一種用于直升機旋翼槳-渦干擾噪聲實驗的裝置的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及氣動噪聲實驗技術(shù)領(lǐng)域，具體是一種用于直升機旋翼槳-渦干擾噪聲 實驗的裝置。
【背景技術(shù)】
[0002] 旋翼槳-渦干擾噪聲是直升機特有的一種噪聲。在斜下降、急轉(zhuǎn)彎狀態(tài)等飛行狀 態(tài)下會出現(xiàn)槳-渦干擾現(xiàn)象。當?shù)湫偷臉?渦干擾噪聲發(fā)生時，噪聲聲壓級會增加 IOdB以 上，被探測距離陡增3倍以上。這是非常嚴重的噪聲。為了進行旋翼槳-渦干擾噪聲特性 及降噪研究，需要開展該類噪聲的實驗。目前直升機旋翼槳-渦干擾噪聲實驗有聲學(xué)風(fēng)洞 和外場飛行實驗兩類。
[0003] 第一類聲學(xué)風(fēng)洞實驗是一種較為常規(guī)的旋翼槳-渦干擾噪聲實驗方法，實驗的基 本原理是將模型旋翼安裝在大型的風(fēng)洞內(nèi)，通過風(fēng)洞吹風(fēng)實現(xiàn)前飛來流、通過調(diào)整旋翼面 的傾斜來模擬旋翼槳-渦干擾現(xiàn)象的發(fā)生。為了進行噪聲測量，需要對風(fēng)洞實驗段進行聲 學(xué)處理，洞壁四周采用吸聲尖劈包圍以避免氣流噪聲、剪切層和多普勒效應(yīng)對傳聲器的干 擾。例如美國NASA在DNW風(fēng)洞聲學(xué)風(fēng)洞的開口實驗段（8mX6m)進行過槳-渦干擾噪聲實 驗。開展該類實驗必需要有合適的聲學(xué)風(fēng)洞。
[0004] 第二類外場飛行噪聲實驗是直接測量真機飛行時的噪聲。為了能夠定量地分析實 驗結(jié)果，實驗時需要在直升機上加裝一些額外的實驗監(jiān)控設(shè)備，以獲得旋翼操縱量、運動狀 態(tài)以及機身姿態(tài)的詳細數(shù)據(jù)。同時，為了實驗數(shù)據(jù)更為可靠，飛行員必須長時間保持飛行狀 態(tài)不變，這對于實驗設(shè)備及駕駛技術(shù)都要極高的要求。
[0005] 綜上所述，目前進行的槳-渦干擾噪聲實驗無論是聲學(xué)風(fēng)洞實驗還是外場飛行實 驗，都存在實驗裝置復(fù)雜、設(shè)施要求高，準備周期長、實驗花費的人力、物力、財力代價無疑 也是巨大的，一般的中小型研究機構(gòu)是無法開展類似實驗的。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明針對現(xiàn)有槳-渦干擾噪聲實驗（聲學(xué)風(fēng)洞、全機外場）設(shè)備要求多、過程 復(fù)雜、代價大等缺點，提出一種槳-渦干擾噪聲實驗裝置，利用該裝置可以在沒有風(fēng)洞等昂 貴、復(fù)雜實驗設(shè)施的條件下，模擬出直升機旋翼槳-渦干擾噪聲，方便地進行兩類槳-渦干 擾噪聲實驗。
[0007] 本發(fā)明公開的用于直升機旋翼槳-渦干擾噪聲實驗的裝置，包括槳葉壁板、耳片、 螺栓群、套筒、角度固定螺栓、支座、驅(qū)動裝置、第二旋翼、第一旋翼和槳轂。所述角度固定螺 栓將第一旋翼、套筒和第二旋翼固定在槳轂上；槳轂安裝在驅(qū)動裝置上，驅(qū)動裝置固定在支 座上；在旋翼接頭的上下耳片用螺栓群與槳葉的上下壁板相連接，接頭的上下耳片分別與 上下壁板相互搭接。第一旋翼通過套筒與第二旋翼套接在旋轉(zhuǎn)軸上，通過裝入不同長度的 套筒，可以調(diào)節(jié)兩個旋翼之間的距離；而通過旋轉(zhuǎn)套筒可以調(diào)節(jié)第一旋翼與第二旋翼的夾 角，然后使用角度固定螺栓將旋轉(zhuǎn)套筒、第一旋翼與第二旋翼三者擰緊固定，第一旋翼與第 二旋翼的夾角也就被固定了。
