基于高阶谐波控制的倾转旋翼近场气动噪声主动控制试验

马锦超; 陆洋; 王亮权; 宋奎辉

doi:10.7527/S1000-6893.2023.28602

航空学报 >

2024 , Vol. 45 >Issue 9: 528602 - 528602

DOI: https://doi.org/10.7527/S1000-6893.2023.28602

论文

基于高阶谐波控制的倾转旋翼近场气动噪声主动控制试验

马锦超 ,
陆洋 ,
王亮权 ,
宋奎辉

展开

^1.无锡职业技术学院机械工程分院，无锡 214121
^2.南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，南京 210016
^3.中国空气动力研究与发展中心旋翼空气动力学重点实验室，绵阳 621000

．E-mail： luyang@nuaa.edu.cn

收稿日期: 2023-02-24

修回日期: 2023-03-13

录用日期: 2023-04-07

网络出版日期: 2023-04-14

基金资助

中国空气动力研究与发展中心旋翼空气动力学重点实验室研究开放课题资助(RAL202103-3)

收起

Active control test of tiltrotor near-field aeroacoustics based on higher harmonic control

Jinchao MA ,
Yang LU ,
Liangquan WANG ,
Kuihui SONG

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^1.School of Mechanical Technology，Wuxi Institute of Technology，Wuxi 　214121，China
^2.National Key Laboratory of Science and Technology on Rotorcraft Aero-Mechanics，Nanjing university of aeronautics and astronautics，Nanjing 　210016，China
^3.Rotor Aerodynamics Key Laboratory，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 　621000，China

E-mail： luyang@nuaa.edu.cn

Received date: 2023-02-24

Revised date: 2023-03-13

Accepted date: 2023-04-07

Online published: 2023-04-14

Supported by

Open Research Topic of the Key Laboratory of Rotor Aerodynamics, China Aerodynamics Research and Development Center(RAL202103-3)

Fold

摘要

倾转旋翼飞行器的桨尖靠近机身，其近场气动噪声问题严重，理论研究表明，高阶谐波控制能够调整桨盘载荷分布，从而降低倾转旋翼对机身表面的气动噪声辐射。通过试验研究验证了高阶谐波控制（HHC）对倾转旋翼飞行器近场气动噪声的抑制效果。研制了一套用于模型倾转旋翼的HHC伺服控制系统，及倾转旋翼飞行器缩比机身模型；进一步在消声室环境下搭建了倾转旋翼飞行器近场气动噪声主动控制的HHC主动控制试验系统，开展了直升机模式下的噪声主动控制试验研究；验证了HHC对倾转旋翼飞行器近场气动噪声的主动控制效果。试验结果表明2 Ω的HHC控制输入的降噪效果最好，在直升机模式下，机身顶部观测点处的近场气动噪声最多可降低4.5 dB。

关键词： 倾转旋翼; 高阶谐波控制; 近场; 气动噪声; 主动控制

本文引用格式

马锦超 , 陆洋 , 王亮权 , 宋奎辉 . 基于高阶谐波控制的倾转旋翼近场气动噪声主动控制试验[J]. 航空学报, 2024 , 45(9) : 528602 -528602 . DOI: 10.7527/S1000-6893.2023.28602

Abstract

The proximity of tiltrotor aircraft blade tips to the fuselage causes a serious near-field aeroacoustics problem. Theoretical research shows that Higher Harmonic Control （HHC） input can adjust the load distribution of the rotor disc， thereby reducing the aeroacoustics radiation on the fuselage surface. In this paper， the suppression effect of HHC on near-field aeroacoustics in tiltrotor aircraft is verified experimentally. An HHC servo control system for model tiltrotor aircraft and a scaled fuselage model for tiltrotor aircraft are developed. An HHC active control test platform for near-field aeroacoustics in tiltrotor aircraft is further built in the anechoic chamber environment， and noise active control tests are carried out in helicopter mode. The active control effects of HHC on near-field aeroacoustics in tiltrotor aircraft are verified. The test results demonstrate that the 2 Ω HHC control input yields the best noise reduction performance. In helicopter mode， the near-field aeroacoustics at the observation point on the top of the fuselage can be reduced by up to 4.5 dB.

Key words： tiltrotor; higher harmonic control; near-field; aeroacoustics; active control

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