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申请/专利权人：北京航空航天大学

摘要：本发明涉及基于对流FW‑H方程的直升机旋翼噪声预测方法，所述方法包括：步骤1.建立直升机旋翼的几何模型；步骤2.考虑对流效应的影响，对FW‑H方程进行修正，研究前飞时的来流马赫数对直升机气动噪声的影响，给出加入对流项修正之后的Farassat1A公式，作为声学探测环境的数学模型表达式；步骤3.对比FW‑H方程与对流FW‑H方程的气动噪声预测结果，验证对流FW‑H方程预测旋翼噪声的有效性，并研究旋翼转速、桨叶迎角、桨叶翼型的设计参数对直升机旋翼气动噪声的影响。本发明所述方法利用考虑对流马赫数的影响，能够更准确地预测直升机气动噪声，并为选取合理的直升机旋翼设计参数提供依据，通过准确预测直升机气动噪声，能够有效评估直升机旋翼设计参数对气动噪声的影响。

主权项：1.基于对流FW-H方程的直升机旋翼噪声预测方法,其特征在于，包括以下步骤：步骤1.建立直升机旋翼的几何模型，建立直升机旋翼噪声的几何模型：在无外力作用下控制面外无界区域内流体流动的基本方程为下式1～2： 上式1～2分别为流体的连续方程和动量方程，其中：ρ是流体密度，ui是流体速度，Pij是对流体施加的力的张量；利用Heaviside函数，连续性方程改写为下式3： 其中： 上式4中，Hf为Heviside函数，fx,t＝0为固体表面函数，其中x为固体表面点位置，t为时间；同理，动量方程记为下式5： 令得到下式6： 上式6为FW-H方程的微分表达式,其中,c0为声速，p’为声压，ρ0为大气静态密度，vi为固体表面微元速度，xi为固体表面微元位置矢量在i方向的分量，xj为固体表面微元位置矢量在j方向的分量；考虑对流效应，对流FW-H方程记为下式7： 上式7中，各函数分别表示为下式8～11： Q＝ρ0vn-U∞n+ρ[un-vn-U∞n]......9，Li＝[p-p0δij-σij]nj+ρui[un-vn-U∞n]......10， 式7至式11中，un为气流微元速度在固体表面的分量，vn为对应固体表面微元速度在固体表面分量，U∞n为远方来流速度在固体表面分量；步骤2.考虑对流效应的影响，对FW-H方程进行修正，研究前飞时的来流马赫数对直升机气动噪声的影响，给出加入对流项修正之后的Farassat1A公式解析解如下式12～13所示： 上式12～13为修正之后的Farassat1A公式，其中： R＝γ2R*-M∞·r 式12至14中，r为从桨叶固体表面点指向观测点的距离矢量，M∞为来流马赫数,各个气动导数含义为：M∞R＝M∞iRi，M∞M＝M∞iMi，下标为i时，代表对i方向的偏导数；步骤3.对比FW-H方程与对流FW-H方程的气动噪声预测结果，验证对流FW-H方程预测旋翼噪声的有效性，并研究旋翼转速、桨叶迎角、桨叶翼型的设计参数对直升机旋翼气动噪声的影响，延迟时间、厚度噪声和载荷噪声的两种旋翼噪声信号的解析表达式如下：延迟时间解析表达式如下式15所示： 式15中：rob表示观测点位置矢量，ri0表示桨叶表面点位置矢量，ω表示旋翼转速,单位rads，t为时间，τ为延迟时间；厚度噪声解析表达式如下式16： 载荷噪声解析表达式如下式17：

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