[0008] 作為上述技術(shù)方案的進一步改進，所述第一旋翼和第二旋翼采用非共面布置。
[0009] 作為上述技術(shù)方案的另一種改進，所述槳轂采用揮舞、擺振柔性片。
[0010] 表1采用本裝置進行的槳-渦干擾噪聲實驗效果單位（dBA)
[0011]
[0012] 由上表可以看出，在本發(fā)明所列舉的實例所選擇的總距角和轉(zhuǎn)速下，本發(fā)明布置 旋翼的噪聲水平總是大于普通旋翼。這是因為，在非共面布置下，與普通式布置旋翼相比， 本發(fā)明裝置布置的上旋翼的槳尖渦與下旋翼的槳葉更接近，在某些情況下存在嚴重槳-渦 干擾。而普通式布置的旋翼在懸停狀態(tài)，一般不會出現(xiàn)槳尖渦與后續(xù)槳葉在槳葉上方相遇 的情況。由此表明，本裝置可有效地用于旋翼槳-渦干擾噪聲的實驗。
[0013] 本發(fā)明的實驗裝置大大節(jié)約了槳-渦干擾噪聲實驗的成本，有利于中小實驗室對 直升機旋翼槳-渦干擾噪聲進行研究。
【附圖說明】
[0014] 圖1是本發(fā)明用于直升機旋翼槳-渦干擾噪聲實驗的裝置結(jié)構(gòu)示意圖；
[0015] 圖2是本發(fā)明實驗裝置旋翼裝配示意圖；
[0016] 圖3是本發(fā)明實驗裝置的原理圖；
[0017] 圖4是Δ φ = 30°時，兩旋翼間隔3cm布置圖
[0018] 圖5是Δ φ = 45°時，兩旋翼間隔3cm布置圖
[0019] 圖6是Δ φ = 60°時，兩旋翼間隔3cm布置圖
[0020] 圖7是Δ φ = 〇°時，兩旋翼間隔3cm布置圖
[0021] 圖8是Δ φ = 90°時，兩旋翼間隔3cm布置圖
[0022] 圖9是Δ φ = 30°時，兩旋翼間隔4cm布置圖
[0023] 圖10是Δ φ = 30°時，兩旋翼間隔5cm布置圖
[0024] 圖11是在消聲室噪聲實驗的總體布置示意圖；
[0025] 圖12是在外場噪聲實驗的總體布置示意圖；
[0026] 圖13是Δ φ = 30。、n = lOOOrpm，兩旋翼間隔3cm時第六通道的聲壓時間歷程 圖；
[0027] 圖14是Δ φ = 30°、η = lOOOrpm，兩旋翼間隔3cm時第六通道的聲壓級譜圖。
【具體實施方式】
[0028] 下面結(jié)合附圖，對本發(fā)明提出的一種用于直升機旋翼槳-渦干擾噪聲實驗的裝置 進行詳細說明。實施例中所舉具體數(shù)值，僅是為了說明實驗裝置及實驗效果，并不限制本發(fā) 明的保護范圍。
[0029] 現(xiàn)有旋翼槳-渦干擾噪聲實驗（聲學(xué)風(fēng)洞、全機外場）設(shè)備要求多、過程復(fù)雜、代 價大，利用本發(fā)明的用于直升機旋翼槳-渦干擾噪聲實驗的裝置，可以在沒有風(fēng)洞等昂貴 實驗設(shè)施的條件下，方便地進行兩類槳-渦干擾噪聲實驗：一是通過變換上、下兩副旋翼 之間的夾角來模擬真實旋翼在不同方位角上產(chǎn)生的槳-渦干擾噪聲特性，實現(xiàn)參數(shù)影響研 究；第二是改變下旋翼氣動外形，實現(xiàn)先進氣動外形旋翼槳-渦干擾噪聲實驗。此外，采用 該裝置進行實驗時，既可在具有消聲環(huán)境的室內(nèi)進行，也可在背景噪聲較小的室外進行。
