一种用于抑制旋翼噪声的后掠桨尖开孔装置的利记博彩app

本实用新型涉及直升机旋翼，尤其是涉及一种用于抑制旋翼噪声的后掠桨尖开孔装置。

背景技术：

与固定翼飞机相比，直升机具有垂直起降、高机动性和空中悬停等优势，在军用和民用领域都得到了广泛地应用。然而直升机旋翼旋转过程中，先行桨叶产生的桨尖涡与后继桨叶碰撞后产生桨-涡干扰(Blade-Vortex Interaction,BVI)效应，导致后继桨叶的表面压强分布急剧变化，产生强烈的桨-涡干扰噪声。桨-涡干扰噪声是直升机的主要噪声源之一，对直升机的隐身性能等产生重大影响，因此，如何降低桨-涡干扰噪声是直升机旋翼降噪研究的重点和难点。

抑制桨-涡干扰噪声的措施主要是用流动控制的方法来削弱桨尖涡的强度，从而降低桨-涡干扰噪声，具体措施包括优化桨尖的形状，如采用后掠、尖削、下反等桨尖形状；加装桨尖削涡装置，如后缘扰流片、桨尖小翼、端板；以及施加控制力的方法，如高阶谐波控制、单独桨叶控制、主动襟翼控制等。优化桨尖形状和加装桨尖削涡装置的方法对抑制桨-涡干扰有一定的效果，但是没有一款能同时兼顾气动、减振和降噪性能。施加控制力的方法需要复杂的控制系统，技术实现难度大。因此，有必要进一步研究更加简便的抑制桨-涡干扰噪声的方法。

近年来，一种桨尖开孔的方法(Han Y O,and Bae H.Modification of the tip vortex by spanwise slots[J].KSAS Korean Journal,1998,27(5):1–7.)应用于矩形桨尖。研究表明通过在桨叶的前缘与桨尖端面之间开孔，两孔中间通过管道连接。当旋翼桨叶旋转时，桨叶前缘入口与桨尖端面出口之间会存在压力差，驱使气流从桨叶前缘的入口流进，再由桨尖端面的出口流出，形成连续动量射流。射流进入桨尖涡的涡核区域，促使桨尖涡在生成和早期发展时期耗散，从而减弱旋翼桨-涡干扰所引起的噪声。然而在新一代高速飞行的直升机，如阿帕奇、科曼奇等均采用后掠桨尖以推迟桨尖上激波的产生，从而减小阻力。因此，对于采用后掠桨尖的旋翼，有必要设计一种基于后掠桨尖开孔的装置来抑制桨尖涡，达到降低桨-涡干扰噪声的效果。

技术实现要素：

本实用新型旨在提供可实现削弱桨涡干扰噪声目的一种用于抑制旋翼噪声的后掠桨尖开孔装置。

本实用新型设有直升机旋翼后掠桨尖，所述直升机旋翼后掠桨尖用于推迟跨声速激波、减小气动阻力；所述后掠桨尖设有开孔装置，所述开孔装置用于削弱桨涡干扰噪声；所述开孔装置设有桨尖前缘进气孔、桨尖端面吹气孔、连接管道，所述桨尖前缘进气孔与桨尖端面吹气孔均为圆孔，桨尖前缘进气孔与桨尖端面吹气孔分别设于桨尖前缘和桨尖端面；在桨尖前缘处切线与前缘来流同向，在桨尖端面处切线与端面垂直，在旋翼内部几何过渡设计。

