，升力无变化。