导读:本文包含了桨涡干扰论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:干扰,噪声,直升机,旋翼,发生器,方法,试验室。
桨涡干扰论文文献综述
邹森[1]（2019）在《桨涡干扰气动噪声特性及开孔控制方法研究》一文中研究指出桨-涡干扰(Blade-vortex interaction,BVI)脉冲气动噪声是直升机噪声的主要来源之一。深入理解BVI脉冲气动噪声特性,进一步开展噪声控制方法的研究,可以有效降低直升机噪声,具有重要的学术意义和工程实用价值。气动噪声直接计算的直接法可以清晰、直观地反映噪声的产生和传播过程。本文采用格子玻尔兹曼方法(Lattice Boltzmann Method,LBM)与大涡模拟(Large Eddy Simulation,LES)相结合的LBM-LES方法,对低雷诺数下的平行BVI脉冲气动噪声进行了直接计算,分析了噪声的产生机理和传播、衰减规律,对BVI脉冲气动噪声特性进行了研究;并在此基础上,采用前缘开孔的方法对噪声的控制进行了数值分析和研究。先对LBM-LES方法用于BVI干扰流场和声场数值计算的适用性进行了分析。对NACA0012翼型的平行BVI干扰流场进行了数值模拟,涡模型采用了Lamb-Oseen涡模型,LBM方法格子离散速度模型为D2Q9,LES采用动态Smagorinsky亚格子模型。结果表明:LBM-LES方法具有足够低的数值耗散,能够保证涡在运动过程中的特性不发生改变;涡对翼型流场在大尺度上的影响很大,小尺度上相对较小,对于BVI流场的模拟,LES方法是比较合适的。在此基础上,对声场进行了直接计算。结果表明:LBM-LES方法能够直接得到BVI气动噪声的声场,可以用来分析和研究噪声的特性。研究了二维平行BVI脉冲气动噪声特性,详细分析了BVI噪声的产生机理以及传播、衰减规律。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;通过对四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,和来流速度的叁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预测公式,为BVI远场声压的预测提供了另一种途径。基于对BVI脉冲气动噪声特性的研究,设计了一种翼型前缘开孔降低噪声的控制方法。以NACA0012翼型作为研究对象,建立了四种前缘开孔的模型,在不同来流速度、涡的强度和干扰距离条件下,对四种前缘开孔模型和无孔的基准翼型进行了平行BVI数值模拟。结果表明:前缘开孔可以降低BVI噪声,但对翼型升力系数有一定的影响;宽度为2.5%弦长的直孔能在翼型升力系数损失较小的情况下有效降低BVI噪声,且适用范围较广。(本文来源于《南昌航空大学》期刊2019-06-01）
刘正江,黄建萍,陈焕,汪文涛[2]（2019）在《旋翼桨涡干扰噪声特性试验技术研究》一文中研究指出利用改进的涡发生器,在全消声试验室进行桨涡干扰噪声特性试验;随后采用多圈整周期平均和阶次分析方法对桨涡干扰噪声频谱特性和声场分布特性进行了分析。结果显示多圈整周期平均不仅能够抑制无关噪声,同时能很好地保持桨涡干扰噪声特征波形。选择最大声压对应的阶次进行分析,获得了规律明显的不同出涡速度下的声场分布图,从而证明了相关试验技术的有效性。(本文来源于《直升机技术》期刊2019年01期）
冯剑波,陆洋[3]（2018）在《直升机旋翼桨涡干扰噪声主动控制技术综述》一文中研究指出旋翼桨涡干扰噪声是典型的直升机噪声类型之一,会显着增大直升机总体噪声水平,带来严重的环境噪声污染。主动控制技术是降低桨涡干扰噪声的有效手段之一。针对旋翼桨涡干扰噪声主动控制技术的研究情况进行概述。首先介绍高阶谐波控制(HHC)、独立桨距控制(IBC)、主动后缘襟翼控制(ACF)等桨涡干扰噪声主动控制技术的概念及产生过程;然后针对每种技术的发展历程及研究现状进行归纳总结;之后重点讨论桨涡干扰噪声主动控制所采用控制算法的发展趋势;最后对旋翼桨涡干扰噪声主动控制技术的发展趋势进行展望,并结合国内研究情况指出开展桨涡干扰噪声主动控制研究的关键技术及途径。(本文来源于《噪声与振动控制》期刊2018年03期）