所述连接管道分别采用椭圆形方程和圆形方程加直线段两种方法进行设计。

本实用新型通过在旋翼的后掠桨尖上设置孔的形状、大小、数量、间距、管道形式来将桨叶前缘气流引入桨尖端面，以实现削弱桨涡干扰噪声的目的。

本实用新型的优点如下：

本实用新型采用后掠桨尖开孔装置来抑制直升机旋翼旋转过程中，桨涡干扰所产生的噪声属于被动流动控制，本实用新型提出的桨尖开孔装置，能够让翼型前缘的气流更多地流入管道，并且使气流垂直于桨尖端面射出，大大削弱桨尖涡的强度，从而降低旋翼桨-涡干扰噪声。此外，本实用新型结构简单，实现方便，不需要额外复杂的控制系统，降噪效果显著，是一种很有潜力的旋翼噪声抑制方案。

附图说明

图1为直升机旋翼后掠桨尖开孔示意图。

图2为椭圆形管道连接示意图。

图3为椭圆形连接管道开孔定位图。

图4为圆形连接管道示意图。

图5为圆形连接管道开孔定位图。

具体实施方式

本实用新型选取直升机旋翼1为研究对象。如图1所示，本实用新型所用直升机旋翼1具有后掠桨尖2。所述后掠桨尖2具有开孔装置8。所述开孔装置8包括桨尖前缘进气孔4、连接管道5以及桨尖端面吹气孔6。为设计后掠桨尖开孔装置，本实用新型共分为以下三步：

第一步、确定桨尖前缘进气孔4与桨尖端面吹气孔6的尺寸和间距。参考图3和图5，桨尖前缘进气孔4、桨尖端面吹气孔6都是大小相等的圆孔，考虑到开孔对旋翼结构的影响，取开孔数目N＝2～5个。为了最大可能地削弱桨尖涡，选取开孔直径为D＝(0.03～0.09)C_L，两孔间距为d＝(0.09～0.2)C_L，其中C_L为翼型弦长。以前缘桨尖点O为原点，对于桨尖端面，第一个孔孔心C至原点O的垂直距离等于两吹气孔间距，即Δy_OC＝Δy_AB＝Δy_BC；对于桨尖前缘，第一个孔孔心C’至原点O的水平距离取Δx_OC'＝0.8～1.2(C_L-N·Δy_OC)，两前缘进气孔之间的水平距离取Δx_A'B'＝Δx_B'C'＝(0.8～1.2)Δy_OC。

第三步、设计连接管道。连接管道属于等截面管道，中心连线在同一平面上。其路径5在桨尖前缘孔进气口的切线9须与前方来流3方向一致，以实现最大流量捕获；在端面孔吹气口的切线10须与端面垂直，以实现最大桨尖涡耗散；所构成型面须几何均匀过渡，以保证出口气流流场的品质。

在图1中，标记7表示桨尖端面吹气孔吹出的连续动量射流。在图2中，标记11表示直升机旋翼绕桨毂旋转的轴线。

以下给出具体实施例：

实施例1：采用椭圆方程(1)设计路径曲线走势。图3中AA’、BB’、CC’分别对应各自椭圆的长/短轴顶点(短/长轴顶点)，所构成曲线表示四分之一椭圆弧。

以AA’为例(见图2)，已知A、A’点的坐标分别为(x_A,y_A)与(x_A',y_A')，且分别是椭圆的长/短轴(或短/长轴)顶点。根据上述的几何关系可知：b＝(y_A-y_A')²，c＝y_A'，从而得到曲线AA’的椭圆方程为因此只要给定A、A’点的坐标就可以构造出本实用新型所需要的管道路径。

实施例2：采用圆形方程(2)外加直线段来设计路径曲线走势。图5中AA”、BB”、CC”分别对应各自四分之一圆的端点，A’A”、B’B”、C’C”分别对应各自的直线段。

x²+y²＝r² (2)

以AA’为例(见图4)，已知A点的坐标为(x_A,y_A)，圆弧AA”与圆心O的夹角∠A”OA＝90°。根据上述几何关系可知：A”的坐标为(y_A,0)，A’的坐标为(y_A,-y_Asinα)，AA’对应的方程为其中α为后掠角。因此只需要给定A点的坐标就可以构造出本实施例所需要的管道路径。