基于猫头鹰飞行静音原理的旋翼及降噪方法

1.本发明涉及飞行器技术领域，具体是涉及一种基于猫头鹰飞行静音原理的旋翼及降噪方法。


背景技术：

2.直升机具有垂直起降、空中悬停等固定翼飞机无法比拟的优点，但由于直升机振动大、噪声大的特点，在很多情况下其使用受到限制。提高军用直升机的声隐身性能可以大大提高军用直升机的生存能力；民用方面，由于直升机的气动噪声响度大、传播方向远，一些地区上空禁止直升机飞行。无论是军用还是民用，现代直升机设计对低噪声辐射的要求日益迫切，国际民用航空组织对直升机的噪声水平的要求也日益严格。直升机的噪声水平几乎成为与性能、安全、可靠性一样重要的设计指标。


技术实现要素：

3.本发明的目的是提供一种基于猫头鹰飞行静音原理的旋翼及降噪方法，以解决上述现有技术存在的问题，能够降低直升机旋翼气动噪声的声压级，提高直升机的声隐身特性。
4.为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
5.本发明提供了一种基于猫头鹰飞行静音原理的旋翼，包括桨叶，所述桨叶的尾部转动安装有多个后缘小翼，且多个所述后缘小翼沿所述桨叶的长度方向依次排列，所述后缘小翼的转轴与所述桨叶的长度方向平行，各所述后缘小翼与所述桨叶之间均设有转动机构，且各所述转动机构均与一控制器电连接，所述控制器用于控制所述转动机构动作，并使所述转动机构带动所述后缘小翼转动。
6.优选地，所述后缘小翼在长度方向上的两侧各对应一个所述转动机构，且所述转动机构安装于所述桨叶上。
7.优选地，所述转动机构包括齿轮、两个菱形放大器、两个拉杆和两个齿条，一个所述菱形放大器对应连接一个所述拉杆的一端，所述拉杆的另一端与一所述齿条的一端连接，所述齿条的另一端向靠近所述后缘小翼的方向延伸，所述拉杆的移动方向与所述桨叶的长度方向垂直，所述齿轮安装于所述后缘小翼的根部，所述齿轮的外周分别与两个所述齿条啮合，两个所述齿条平行且相对设置，所述菱形放大器能够带动所述拉杆向靠近所述齿轮的方向移动，并使所述齿条向远离所述菱形放大器的方向移动，以带动所述齿轮旋转，所述齿轮能够带动所述后缘小翼转动。
8.优选地，所述菱形放大器包括若干个压电堆和两个伸缩板，各所述压电堆均安装于两个所述伸缩板之间，且所述拉杆与其中一个所述伸缩板上远离所述压电堆的一侧连接，所述压电堆通电压时能够伸长，并带动所述伸缩板和所述拉杆移动。
9.优选地，所述后缘小翼为九个，且各所述后缘小翼的偏转角度范围均为-10
°
～+10
°
。
10.本发明还提供一种基于猫头鹰飞行静音原理的降噪方法，使用上述技术方案中任一项所述的基于猫头鹰飞行静音原理的旋翼，包括以下步骤：
11.s1：选定一观测点为计算点，求解将平面内噪声抵消为零所需要施加的力lr；
12.s2：将s1中计算得到的lr值传输至控制器，通过所述控制器控制各所述转动机构动作，并使所述转动机构控制所述后缘小翼相较于所述桨叶的偏转角度，以使所述后缘小翼产生阻力小于两倍的lr值，实现降噪。
13.优选地，s1中，求解lr的公式为
[0014][0015]
其中，τ为延迟时间，c0为声速，mr为声源与观测点连线的马赫数分量，m为声源处马赫数，p'
t
为观测点处对应的厚度噪声声压值，r为声源到观测点的距离。
[0016]
本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：
[0017]
本发明提供的基于猫头鹰飞行静音原理的旋翼及降噪方法，桨叶的尾部转动安装有多个后缘小翼，且多个后缘小翼沿桨叶的长度方向依次排列，进而模拟猫头鹰翅膀的锯齿形结构，以实现模仿猫头鹰的飞行状态对吹过旋翼桨叶的气流进行整流，后缘小翼的转轴与桨叶的长度方向平行，使得后缘小翼的转动平面与桨叶垂直，进而能够通过调整后缘小翼相较于桨叶的角度，产生能够与厚度噪声声压方向符号相反的声压载荷噪声，降低桨盘平面内的厚度噪声，各后缘小翼与桨叶之间均设有转动机构，且各转动机构均与一控制器电连接，控制器用于控制转动机构动作，并使转动机构带动后缘小翼转动，实现主动控制，通过多个后缘小翼的上下偏转模拟猫头鹰翅膀的锯齿形结构的静音飞行运动过程，降低直升机旋翼气动噪声的声压级，提高直升机的声隐身性能，同时，通过调整各后缘小翼的角度，能够对吹过旋翼桨叶的气流进行整流，以抵消厚度噪声，使桨叶能够更加安静地“切割”空气，且不会过度牺牲升力。
附图说明
[0018]
