(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202210882949.3 (22)申请日 2022.07.26 (71)申请人 中国航空发动机 研究院 地址 101304 北京市顺 义区顺兴 路21号 (72)发明人 温泉　杨天啸　于文君　梁东　 (74)专利代理 机构 北京鼎承知识产权代理有限 公司 11551 专利代理师 夏华栋　顾可嘉 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/17(2020.01) G06F 119/10(2020.01) (54)发明名称 直升机旋翼厚度噪声的双紧致预测方法 (57)摘要 本发明公开直升机动力设计领域中的一种 直升机旋翼厚度噪声的双紧致预测方法， 将直升 机旋翼叶片沿展向分为若干个叶片单元， 对每个 叶片单元， 将其在最大厚度截面的位置处沿厚度 方向切开为两个部分； 分别对两个部分的表面加 以均布压力载荷； 分别对两个部分的表面的均布 压力载荷 进行积分， 每个叶片单元 获得幅值相等 且方向相反的两个载荷矢量， 两个载荷矢量均指 向且垂直于叶片单元的最大厚度截面； 位于叶尖 和叶根处的两个叶片单元， 还需在每部分分别施 加垂直于叶尖、 叶根横截面的载荷矢量， 计算出 所有载荷矢量产生的载荷噪声， 即为直升机旋翼 叶片产生的厚度噪声； 本发明在保证预测精度的 前提下， 有效提高效率， 对不同叶尖具有适用性 和预测准确性。 权利要求书1页 说明书5页 附图5页 CN 115098955 A 2022.09.23 CN 115098955 A 1.一种直升 机旋翼厚度噪声的双紧致预测方法， 其特 征是： 将直升机旋翼叶片沿展向分为若干个叶片单元， 对每个叶片单元， 将其在最大厚度截 面的位置处沿厚度方向切开 为两个部分； 分别对两个部分的表面加以均布压力载荷； 分别对两个部分的表面的均布压力载荷进行积分， 每个叶片单元获得幅值相等且方向 相反的两个载荷矢量， 两个载荷矢量均指向且垂直于叶片单 元的最大厚度截面； 计算出所有载荷矢量产生的载荷噪声， 即为 直升机旋翼叶片产生的厚度噪声。 2.根据权利要求1所述的直升机旋翼厚度噪声的双紧致预测方法， 其特征是： 位于叶尖 和叶根处的两个叶片单元， 分别 在叶尖横截面和叶根横截面的最大厚度截面的位置处将其 分为两个部 分， 每部分都施加垂 直于叶尖横截面的叶尖载荷矢量和施加垂 直于叶根横截面 的叶根载荷矢量， 所述的所有载荷矢量包括叶尖载荷矢量和叶根载荷矢量。 3.根据权利要求1所述的直升机旋翼厚度噪声的双紧致预测方法， 其特征是： 所述的均 布压力载荷的压力幅值 为 ρ0为大气密度， c0为大气中的声速 。 4.根据权利要求2所述的直升机旋翼厚度噪声的双紧致预测方法， 其特征是： 所述的叶 尖载荷矢量的幅值等于 乘以所述的叶尖横截面的面积， 所述的叶根载荷矢量的幅值 等于 乘以所述的叶根横截面的面积， ρ0为大气密度， c0为大气中的声速 。 5.根据权利要求1所述的直升机旋翼厚度噪声的双紧致预测方法， 其特征是： 将叶片任 一观察点上的厚度噪声与厚度噪声标准结果相匹配， 得到所述的两个部 分的两个载荷矢量 的作用位置 。 6.根据权利要求5所述的直升机旋翼厚度噪声的双紧致预测方法， 其特征是： 沿叶片弦 向上， 两个载荷矢量的坐标值与叶片弦长之商值所在的位置是所述的两个载荷矢量的作用 位置。 7.根据权利要求6所述的直升机旋翼厚度噪声的双紧致预测方法， 其特征是： 第 一个载 荷矢量的作用位置 为xf/c＝0.133， 第二个载荷矢量的作用位置为xf/c＝0.867， 分别为第一 个， 第二个载荷矢在叶片弦向上的坐标值， c为叶片弦长 。 