基于后缘小翼的直升机旋翼噪声主动控制风洞试验方法与流程

1.本发明涉及风洞试验技术领域，具体涉及基于后缘小翼的直升机旋翼噪声主动控制风洞试验方法。


背景技术：

2.直升机以其特有的悬停、低空低速飞行和良好的机动性能，在现代经济建设、人类生活及现代化军事行动中均发挥了不可替代的重要作用。旋翼既是直升机的升力面和操纵面，同时也是直升机外部噪声的主要来源。随着现代直升机的飞行速度、桨盘载荷、机动能力等越来越高，使用范围越来越广，直升机噪声、特别是旋翼噪声产生的不利影响越来越突出。
3.直升机旋翼噪声按照噪声特性可分为：厚度噪声、载荷噪声、高速脉冲噪声、桨－涡干扰噪声和宽带噪声。各类噪声不仅发声原理各不相同，其传播指向性也存在差别。高速脉冲噪声和桨－涡干扰噪声构成了旋翼的脉冲噪声，是现代直升机辐射噪声中最严重的部分，对直升机的总体噪声水平有着重要的影响作用。其中，bvi噪声是由旋翼桨叶自身产生的尾迹与后续桨叶相互干扰而诱发产生的噪声。当直升机处于低速斜下降、小速度平飞、机动飞行等状态时，均会产生不同程度的bvi噪声。bvi噪声一经出现，会显著增大直升机的总体噪声水平，带来严重的环境噪声污染，对军用直升机来说将极大地降低直升机的声隐身性能。因此，开展直升机旋翼噪声控制技术研究，以有效地降低直升机bvi噪声，已成为现代直升机研究的重要方向之一。
4.按照国际民航组织在《国际民用航空公约》的附件16“环境噪声”中对于直升机取得适航证时的噪声限制要求，在实际飞行条件下进行飞行试验是最理想的研究直升机噪声特性的研究手段，但实际飞行试验的风险大、花费时间长、成本高，并不能在自然条件下快速达到所要求的试验条件，使该方法应用受到限制。在声学试验环境下开展旋翼噪声的控制技术研究，能够提供安全、可控的飞行环境，为控制技术研究提供高质量的试验数据，其时间成本和经济成本也得到极大地降低。因此，声学风洞试验时目前开展直升机旋翼噪声控制研究的最有效、最重要手段。
5.直升机旋翼噪声控制技术的相关研究在我国还处在起步阶段，在此方面的试验研究目前尚未有效开展。风洞大速度来流环境下，旋翼高速旋转，如何有效的开展旋翼噪声主动控制试验研究，以厘清旋翼降噪机理，对我国直升机旋翼噪声问题研究，以及旋翼噪声控制技术的发展至关重要。因此，基于航空声学风洞和尾撑式直升机旋翼风洞试验平台，研究一种可靠的、基于后缘小翼的旋翼噪声主动控制试验方法，是进一步完善我国直升机旋翼噪声试验技术体系的关键。


技术实现要素：

6.本发明目的在于提供基于后缘小翼的直升机旋翼噪声主动控制风洞试验方法，本发明基于国内现有的声学试验平台，规范直升机旋翼噪声主动控制风洞试验的试验流程、
后缘小翼控制流程以及数据处理方法等，能够安全、高效、高质量地完成风洞试验研究。
7.本发明通过下述技术方案实现：基于后缘小翼的直升机旋翼噪声主动控制风洞试验方法，该方法包括以下步骤：步骤a，检查旋翼试验台各系统是否正常，检查小翼控制系统是否正常，检查噪声传感器等测量系统是否正常，完成试验前各项检查工作；当旋翼试验台各系统均正常，开始试验，转步骤b；步骤b，对旋翼系统、小翼控制系统先后通电，在旋翼转速为零的状态下，采集信号系统初读数并保存；若所述初读数正常，则转步骤c；步骤c，启动后缘小翼，当启动后缘小翼后的输出参数为零时，则先后启动旋翼和风洞，调整第一试验参数至试验值；及联动调整第二试验参数并配平至指定值，转步骤d；步骤d，判断后缘小翼控制状态是否正确，若正确，则采用不同的旋翼噪声控制方法，对旋翼噪声数据进行采集、处理及输出，得到测量后的旋翼噪声声压级、悬停效率和前飞升阻比、振动加速度数据，转步骤e；其中，采用不同的旋翼噪声控制方法包括采用开环控制方式进行旋翼噪声控制和采用闭环控制方式进行旋翼噪声控制；步骤e，控制后缘小翼停止输出，当小翼控制系统通电零输出时，风洞停车；当风洞风速小于预设风速时，旋翼试验台停车，同步旋翼操纵回零；转步骤f；步骤f，关闭小翼控制系统，检查旋翼试验台各系统是否正常，各系统参数是否回零，检查试验模型是否正常，试验结束。
