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1.
非均匀桨直升机旋翼厚度噪声分析 总被引:1,自引:0,他引:1
分析了桨叶间距非均匀调制对直升机旋翼厚度噪声的影响.桨叶间距按照正弦调制和余弦调制变化时,根据FW-H方程的Formulation 1A公式,计算了直升机悬停状态下的旋翼厚度噪声.桨尖速度为亚音速时的计算结果显示,与桨叶间距均匀的直升机旋翼厚度噪声相比,非均匀桨可以改变厚度噪声的频谱特征,而且在基本保持厚度噪声总声压级不变情况下,降低厚度噪声桨叶通过频率及谐频的线谱幅值.本文的分析和结果有助于认识非均匀旋翼厚度噪声的频谱变化规律. 相似文献
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基于特征值方法的旋翼尾迹稳定性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
给出一个旋翼尾迹线性化稳定性分析的方法.在该方法中,尾迹涡线被离散为直线涡段,尾迹的扰动归结为涡元端点的扰动,考虑了桨尖涡的自诱导和涡线的互诱导以及桨尖涡与桨叶的实际干扰.使用该方法,分别以UH-1H和AH-1G模型旋翼为例,对悬停和前飞状态的旋翼尾迹的稳定性进行计算和分析.结果表明:旋翼尾迹运动存在大于0的特征值,是内在不稳定的,且最大发散率随波数变化呈现出一定规律性;前飞与悬停状态不同,其最大发散率减小,不稳定性减弱. 相似文献
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亚音主旋翼的噪声预测和声隐身分析 总被引:2,自引:1,他引:1
本文介绍了基于FW-H方程的亚音主旋翼噪声预测方法,并在螺桨噪声预测程序基础上发展了主旋翼噪声预测程序。本文采用商用CFD软件FINE/TURBO模拟直升机旋翼流场,为噪声预测程序提供所需要的桨叶表面载荷,并用算例验证了载荷数据的准确性和噪声预测程序的有效性。本文计算和讨论了亚音悬停条件下的辐射噪声,并重点分析了不同形状桨叶对辐射噪声的影响,结果表明采用合理的薄翼型叶尖、尖削叶尖及线性扭转桨叶都可以降低辐射噪声,为通过改变桨叶形状降低旋翼辐射噪声提供了合理途径。 相似文献
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将三阶迎风格式(MUSCL)与通量差分裂方法相结合,以改进二阶中心差分格式导致较大尾迹数值耗散的不足,建立了基于N-S方程和嵌套网格技术的旋翼流场求解方法,提高了CFD/Kirchhoff方法中流场信息计算的准确性.在流场求解的基础上,提出了一种谐波展开分析方法,基于该方法,Kirchhoff公式中的被积函数可解析表达,从而简化了获得Kirchhoff公式中被积函数的插值方法,提高了插值效率和精度.用上述方法对旋翼跨音速流场的高速脉冲(HSI)噪声进行了预测,计算结果与实验数据一致;同时对高速脉冲噪声在不同桨尖马赫数时和不同方向观测点上的特点进行了计算和分析.结果表明:旋翼高速脉冲噪声具有很强的指向性,在桨盘平面内噪声最大,在桨盘下方,随着与桨盘平面的夹角增加,噪声的脉冲迅速减弱. 相似文献
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旋翼作为直升机的主要升力和操纵部件, 具有复杂的流场结构, 如非定常性, 桨-涡干扰和桨尖涡等, 导致旋翼流场研究十分困难. 针对这一问题, 结合锁相技术和粒子图像测速(particle image velocimetry, PIV)技术开展了悬停状态下旋翼流场的实验研究, 并通过本征正交分解(proper orthogonal decomposition, POD)提取主要含能模态, 刻画流场时空演化. 结果显示, 旋翼尾流发展过程中向旋转轴靠近, 二维流场结构呈现倒三角结构, 即扩展到三维流动中会呈现倒锥型结构的特性; 通过POD进行含能模态分析, 旋翼尾流中对湍动能贡献最大的为桨叶涡结构, 其次是桨尖涡结构. 相似文献
6.