冯剑波[4]（2018）在《电控旋翼桨涡干扰噪声主动控制技术研究》一文中研究指出电控旋翼,又称无自动倾斜器旋翼。其采用嵌入式伺服襟翼进行旋翼操纵,不仅能代替传统的自动倾斜器实现1W谐波的旋翼主操纵,同时也可以方便的施加kW的高阶谐波襟翼控制,用以降低旋翼桨涡干扰(Blade Vortex Interaction,BVI)噪声。本文即以电控旋翼为对象,开展电控旋翼BVI噪声主动控制技术研究。本文研究工作包括以下部分:1.建立了基于主动控制的电控旋翼BVI噪声数学模型。考虑襟翼控制对入流分布的影响建立了电控旋翼自由尾迹模型,包括电控旋翼近尾迹模型、远尾迹模型以及风洞配平模型;翼型气动力计算则基于CFD数值吹风查表法的带襟翼翼型气动力模型;基于FW-H方程时域解中的载荷噪声项建立了载荷噪声计算模型。之后通过算例计算,验证了所建立数学模型的正确性。2.开展了电控旋翼BVI噪声开环主动控制仿真与分析。基于所建立的电控旋翼BVI噪声主动控制数学模型,以样例电控旋翼为对象,开展了谐波控制开环仿真研究:对各片桨叶的襟翼控制输入同时进行频率、幅值和相位开环扫掠,获取了最优的襟翼控制输入,总结了襟翼谐波主动控制对于电控旋翼BVI噪声的影响规律并初步揭示了其机理:合适的襟翼高阶谐波主动控制可以降低BVI位置附近的桨叶气动载荷,从而降低电控旋翼BVI噪声。此外,基于电控旋翼BVI噪声主动控制分析模型,获取了襟翼控制输入至BVI噪声控制点处噪声响应之间的传递函数关系,为后续闭环控制仿真打下了基础。3.提出了可行的电控旋翼BVI噪声闭环控制算法并进行了仿真验证。考虑BVI噪声的控制特点,借鉴时域自适应滤波最小均方算法,提出了适用于电控旋翼BVI噪声主动控制的块处理最小均方算法。基于此前获得的传递函数,对控制算法进行了仿真验证,仿真结果表明本文所提出的自适应控制算法可以有效降低电控旋翼BVI噪声。进一步,针对控制通道的辨识问题提出了基于控制通道在线辨识的块处理最小均方改进算法,仿真结果表明:改进的控制算法降噪效果提升,且控制收敛速度更快。4.完成了电控旋翼BVI噪声主动控制试验验证。首先基于所提出的BVI噪声闭环主动控制算法和已有的电控旋翼综合试验台,开发了能够满足BVI噪声测量和控制所需要的软硬件系统;之后利用风洞和电控旋翼综合试验台模拟出斜下降飞行状态,进行了电控旋翼BVI噪声主动控制试验,包括开环主动控制试验,以及基于黄金分割法和块处理最小均方算法的BVI噪声闭环主动控制试验。试验结果表明:黄金分割算法最多可以降低BVI噪声5.7d B,而B-LMS算法最多可以降低BVI噪声6.4d B。试验结果验证了所提出闭环控制算法的正确性和有效性。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2018-06-01）
赵寅宇[5]（2017）在《基于CFD/黏性涡粒子混合方法的旋翼桨—涡干扰噪声研究》一文中研究指出直升机旋翼桨-涡干扰噪声计算是直升机技术领域具有相当挑战性的研究课题。本文基于CFD方法、黏性涡粒子模型和FW-H方程开展了旋翼桨-涡干扰噪声预测的建模研究,构建了适合于旋翼桨-涡干扰噪声分析的高分辨率混合计算模型,并编写了相应的计算代码。同时,应用该方法,深入进行了旋翼桨-涡干扰噪声特性的分析以及飞行参数对噪声特性的影响机理研究,并探索了新型桨尖外形对桨-涡干扰噪声的影响规律。主要工作包括:在绪论,首先阐述了本文的研究背景和研究目的,概括了旋翼CFD混合方法和桨-涡干扰噪声分析的国内外研究现状。分析了旋翼桨-涡干扰流场与噪声的特点,提出了本文拟采用的研究方法和内容。结合旋翼CFD方法和黏性涡粒子模型,引入高效耦合策略完成CFD计算域和黏性涡粒子计算域的信息交换,在第二章建立了一套适用于旋翼桨-涡干扰流场分析的高分辨率数值计算模型。