8.本发明通过开展后缘小翼主动控制对旋翼噪声的影响研究，既可促进旋翼气弹分析理论和旋翼噪声控制技术的发展，亦可用于评估旋翼噪声主动控制技术的可行性。
9.本发明设计了基于后缘小翼的直升机旋翼噪声主动控制风洞试验方法，本发明主要依托航空声学风洞、一种旋翼模型声学试验平台和一种基于后缘小翼的旋翼主动控制试验模型，开展后缘小翼主动控制对旋翼噪声的影响。本试验方法首先规范了基于后缘小翼技术的旋翼噪声主动控制的试验流程，能够高效、高质量、安全地开展风洞试验研究。然后解决了后缘小翼主动控制过程中，旋翼模型安全运行的问题。最后建立了一种带后缘小翼主动控制的旋翼模型试验过程中的旋翼操纵控制方式、后缘小翼主动控制方式、噪声数据采集、分析及传输方法，可以便捷准确地评估后缘小翼主动控制对直升机旋翼噪声特性的影响。
10.进一步地，本发明从直升机旋翼噪声主动控制试验的特点和设备安全考虑，明确了后缘小翼主动控制系统、风洞动力系统、旋翼试验台动力系统、控制系统、测量系统等设备必须遵循启动和停止的顺序原则。
11.进一步地，所述第一试验参数包括环境温度、风洞风速、旋翼转速；其中，风洞风速、旋翼转速是通过采集风洞内实时环境温度、环境大气压后，根据环境温度、环境大气压计算得出的。
12.所述第二试验参数包括旋翼总距、旋翼周期变距、旋翼轴倾角、旋翼拉力、旋翼弯矩。
13.其中，试验过程中可以进行试验参数的组合变化，研究不同参数对旋翼噪声以及性能等特性的影响。
14.进一步地，步骤c包括以下子步骤：
步骤c1：启动后缘小翼，当启动后缘小翼后的输出参数为零时，则启动旋翼；步骤c2：启动旋翼后，调整旋翼转速；当旋翼转速升至试验转速时，则启动风洞；步骤c3：启动风洞后，按照预设步长将风洞风速升至试验风速，这期间旋翼实时操纵，使旋翼mx、mz值始终保持在50n
·
m以下；当试验风速稳定后，则联动调整第二试验参数；步骤c4：联动调整第二试验参数至指定值。
15.上述技术方案解决了旋翼主动控制过程中，旋翼安全、平稳运行的问题。1、风洞起风过程中，所需时间较长，此时小翼控制系统通电，保持无参数输出，可有效降低旋翼振动水平，增加试验安全性。2、风洞停风过程中，旋翼高速旋转，风速的变化使旋翼、后缘小翼面临复杂的气流环境，造成试验系统的不稳定，此时小翼系统继续保持控制输出，可保护小翼安全运行，不致损坏小翼和旋翼桨叶模型。
16.进一步地，步骤c的联动调整第二试验参数并配平至指定值，具体包括：联动调整旋翼轴倾角、旋翼总距、旋翼周期变距；调整旋翼姿态、操纵至指定值：调整旋翼姿态角至指定值；调整旋翼操纵，使旋翼ct值至指定值；调整旋翼操纵，配平其它参数至指定范围。
17.上述技术方案解决了后缘小翼控制过程中，旋翼模型的操纵方式。试验过程中，旋翼模型采用“指定轴倾角下，定配平状态，再定后缘小翼控制状态”的控制模式，模拟直升机旋翼真实飞行状态下，小翼主动控制对旋翼噪声的影响趋势。
18.进一步地，所述的调整旋翼操纵，使旋翼ct值至指定值；其中旋翼ct值的范围是0.08~0.14。
19.进一步地，步骤d包括以下子步骤：步骤d1：判断后缘小翼控制状态是否正确，若正确，则初次采集后缘小翼控制状态下的旋翼气动噪声数据、气动数据、振动数据，转步骤d2；步骤d2：判断并选择旋翼噪声的控制方式，如果旋翼噪声的控制方式为采用闭环控制方式进行旋翼噪声控制，那么将初次采集得到的旋翼气动噪声数据、气动数据、振动数据传输至dsp控制系统，由dsp控制系统分析并计算优化的小翼控制参数；并将优化后的小翼控制参数输入小翼控制系统，激励小翼运动；转步骤d3；如果旋翼噪声的控制方式为采用开环控制方式进行旋翼噪声控制，那么把事先预设的后缘小翼控制参数输入小翼控制系统，激励小翼运动；转步骤d3；步骤d3：再次采集后缘小翼控制状态下的旋翼气动噪声数据、气动数据、振动数据，如果旋翼噪声的控制方式为采用闭环控制方式进行旋翼噪声控制，那么判断小翼控制状态下的旋翼气动噪声数据是否达到降噪要求；若满足降噪要求，则转步骤e；若不满足降噪要求，则把再次集后缘小翼控制状态下的旋翼气动噪声数据、气动数据、振动数据传至dsp控制系统分析并计算优化的小翼控制参数；如果旋翼噪声的控制方式为采用开环控制方式进行旋翼噪声控制，则直接转步骤e。