结合CFD(Computational fluid dynamics)方法和FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程,建立了一套适合于悬停状态下共轴刚性双旋翼气动噪声特性计算方法。为了准确模拟共轴旋翼流场的涡干扰现象和非定常特性,基于运动嵌套网格技术与双时间推进方法,采用积分形式的可压雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程作为双旋翼非定常流场求解控制方程,湍流模型选用Baldwin-Lomax模型。通过Farassat 1A公式计算双旋翼气动噪声特性,每个声源微面的位置和载荷信息直接从桨叶表面网格中获取。然后,对水平面内和竖直面内观测点处共轴双旋翼厚度噪声、载荷噪声和总噪声的声压时间历程和频谱特性做了细致对比。模拟结果表明:上旋翼和下旋翼反向旋转的特点对声压时间历程影响显著,不同方向观察点的声压波形峰值对应的相位不同;共轴旋翼流场中存在的文丘里效应、桨-涡干扰现象以及下洗流的作用使得桨叶气动载荷呈现明显的非定常特征,导致共轴双旋翼的载荷噪声辐射强度较大;在低频段,总噪声受厚度噪声主导,而在高频段则受载荷噪声主导。 相似文献
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螺旋状尾迹涡是直升机悬停旋翼流场的主导特征之一,其时空演化特性对旋翼气动性能具有重要影响.为了揭示悬停状态下旋翼尾迹涡的演化特征,对两桨叶刚性旋翼在高雷诺数悬停状态下的双螺旋状尾迹涡开展数值研究,采用基于流场特征的网格自适应技术,结合低耗散迎风/中心混合格式以及延迟脱体涡模拟方法对Caradonna-Tung旋翼在桨尖马赫数为0.439、桨尖雷诺数为1.92×10~6的悬停流场进行了高分辨率计算.基于欧拉和拉格朗日两种描述方法对计算结果进行了分析,揭示了双螺旋尾涡系统的演化特性:后缘尾涡面在桨尖附近的反向卷起及其与下游桨尖涡的相互作用是影响涡系稳定性以及涡-涡相互作用的重要因素;涡龄小于720°时,在固连于桨叶上的旋转坐标系中观察,涡系具有时空稳定性,涡管中心处轴向涡量随涡龄按照幂函数规律衰减.在固连于漩涡中心的局部极坐标系中,周向速度分布以及涡核半径随涡龄的变化与理论涡模型相符合,环量随涡龄的变化显示了漩涡的生长、平衡及耗散等演化阶段;模态分析结果表明,除点涡模态外,来流与点涡的复合模态在漩涡演化过程中对流动特征的转变有重要影响;涡系轴截面速度场的拉格朗日拟序结构直观地显示了漩涡场的时空演化过程,揭示了漩涡配对和共旋穿越等流动特征,同时也展示了后缘尾涡面卷起现象在漩涡演化过程中的作用. 相似文献
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深入理解桨-涡干扰脉冲噪声特性对其噪声的控制具有重要意义。采用气动噪声直接法对低马赫数条件下的二维平行桨-涡干扰气动噪声进行了数值计算,分析了噪声的产生机理和传播、衰减规律。结果表明:当旋涡接近和经过翼型前缘时,翼型前缘附近压强发生强度不同的两次突变,导致翼型气动力变化的同时,向外辐射产生具有偶极子指向性的脉冲声波,其中较弱的一次压强突变能更有效率地辐射声波;通过对4种不同来流速度的声场进行分析,发现上、下远场声压峰值和传播距离成反比,和来流速度的三次方与升力系数波动幅值之积成正比,由此得出了远场声压峰值计算公式,为桨-涡干扰远场声压的预测提供了另一种途径。 相似文献
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针对一种新型三旋翼构型的倾转旋翼无人机的直升机模式控制问题进行研究,采用牛顿欧拉法对这种新型三旋翼构型的倾转旋翼无人机直升机模式进行了详细的动力学建模分析,建立了该无人机悬停模式6自由度非线性模型;在对该模型进行线性化的基础上,设计了这种三倾转旋翼无人机直升机模式下的高度、俯仰通道、滚转通道以及偏航通道的PID控制器,并在Matlab/Simlink环境下建立其仿真模型,对所设计的控制算法进行验证;实验结果表明,所设计的控制器能够满足系统的控制性能要求。 相似文献
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本文采用DPIV实验研究方法,在不同转速工况下,对开式前缘弯掠子午加速风扇转子叶尖涡在叶轮尾缘的脱落流动现象进行了测量.结果表明:在不同转速下,转子尾缘处均存在明显的叶尖涡流动现象.该叶尖脱落涡流动现象具有相似性,随着转速的增大,叶尖涡区和吸力面之间的径向速度差增大,叶尖涡强度随转速增加而增强.随着转速的增大,叶尖涡和主流相互作用加剧,涡量负值增大,叶尖涡影响区域也逐渐扩大.径向速度梯度同样随转速增大而增大的结果,增强了叶尖涡对尾迹区作用的影响.最后,本文通过CFD对该开式风扇叶尖涡流动现象进行模拟,其结果给出了相似的叶尖涡在转子尾缘脱落流动现象,为前缘弯掠开式子午加速风扇在户室中央空调室外机上的应用和风机系统的优化设计及其降噪研究提供了重要的内流数据. 相似文献