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0019]
图1是实施例一中的基于猫头鹰飞行静音原理的旋翼在非工作状态下的示意图；
[0020]
图2是实施例一中的基于猫头鹰飞行静音原理的旋翼在工作状态下的示意图；
[0021]
图3是图2的a处放大示意图；
[0022]
图4是实施例一中转动机构的结构示意图；
[0023]
图5是实施例一中菱形放大器的结构示意图；
[0024]
图6是实施例一中齿轮的安装位置示意图；
[0025]
图7是实施例二中前飞/悬停状态下远场观测点的位置示意图；
[0026]
图8是实施例二中悬停状态下有效降噪区域的示意图；
[0027]
图9是实施例二中前飞状态下有效降噪区域的示意图；
[0028]
图10是实施例二中桨盘正前方100r处，观测点的降噪效果示意图；
[0029]
图11是实施例二中某观测点下直升机运动状态示意图；
[0030]
图12是实施例二中不同控制律下区域降噪效果图；
[0031]
图中：100-基于猫头鹰飞行静音原理的旋翼，1-桨叶，2-后缘小翼，3-菱形放大器，4-拉杆，5-齿条，6-齿轮，7-伸缩板，8-压电堆。
具体实施方式
[0032]
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。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前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0033]
本发明的目的是提供一种基于猫头鹰飞行静音原理的旋翼及降噪方法，以解决现有的直升机噪声大，降噪困难的技术问题。
[0034]
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
[0035]
实施例一
[0036]
如图1-图6所示，本实施例提供一种基于猫头鹰飞行静音原理的旋翼100，包括桨叶1，桨叶1的尾部转动安装有多个后缘小翼2，且多个后缘小翼2沿桨叶1的长度方向依次排列，进而模拟猫头鹰翅膀的锯齿形结构，以实现模仿猫头鹰的飞行状态对吹过旋翼桨叶1的气流进行整流，后缘小翼2的转轴与桨叶1的长度方向平行，使得后缘小翼2的转动平面与桨叶1垂直，进而能够通过调整后缘小翼2相较于桨叶1的角度，产生能够与厚度噪声声压方向符号相反的声压载荷噪声，降低桨盘平面内的厚度噪声，各后缘小翼2与桨叶1之间均设有转动机构，且各转动机构均与一控制器电连接，控制器用于控制转动机构动作，并使转动机构带动后缘小翼2转动，实现主动控制，通过多个后缘小翼2的上下偏转模拟猫头鹰翅膀的锯齿形结构的静音飞行运动过程，降低直升机旋翼气动噪声的声压级，提高直升机的声隐身性能，同时，通过调整各后缘小翼2的角度，能够对吹过旋翼桨叶1的气流进行整流，以抵消厚度噪声，使桨叶1能够更加安静地“切割”空气，且不会过度牺牲升力。
[0037]
具体地，后缘小翼2在长度方向上的两侧各对应一个转动机构，且转动机构安装于桨叶1上，通过在后缘小翼2的两侧设置转动机构，避开后缘小翼2的上下表面，能够避免对后缘小翼2的阻力调节造成影响。
[0038]
转动机构包括齿轮6、两个菱形放大器3、两个拉杆4和两个齿条5，一个菱形放大器3对应连接一个拉杆4的一端，拉杆4的另一端与一齿条5的一端连接，齿条5的另一端向靠近后缘小翼2的方向延伸，拉杆4的移动方向与桨叶1的长度方向垂直，进而便于调整后缘小翼2相较于桨叶1的角度，以实现阻力调节，齿轮6安装于后缘小翼2的根部，齿轮6的外周分别与两个齿条5啮合，两个齿条5平行且相对设置，进而能够通过两个齿条5的分别移动实现齿轮6的正转及反转，最终实现后缘小翼2的上偏和下偏，菱形放大器3能够带动拉杆4向靠近齿轮6的方向移动，拉杆4带动齿条5向远离菱形放大器3的方向移动，在此过程中，由于齿轮6与齿条5啮合，随着齿条5的移动能够带动齿轮6旋转，齿轮6为定齿轮，不会相较于后缘小翼2转动，因此通过齿轮6的转动带动后缘小翼2转动，实现后缘小翼2的角度调节，最终实现阻力调节，模仿猫头鹰静音飞行的运动过程，通过声压叠加原理降低厚度噪声。同时，当菱
形放大器3带动一个齿条5移动时，其动力远大于另一个齿条5带给齿轮6的阻力，所以另一个齿条5对齿轮6的影响可以忽略。
[0039]