20.上述技术方案解决了旋翼主动控制过程中，采取不同的旋翼噪声控制方法时旋翼噪声等数据的采集、处理及输出方法。1、试验过程中，使用开环控制方式进行旋翼噪声控制时，首先获取小翼无控状态下的旋翼气动噪声数据、气动数据、振动数据等数据，再进行小翼主动控制，然后再获取小翼控制下的旋翼气动噪声数据、气动数据、振动数据等数据。2、
试验过程中，使用闭环控制方式进行旋翼噪声控制时，首先获取小翼无控状态下的旋翼气动噪声数据、气动数据、振动数据等数据，输出至闭环控制计算系统（dsp控制系统），经控制系统计算后，将计算出的小翼控制参数输出给小翼控制系统，然后获取小翼控制下的旋翼气动噪声数据、气动数据、振动数据等数据。
21.进一步地，旋翼气动噪声数据、气动数据、振动数据等数据的采集使用同步触发采集的方式获取，按一定采样频率采集数据，每旋转几圈（圈数根据试验要求确定）输出一次数据，输出的数据为旋转几圈过程中的平均值。
22.进一步地，步骤d2中优化后的小翼控制参数包括小翼控制相位、小翼控制频率和小翼控制幅值。
23.进一步地，步骤e中控制后缘小翼停止输出，当小翼控制系统通电零输出时，风洞停车；随着风速降低，实时配平旋翼mx、mz值始终保持在50n
•
m以下。
24.进一步地，步骤e中当风洞风速小于15m/s时，旋翼试验台停车，同步旋翼操纵回零，小翼断电。
25.进一步地，获得的不同旋翼飞行状态，小翼主动控制下的旋翼气动噪声数据、气动数据、振动数据等数据，可以实时、准确地评估后缘小翼主动控制对旋翼噪声的影响。
26.本发明与现有技术相比，具有如下的优点和有益效果：本发明基于大型声学风洞和一种直升机旋翼噪声风洞试验平台，设计了基于后缘小翼的直升机旋翼噪声主动控制风洞试验方法，使直升机旋翼噪声控制风洞试验流程规范化，能够提高试验质量、试验效率和试验安全性，确保安全、可靠、稳定地开展风洞试验任务。本发明解决了风洞起风过程和风洞停风过程中，旋翼模型、小翼控制系统安全运行的问题。本发明建立了一种后缘小翼主动控制下旋翼模型的配平操纵控制方式，保证了带小翼控制下，可以准确、有效模拟旋翼真实飞行状态。本发明建立了开/闭环旋翼噪声主动控制方式下，旋翼数据采集、处理及传输方式，可实时、准确地评估后缘小翼主动控制对旋翼噪声的影响，为我国开展直升机旋翼噪声主动控制研究提供高效、可靠的风洞试验方法及高精度的风洞试验数据。
附图说明
27.此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本技术的一部分，并不构成对本发明实施例的限定。在附图中：图1为本发明基于后缘小翼的直升机旋翼噪声主动控制风洞试验方法中，直升机旋翼噪声主动控制风洞试验流程框图。
28.图2为本发明基于后缘小翼的直升机旋翼噪声主动控制风洞试验方法中，直升机旋翼噪声主动控制风洞试验示意图。
29.图3为本发明直升机旋翼噪声主动控制声学风洞试验俯视图。
30.图4为本发明基于后缘小翼的旋翼主动控制试验模型（即旋翼桨叶模型）。
具体实施方式
31.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合实施例和附图，对本发明作进一步的详细说明，本发明的示意性实施方式及其说明仅用于解释本发明，并不作
为对本发明的限定。
实施例
32.本发明为研究主动控制技术对直升机旋翼噪声的影响，基于已有的大型航空声学风洞和一种直升机旋翼声学试验平台，提供了基于后缘小翼的直升机旋翼噪声主动控制风洞试验方法，下面结合附图对本发明做进一步详细说明。
33.基于后缘小翼的直升机旋翼噪声主动控制风洞试验方法，主要基于大型声学风洞和一种直升机旋翼声学试验平台以及后缘小翼主动控制旋翼模型实施，如图2~图4所示。