通过悬停和前飞算例的计算,并与可得到的试验值进行对比,验证了该方法在计算旋翼桨-涡干扰流场和气动特性方面的有效性。第叁章在建立的高分辨率旋翼流场计算模型基础上,结合Ffowcs Williams-Hawkings(FWH)方程发展了一套新的具有高效、高精度特点的旋翼气动噪声混合计算模型。通过对算例旋翼桨-涡干扰噪声声压的计算与对比,验证了CFD/黏性涡粒子/FW-H混合计算模型在旋翼桨-涡干扰噪声特性分析方面的可靠性。接着,本文又针对旋翼桨-涡干扰气动载荷、噪声声压和空间辐射特性进行了计算分析。并将飞行参数与特征参数——垂直干扰距离、干扰角度、涡强相关联,深入开展了桨盘迎角、拉力系数、桨尖马赫数和前进比对桨-涡干扰噪声特性的影响机理研究,得到了一些关于降低桨-涡干扰噪声的有实际意义的结果。在第五章,从增加垂直干扰距离和干扰角度来降低桨-涡干扰噪声的角度入手,重点研究了下反、前掠和后掠新型桨尖形状对旋翼桨-涡干扰噪声的影响机理,获得了一些新的结论,对直升机的旋翼设计具有指导意义。最后,对全文工作进行了总结,指出了本文的主要特色和创新点,并就后续研究工作进行了展望。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2017-12-01）
冯剑波,陆洋,徐锦法,王超[6]（2014）在《旋翼桨涡干扰噪声开环桨距主动控制研究》一文中研究指出直升机在斜下降飞行时旋翼产生的桨涡干扰(BVI)噪声十分严重,桨距主动控制是降低旋翼BVI噪声的有效手段之一。为摸索其对旋翼BVI噪声的影响规律并阐释其机理,开展了开环桨距主动控制对旋翼BVI噪声的影响研究。建立能够计入开环桨距主动控制的旋翼自由尾迹模型,并结合翼型气动力模型及基于FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的旋翼载荷噪声计算模型,建立旋翼BVI噪声开环主动控制模型。以40%缩比的4桨叶BO-105直升机模型旋翼为算例,在风洞配平状态下开展开环桨距主动控制对旋翼BVI噪声的影响研究。通过分析算例旋翼在不同相位、幅值的桨距主动控制下的BVI噪声声压级、桨盘气动载荷及桨盘迎角分布,总结出开环桨距主动控制影响旋翼BVI噪声的规律,并初步阐释了其机理:适当的桨距主动控制可改善桨盘迎角分布,降低桨涡干扰位置附近的桨叶气动载荷,从而降低BVI噪声。(本文来源于《航空学报》期刊2014年11期）
陈文轩[7]（2010）在《直升机桨—涡干扰试验研究》一文中研究指出本文简要介绍了桨涡干扰试验研究中的桨叶表面压力测量、旋翼噪声测量、LLS和PIV技术,BVI情况下桨叶表面压力和旋翼噪声的特点,并以Berend G,van der Wall等采用的方法为例介绍了PIV试验数据的处理技术。(本文来源于《直升机技术》期刊2010年01期）
陈文轩,李孝松[8]（2009）在《直升机桨—涡干扰预测方法研究》一文中研究指出本文简要介绍了桨—涡干扰(BVI)预测的一些情况(预定尾迹法、自由尾迹法、等环量曲涡元法和CFD/CSD耦合法等)。总的来说,在桨—涡干扰预测方面已取得了很大进步,但要达到准确预测桨—涡干扰尚需作进一步努力。(本文来源于《直升机技术》期刊2009年03期）
李伯舒[9]（2009）在《一种用于桨涡干扰噪声研究的涡发生器设计和分析》一文中研究指出桨涡干扰噪声(BVI)是直升机尾桨噪声的重要组成部分,为了开展尾桨桨涡干扰噪声试验研究,本文提出了一种新型多翼型段组合式涡发生器。通过FLUENT软件建立了涡发生器的流场计算模型,分析了该型涡发生器的叁个主要结构参数——翼型段端部间距、翼型迎角和翼型段数量对涡发生器性能的影响。在此基础上,应用CATIA软件完成了涡发生器结构设计,加工了上述叁个结构参数可调的涡发生器试验模型,用PIV系统测量了各种参数设置的涡发生器流场特性,并详细分析了试验结果。结构参数对涡发生器效果的影响规律,理论计算和试验测量得出的结论一致。最后,根据试验结果,将涡发生器产生效果最佳的旋涡与经典涡核模型对照,确定了涡核、涡强等主要旋涡参数。研究成果对下一步进行尾桨桨涡干扰噪声试验具有重要的指导作用。与常规的单翼段型式涡发生器相比,本文设计的多翼型段组合式涡发生器效果更好。文中对于该型式涡发生器设计的进一步优化,提出了几点建议;对于后续尾桨噪声试验过程中存在的问题,也提出了解决措施。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2009-03-01）