8.根据权利要求6所述的直升机旋翼厚度噪声的双紧致预测方法， 其特征是： 沿叶片厚 度方向上， 所述的两个载荷矢量的作用位置在厚度方向上的正中间。 9.根据权利要求6所述的直升机旋翼厚度噪声的双紧致预测方法， 其特征是： 位于叶尖 和叶根处的两个叶片单元， 分别 在叶尖横截面和叶根横截面的最大厚度截面的位置处将其 分为两个部 分， 每部分都施加垂 直于叶尖横截面的叶尖载荷矢量和施加垂 直于叶根横截面 的叶根载荷矢量， 所述的叶尖载荷矢量和叶根载荷矢量同时分别作用于叶尖和叶根处的作 用位置， 分别垂直于叶尖横截面和叶根横截面。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 115098955 A 2直升机旋翼厚度噪声的双紧致预测方 法 技术领域 [0001]本发明涉及直升机动力设计领域， 具体是直升机旋翼厚度噪声的预测方法， 以提 高直升机在设计初期的声学评估效率。 背景技术 [0002]直升机气动噪声对于民机和军机来说都十分重要， 随着民航噪声适航条例变得越 来越严格， 直升机噪声的重要性已经与性能、 安全性、 可靠性、 制造等方面基本相当。 直升机 气动噪声 可以分为两大类： 离散频率噪声和宽频噪声。 离散频率噪声主要包括 厚度噪声、 载 荷噪声、 桨 ‑涡干涉噪声、 高速脉冲噪声； 而宽频噪声主要包括湍流吸入噪声、 叶片 尾迹干涉 噪声、 叶片自噪声。 [0003]厚度噪声是直升机气动噪声中一个很重要的部分。 它由直升机旋翼叶片运动时取 代空气体积而产生， 其值主要由叶片几何构型和直升机工况条件决定。 在旋翼 面内， 厚度噪 声的贡献占主导地位， 并且它的幅值主要由旋翼叶尖马赫数决定。 由于前倾桨叶具有最高 的叶尖马赫数， 厚度噪声的最大值出现在旋翼面内的直升 机正前方。 [0004]目前， 紧致载荷噪声预测方法已经较为成熟， 其是将叶片近似为不同径 向位置的 一系列单元， 但不考虑载荷沿弦长方向的分布， 其与基于叶片分布载荷的传统预测方法相 比， 在计算精度没有明显损失的前提下， 可以大大提高计算速度。 与紧致载荷噪声 预测方法 相比， 传统旋翼厚度噪声的预测目前仍然需要使用整个叶片表面的几何信息， 因此厚度噪 声计算时间远长于紧致载荷噪声计算时间。 因此， 如何提高厚度噪声的预测速度、 大大提升 直升机叶片设计初期评估多个设计方案声学 特性的效率成为 直升机设计领域的难题。 发明内容 [0005]本发明的目的在于解决现有直升机旋翼厚度噪声计算存在的计算时间长、 预测速 度慢的问题而提出一种直升机旋翼厚度噪声的双紧致预测方法， 仅需更少的几何信息， 在 预测精度没有明显损失的前提下， 提高计算速度。 [0006]为实现上述目的， 本发明直升机旋翼厚度噪声的双紧致预测方法采用如下技术方 案： [0007]将直升机旋翼叶片沿展向分为若干个叶片单元， 对每个叶片单元， 将其在最大厚 度截面的位置处沿厚度方向切开 为两个部分； [0008]分别对两个部分的表面加以均布压力载荷； [0009]分别对两个部分的表面的均布压力载荷进行积分， 每个叶片单元获得幅值相等且 方向相反的两个载荷矢量， 两个载荷矢量均指向且垂直于叶片单 元的最大厚度截面； [0010]计算出所有载荷矢量产生的载荷噪声， 即为 直升机旋翼叶片产生的厚度噪声。 [0011]进一步地， 位于叶尖和叶根处的两个叶片单元， 分别在叶尖横截面和叶根横截面 的最大厚度截面的位置处将其分为两个部 分， 每部分都施加垂 直于叶尖横截面的叶尖载荷 矢量和施加垂直于叶根横截面的叶根载荷矢量， 所述的所有载荷矢量包括叶尖载荷矢量和说　明　书 1/5 页 3 CN 115098955 A 3