34.航空声学风洞一座开/闭口试验段两用的低湍流度低噪声回流式风洞，该风洞配备了尾撑式支撑装置、声学测量系统等设备，主要开展气动声学和气动力测量试验。
35.直升机旋翼声学试验平台与航空声学风洞配套，试验台由台架、动力、传动、操纵、测量、数采等子系统组成。试验台采用尾撑式布局，试验台整体安装在声学风洞尾撑式支撑装置上，由尾撑装置实现直升机模型姿态的变化。
36.本发明基于上述试验设备，提供了基于后缘小翼的直升机旋翼噪声主动控制风洞试验方法，通过图1的步骤实现：基于后缘小翼的直升机旋翼噪声主动控制风洞试验方法，该方法包括以下步骤：步骤1，检查旋翼试验台各系统是否正常，检查小翼控制系统是否正常，检查噪声传感器等测量系统是否正常，完成试验前各项检查工作；转步骤2；步骤2，各测量及监控系统全部开机、数据实时显示，开始试验，转步骤3；步骤3，对旋翼系统、小翼控制系统先后通电，在旋翼转速为零的状态下，采集信号系统初读数并保存；若所述初读数正常，则转步骤4；步骤4，启动后缘小翼，当启动后缘小翼后的输出参数为零时，则先后启动旋翼和风洞，调整第一试验参数至试验值；及联动调整第二试验参数并配平至指定值，转步骤5；其中，所述第一试验参数包括环境温度、风洞风速、旋翼转速，其中，风洞风速、旋翼转速是通过采集风洞内实时环境温度、环境大气压后，根据环境温度、环境大气压计算得出的；所述第二试验参数包括旋翼总距、旋翼周期变距、旋翼轴倾角、旋翼拉力、旋翼弯矩。
37.步骤4包括以下子步骤：步骤41：启动后缘小翼，当启动后缘小翼后的输出参数为零时，则启动旋翼；步骤42：启动旋翼后，调整旋翼转速；当旋翼转速升至试验转速时，则启动风洞；步骤43：启动风洞后，按照预设步长将风洞风速升至试验风速，这期间旋翼实时操纵，使旋翼mx、mz值始终保持在50n
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m以下；当试验风速稳定后，则联动调整第二试验参数；步骤44：联动调整第二试验参数并配平至指定值，具体包括：联动调整旋翼轴倾角、旋翼总距、旋翼周期变距；调整旋翼姿态、操纵至指定值：调整旋翼姿态角至指定值；调整旋翼操纵，使旋翼ct值至指定值；调整旋翼操纵，配平其它参数至指定范围。
38.其中旋翼ct值的范围是0.08~0.14。
39.步骤5，判断后缘小翼控制状态是否正确，若正确，则采用不同的旋翼噪声控制方法，对旋翼噪声数据进行采集、处理及输出，得到测量后的旋翼噪声声压级、悬停效率和前飞升阻比、振动加速度数据，转步骤6；其中，采用不同的旋翼噪声控制方法包括采用开环控
制方式进行旋翼噪声控制和采用闭环控制方式进行旋翼噪声控制；步骤5包括以下子步骤：步骤51：判断后缘小翼控制状态是否正确，若正确，则初次采集后缘小翼控制状态下的旋翼气动噪声数据、气动数据、振动数据，转步骤52；步骤52：判断并选择旋翼噪声的控制方式，如果旋翼噪声的控制方式为采用闭环控制方式进行旋翼噪声控制，那么将初次采集得到的旋翼气动噪声数据、气动数据、振动数据传输至dsp控制系统，由dsp控制系统分析并计算优化的小翼控制参数；并将优化后的小翼控制参数输入小翼控制系统，激励小翼运动；转步骤53；如果旋翼噪声的控制方式为采用开环控制方式进行旋翼噪声控制，那么把事先预设的后缘小翼控制参数输入小翼控制系统，激励小翼运动；转步骤53；步骤53：再次采集后缘小翼控制状态下的旋翼气动噪声数据、气动数据、振动数据，如果旋翼噪声的控制方式为采用闭环控制方式进行旋翼噪声控制，那么判断小翼控制状态下的旋翼气动噪声数据是否达到降噪要求；若满足降噪要求，则转步骤6；若不满足降噪要求，则把再次集后缘小翼控制状态下的旋翼气动噪声数据、气动数据、振动数据传至dsp控制系统分析并计算优化的小翼控制参数；如果旋翼噪声的控制方式为采用开环控制方式进行旋翼噪声控制，则直接转步骤6。