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压气机转子三维紊流流场 总被引:10,自引:3,他引:7
在低速大尺寸压气机试验台上,用单斜热丝、高频压力探针及由旋转四坐标全电动探针位移机构带动的五孔气动探针,测量了单级压气机转子出口和单转子压气机叶片通道尖区在不同流量状态下三维平均和亲流流场。设计状态,叶尖泄漏涡的发展及其与端壁附面层的交混决定了尖区的流动特性。小流量状态,叶片吸力面附面层增厚,近失速状态尖部吸力面附面层发生分离,吸力而附面层内径向潜移强烈,叶尖吸力面角区产生大范围强旋涡,角区部分低能流体移向叶尖通道中部,与端壁附面层、泄漏涡、刮削涡及主流发生交混. 相似文献
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刷式密封对透平级气动性能影响的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
采用基于非线性Darcian多孔介质模型三维Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)和SST紊流模型的泄漏流动数值方法对比研究了动叶叶顶迷宫密封和刷式密封的1.5级汽轮机高压缸透平级的气动性能.数值预测实验测量的刷式密封泄漏量与实验数据吻合一致,验证了数值方法的可靠性。详细分析了动叶叶顶迷宫和刷式密封两种结构对1.5级透平级叶顶间隙泄漏特性和气动性能参数的影响特性.结果表明:在相同工况下,相比于叶顶迷宫密封结构,叶顶刷式密封可使透平级级效率提高0.15%,叶顶间隙泄漏量降低30.74%。叶顶刷式密封和迷宫密封结构对透平级反动度和动叶出口气流角的影响基本相同.叶顶刷式密封中刷丝束前后压降大于迷宫密封中相同位置处迷宫齿前后压降,刷丝束起主要封严作用. 相似文献
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周向弯曲低压轴流风机叶顶泄漏流动数值研究 总被引:8,自引:0,他引:8
本文采用数值模拟的方法,对三种带有周向弯曲叶片的低压轴流通风机(原型叶轮、周向前弯及后弯叶轮)的叶顶泄漏流动进行了研究。在数值计算与试验测量结果较为吻合的条件下,从流场和压力场等不同角度分析探讨了叶片周向弯曲后,叶顶泄漏流动和泄漏涡的形成和发展规律。数值计算结果表明,叶顶周向前弯加剧了泄漏涡与主流的掺混;周向后弯叶轮比前弯叶轮有助于减弱叶顶泄漏流动;强度大、衰减慢的泄漏涡,降低了叶顶的通流能力,同时与主流的掺混加剧也增大了叶轮的端部损失;此外,顶部间隙高度的增加,泄漏流动加强,旋涡的起始点更靠近叶片后缘。 相似文献
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The purpose of this study is to understand the aerodynamic noise source distribution around a rotating fan blade by measuring
the noise signal and velocity field around the blade. The local noise-level distribution over the fan blade is measured by
microphone arrays, and the flow field is visualized by smoke and phase-averaged PIV measurement. The noise source distribution
is examined by cross-correlation analysis between noise signal and velocity fluctuation. It is found that the noise source
is located near the rotating fan blade, especially around leading and trailing edges. The separation and reattachment of flow
are observed near the leading edge, and the tip vortices and vortex shedding are found near the trailing edge. The cross-correlation
distribution of the noise signal and the radial velocity fluctuation shows large magnitude in the correlated regions, which
indicates the noise generation by the formation of vortex structure around the blade. 相似文献