彭延辉[10]（2004）在《直升机旋翼桨—涡干扰气动噪声的研究》一文中研究指出旋翼桨-涡干扰噪声问题是直升机气动声学领域的一个研究热点和难点。本文应用自由尾迹涡流理论和气动声学时域方法对旋翼桨-涡干扰气动噪声进行了理论分析研究，并在航空声学实验室和外场进行了模拟旋翼桨-涡干扰噪声的实验研究。主要工作包括： 作为前提和背景，本文首先简要介绍了直升机旋翼噪声的分类，指出了旋翼桨-涡干扰噪声研究的重点和难点。 在第二章，使用Beddoes预定尾迹模型，建立了一个用于旋翼桨-涡干扰特性机理分析的简化数学模型，分别对旋翼桨-涡干扰位置、桨-涡干扰距离和声辐射方向性等进行了计算和分析，得出了有意义的结果。 基于桨叶二阶升力线理论和旋翼自由尾迹模型，本文在第叁章建立了一个适合于直升机旋翼尾迹结构及桨-涡干扰气动特性分析的方法和模型。 在第四章，基于上述旋翼自由尾迹方法，并使用Farassat 1A声学时域公式，建立了适合于直升机悬停和前飞时旋翼桨-涡干扰噪声计算的模型。 应用该模型，分别以UH-1模型旋翼、本文试验的模型旋翼以及Z-8直升机旋翼为算例，对不同飞行条件下的旋翼气动噪声进行了计算，验证了本文的计算方法。 在第六章，基于桨-涡靠近通过是非共面剪刀式布置旋翼流场的一个重要特征，提出了使用剪刀式布置旋翼来模拟旋翼桨-涡干扰噪声实验的新构想，并设计了用于噪声实验的模型。 本文第七章分别在“消声室”和外场进行了模型旋翼的桨-涡干扰噪声实验，对不同马赫数、不同桨距角以及不同旋翼布置情况下的不同测点进行了噪声测量，得出了一些新的结论。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2004-02-01）
桨涡干扰论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
利用改进的涡发生器,在全消声试验室进行桨涡干扰噪声特性试验;随后采用多圈整周期平均和阶次分析方法对桨涡干扰噪声频谱特性和声场分布特性进行了分析。结果显示多圈整周期平均不仅能够抑制无关噪声,同时能很好地保持桨涡干扰噪声特征波形。选择最大声压对应的阶次进行分析,获得了规律明显的不同出涡速度下的声场分布图,从而证明了相关试验技术的有效性。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
桨涡干扰论文参考文献
[1].邹森.桨涡干扰气动噪声特性及开孔控制方法研究[D].南昌航空大学.2019
[2].刘正江,黄建萍,陈焕,汪文涛.旋翼桨涡干扰噪声特性试验技术研究[J].直升机技术.2019
[3].冯剑波,陆洋.直升机旋翼桨涡干扰噪声主动控制技术综述[J].噪声与振动控制.2018
[4].冯剑波.电控旋翼桨涡干扰噪声主动控制技术研究[D].南京航空航天大学.2018
[5].赵寅宇.基于CFD/黏性涡粒子混合方法的旋翼桨—涡干扰噪声研究[D].南京航空航天大学.2017
[6].冯剑波,陆洋,徐锦法,王超.旋翼桨涡干扰噪声开环桨距主动控制研究[J].航空学报.2014
[7].陈文轩.直升机桨—涡干扰试验研究[J].直升机技术.2010
[8].陈文轩,李孝松.直升机桨—涡干扰预测方法研究[J].直升机技术.2009
[9].李伯舒.一种用于桨涡干扰噪声研究的涡发生器设计和分析[D].南京航空航天大学.2009
[10].彭延辉.直升机旋翼桨—涡干扰气动噪声的研究[D].南京航空航天大学.2004
论文知识图