40.步骤6，控制后缘小翼停止输出，当小翼控制系统通电零输出时，风洞停车；当风洞风速小于预设风速时，旋翼试验台停车，同步旋翼操纵回零；转步骤7；步骤7，关闭小翼控制系统，检查旋翼试验台各系统是否正常，各系统参数是否回零，检查试验模型是否正常，试验结束。
41.得到所需的风洞试验结果后，采用如下方法分析后缘小翼控制对直升机旋翼噪声的影响。
42.a.对比分析后缘小翼控制前后旋翼噪声的变化趋势；b.对比分析后缘小翼控制前后旋翼水平力的变化趋势；c.对比分析后缘小翼控制前后旋翼扭矩的变化趋势；d.对比分析不同小翼控制参数变化对旋翼噪声的影响趋势；e.对比分析不同小翼控制参数变化对旋翼水平力的影响趋势；f.对比分析不同小翼控制参数变化对旋翼扭矩的影响趋势；g.结合获得的旋翼气动及噪声等数据，对以上方法开展进一步的研究分析。
43.本发明基于大型声学风洞和一种直升机旋翼噪声风洞试验平台，本发明设计了基于后缘小翼的直升机旋翼噪声主动控制风洞试验方法，本发明主要依托航空声学风洞、一种旋翼模型声学试验平台和一种基于后缘小翼的旋翼主动控制试验模型，开展后缘小翼主动控制对旋翼噪声的影响。本试验方法首先规范了基于后缘小翼技术的旋翼噪声主动控制的试验流程，能够高效、高质量、安全地开展风洞试验研究。然后解决了后缘小翼主动控制过程中，旋翼模型安全运行的问题。最后建立了一种带后缘小翼主动控制的旋翼模型试验过程中的旋翼操纵控制方式、后缘小翼主动控制方式、噪声数据采集、分析及传输方法，可以便捷准确地评估后缘小翼主动控制对直升机旋翼噪声特性的影响。
44.本发明解决了风洞起风过程和风洞停风过程中，旋翼模型、小翼控制系统安全运
行的问题。本发明建立了一种后缘小翼主动控制下旋翼模型的配平操纵控制方式，保证了带小翼控制下，可以准确、有效模拟旋翼真实飞行状态。本发明建立了开/闭环旋翼噪声主动控制方式下，旋翼数据采集、处理及传输方式，可实时、准确地评估后缘小翼主动控制对旋翼噪声的影响，为我国开展直升机旋翼噪声主动控制研究提供高效、可靠的风洞试验方法及高精度的风洞试验数据。
45.本领域内的技术人员应明白，本技术的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本技术可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本技术可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质（包括但不限于磁盘存储器、cd
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rom、光学存储器等）上实施的计算机程序产品的形式。
46.本技术是参照根据本技术实施例的方法、设备（系统）、和计算机程序产品的流程图和／或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和／或方框图中的每一流程和／或方框、以及流程图和／或方框图中的流程和／或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和／或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
47.这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和／或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
48.这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和／或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
49.以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。