直升機(jī)尾槳?dú)鈩?dòng)及噪聲特性的計(jì)算分析與降噪研究.pdf

1、尾槳?dú)鈩?dòng)特性和噪聲特性的研究是直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域的重要課題。本文將Navier-Stokes方程與FW-H方程相結(jié)合，建立了直升機(jī)旋翼（尾槳）氣動(dòng)及噪聲特性的計(jì)算方法和模型。應(yīng)用所建立的方法分別針對(duì)常規(guī)尾槳和剪刀式尾槳進(jìn)行了氣動(dòng)及噪聲特性的計(jì)算分析，并在此基礎(chǔ)上進(jìn)一步開(kāi)展了剪刀式尾槳噪聲的降噪方法研究，同時(shí)對(duì)比計(jì)算了有無(wú)旋翼干擾下的尾槳噪聲特性。主要工作內(nèi)容如下：
　　作為背景和前提，本文首先介紹了論文的研究目的與意義，闡述了國(guó)

2、內(nèi)外的研究現(xiàn)狀，并指出了現(xiàn)有研究中的不足之處，提出了本文的研究方法及開(kāi)展的主要研究?jī)?nèi)容。
　　在論文的第二章，根據(jù)旋翼（尾槳）的外形特點(diǎn)與運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)，以嵌套網(wǎng)格為基礎(chǔ)，基于Navier-Stokes方程建立了一套適合于直升機(jī)旋翼（尾槳）的流場(chǎng)計(jì)算方法。在該方法中，采用Roe格式進(jìn)行空間離散，在雙時(shí)間法中引進(jìn)LU-SGS隱式格式進(jìn)行時(shí)間離散，并與Spalart-Allmaras一方程湍流模型聯(lián)立求解。然后，應(yīng)用建立的流場(chǎng)計(jì)算方法，針對(duì)

3、Caradonna-Tung旋翼懸停試驗(yàn)以及Helishape7A旋翼前飛試驗(yàn)進(jìn)行了流場(chǎng)算例計(jì)算，驗(yàn)證了該方法的有效性。在此基礎(chǔ)之上，又以UH-1H直升機(jī)旋翼作為算例，對(duì)基于FW-H方程建立的噪聲方法進(jìn)行了驗(yàn)證計(jì)算，表明了該方法對(duì)噪聲求解的準(zhǔn)確性。
　　應(yīng)用本文所建立的方法，第三章首先計(jì)算了剪刀式尾槳懸停和前飛狀態(tài)的氣動(dòng)及噪聲特性，并與常規(guī)尾槳進(jìn)行了對(duì)比，同時(shí)，針對(duì)剪刀式尾槳運(yùn)動(dòng)參數(shù)和槳葉外形參數(shù)對(duì)噪聲的影響進(jìn)行了分析，得到了一些

4、有實(shí)際意義的結(jié)論。
　　在第三章剪刀式尾槳槳葉外形參數(shù)對(duì)噪聲影響分析的基礎(chǔ)上，論文第四章又通過(guò)改變槳尖外形與槳尖段翼型厚度，對(duì)剪刀式尾槳降噪方法進(jìn)行了較深入的研究。在此基礎(chǔ)上，摸清了槳尖外形與槳尖段翼型厚度對(duì)剪刀式尾槳噪聲影響的特點(diǎn)。
　　為研究直升機(jī)旋翼氣動(dòng)干擾對(duì)尾槳噪聲的影響，在第五章，又給出了一個(gè)用于旋翼/尾槳干擾計(jì)算的幾何模型，然后針對(duì)有旋翼干擾的尾槳?dú)鈩?dòng)及噪聲特性進(jìn)行了計(jì)算與分析，并通過(guò)與孤立尾槳的對(duì)比，表明了旋翼