菱形放大器3包括若干个压电堆8和两个伸缩板7，各压电堆8均安装于两个伸缩板7之间，且拉杆4与其中一个伸缩板7上远离压电堆8的一侧连接，当对压电堆8施加交变电压，压电堆8会发生伸长，进而带动伸缩板7和拉杆4产生微小位移，再通过齿条5和齿轮6的啮合，实现后缘小翼2的偏转角度调节。同一个齿轮6外周的两个菱形放大器3单独控制，当需要后缘小翼2向下偏转时，只需要施加电压启动上面的菱形放大器3，进而使后缘小翼2向下转动，需要后缘小翼2向上偏转时同理，仅需启动下面的菱形放大器3即可，并且，后缘小翼2两侧的菱形放大器3，位于上方的串联，位于下方的也串联，进而使得两个上方的菱形放大器3同时动作，两个下方的菱形放大器3同时动作，保证后缘小翼2稳定偏转。同时，施加电压的大小会影响菱形放大器3带动拉杆4伸长的距离，进而可以通过控制交变电压的大小来改变后缘小翼2的偏转幅值，当停止施加电压，菱形放大器3可恢复原始形状。
[0040]
后缘小翼2为九个，且各后缘小翼2的偏转角度范围均为-10
°
～+10
°
，在实际生产过程中，本领域技术人员可根据实际需要对后缘小翼2的数量作适应性更改。
[0041]
实施例二
[0042]
如图7-图12所示，本实施例提供一种基于猫头鹰飞行静音原理的降噪方法，使用实施例一中的基于猫头鹰飞行静音原理的旋翼100，
[0043]
当直升机正常处于飞行状态，且不需要进行噪声控制时，各个后缘小翼2均呈收起状态，即后缘小翼2相较于桨叶1的偏转角度为0
°
，与常规旋翼外形基本一致，可以对直升机的气动性能影响降低到最小；
[0044]
当需要对直升机进行平面内噪声控制时(如民用直升机飞行至居民区上空或军用直升机执行战场任务)，通过对压电堆8施加交变电压，使位于齿轮6上方或下方的菱形放大器3控制拉杆4伸长，带动齿条5移动，并使齿轮6转动，以控制后缘小翼2转动适当角度，达到工作状态；
[0045]
若后缘小翼2处于工作状态，需对每片后缘小翼2的偏转角度进行控制，由于抵消所需提供的阻力方向需沿声源与观测点连线，才能保证产生的载荷噪声与所要抵消的厚度噪声相位一致，所以在后缘小翼2旋转过程中，需通过控制电压来调整的每片后缘小翼2的偏转角度，保证所有后缘小翼2产生的阻力方向能够沿声源与观测点的连线方向；
[0046]
在具体降噪调节的过程中，需先选定一个观测点作为计算点，求解将平面内噪声抵消为零所需要施加的力lr，求解公式为：
[0047][0048]
其中，τ为延迟时间，c0为声速，mr为声源与观测点连线的马赫数分量，m为声源处马赫数，p'
t
为观测点处对应的厚度噪声声压值，r为声源到观测点的距离，且除了所需求解的lr，公式中的其它值均可使用clorns—声压计算代码在厚度噪声计算过程中得到。
[0049]
控制器通过上述计算得出的lr值，对后缘小翼2进行偏转角度的控制，通过改变每个后缘小翼2的对应的压电堆8的电压，以改变后缘小翼2的偏转角度，后缘小翼2向上偏转越大(最大为10
°
)，产生的阻力就越大，同时也可利用多片后缘小翼2的不同偏转角度产生更大的阻力，以此方法控制其产生的阻力大小。
[0050]
当所有后缘小翼2偏转所产生的力为lr时，观测点处的厚度噪声可被抵消为零，只要控制该机构产生的力小于两倍lr，就能产生降噪效果。
[0051]
对于悬停工作状态的直升机，该方法可以对环绕直升机固定距离的环状带进行降噪；对于前飞工作状态的直升机，该方法可以对与直升机保持一定相对距离的区域进行降噪。
[0052]
上述方法主要针对厚度噪声进行控制，当对其他气动噪声进行控制时：
[0053]
需通过观测猫头鹰的后缘羽毛运动状态，对该状态进行拟合，得到多片后缘小翼2的运动公式，根据得到的运动公式，使各片后缘小翼2按公式指定方式运动，即通过施加交变电压，使上端或下端的菱形放大器3伸长，带动拉杆4和齿轮6动作使后缘小翼2转动适当角度，最终改变了吹过直升机桨叶1的气流方向，模仿猫头鹰的飞行状态，对吹过旋翼桨叶1的气流进行整流。
[0054]
使用实施例一中的基于猫头鹰飞行静音原理的旋翼100以及实施例二中的基于猫头鹰飞行静音原理的降噪方法，通过在桨叶1后缘安装九片后缘小翼2，可以针对性地对旋翼气动噪声进行控制。在直升机处于悬停状态时，可以针对与声源有一定距离范围内的平面内噪声进行控制，使声压级降低3db以上，声传播范围减小。
[0055]
在单个控制点处的降噪效果如图10所示，在桨盘平面内的降噪效果如图12所示。
[0056]
本说明书中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。