[0030] 如圖1所示，本發(fā)明的用于直升機旋翼槳-渦干擾噪聲實驗的裝置包括槳葉壁板 10、耳片9、螺栓群8、套筒7、角度固定螺栓6、支座5、驅(qū)動裝置4、第二旋翼3、第一旋翼2和 槳轂1。所述角度固定螺栓6將第一旋翼2、套筒7和第二旋翼3固定在槳轂1上；槳轂1 安裝在驅(qū)動裝置4上，驅(qū)動裝置4固定在支座5上。所述旋翼接頭的上下耳片9用螺栓群8 與槳葉的上下壁板10相連接，旋翼接頭的上下耳片9分別與上下壁板10相互搭接。第一 旋翼2與第二旋翼3通過套筒7套接在旋轉(zhuǎn)軸上，通過裝入不同長度的套筒7,可以調(diào)節(jié)兩 個旋翼之間的距離；而通過旋轉(zhuǎn)套筒7可以調(diào)節(jié)第一旋翼2與第二旋翼3的夾角，然后使用 角度固定螺栓6將三者擰緊固定，第一旋翼2與第二旋翼3的夾角也就被固定了。所述第 一旋翼2和第二旋翼3采用非共面布置，即兩槳葉旋轉(zhuǎn)時不在同一旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)。所述槳轂 1采用采用揮舞、擺振柔性片。所述驅(qū)動裝置4為可帶動旋翼旋轉(zhuǎn)的電機。
[0031] 如圖2所示，本發(fā)明的實驗裝置工作原理為：裝置中第一和第二旋翼分別為上、下 旋翼，上、下旋翼采用非共面布置，上旋翼工作時在其槳葉端部產(chǎn)生槳尖渦，螺旋向下運動 的槳尖渦與下旋翼槳葉發(fā)生碰撞，即形成"槳-渦干擾"，通過調(diào)節(jié)上旋翼的槳葉攻角可以 改變槳尖渦的強度，實現(xiàn)槳尖渦強度的可控；改變上、下旋翼槳葉間的夾角、以及軸向間距 則可以實現(xiàn)槳-渦干擾發(fā)生位置的變化。
[0032] 利用本發(fā)明的實驗裝置進行實驗的實例如下：
[0033] 一、裝置布置
[0034] 1、圖1和2是本實驗實例設(shè)計的一個用于噪聲實驗的旋翼實驗臺（架），該旋翼實 驗臺的設(shè)計既考慮了聲學(xué)實驗室的實驗要求，同時也考慮了外場實驗的要求。支座5與消 聲室已有的底座相連接，其上方固定驅(qū)動電機。為了避免回流，并利用消聲室已有的排氣通 道，在該旋翼臺架上將旋翼軸水平放置，模型旋翼的槳轂中心距地面高度的選取要求主要 是保證旋翼不會碰到地面（圖1中該裝置選取高度為1. 9米）。
[0035] 2、模型旋翼的布置
[0036] 在實驗中，可以分別改變上下旋翼間夾角和兩旋翼上下間距進行實驗，以模擬上 旋翼槳尖渦與下旋翼槳葉的干擾。如圖3-9所示，圖3、圖4、圖5、圖6、圖7中兩幅旋翼之 間的夾角分別為為30°、45°、60°、0°、90°，兩旋翼間距均為3cm;圖8、圖9中兩幅旋翼 之間的夾角均為30°，而兩旋翼的間距分別為4cm和5cm。
[0037] 3、實驗測量點的布置
[0038] 如圖10和11所示，分別為消聲室噪聲實驗的總體布置示意圖和外場噪聲實驗的 總體布置示意圖，旋翼槳盤下方的測量點位于以旋翼槳轂中心和測量點的連線為半徑的圓 上，不同測量點半徑不同；且分別在與旋轉(zhuǎn)平面之間不同夾角上，本實例中夾角選擇30°、 45°、60°和90°，也可選擇其他角度進行實驗的方向上