一种飞行/推进系统/喷流噪声综合实时模型建模方法
专利汇可以提供一种飞行/推进系统/喷流噪声综合实时模型建模方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 涉及一种飞行/推进系统/喷流噪声综合实时模型建模方法，包括：建立喷流噪声实时 预测模型 ；建立大涵道比涡扇 发动机 部件级模型；建立双发运输机的动 力 学模型和 运动学模型 ；飞行/发动机/喷流噪声模型综合及修正。本发明针对飞机噪声研究设计过程中，传统方法通常将飞行系统、推进系统和噪声计算分开进行，难以充分考虑系统间耦合关系，无法 覆盖 整个飞行过程中的噪声状况的问题，计算量庞大、无法实时根据飞行和发动机状态计算喷流噪声大小的问题，建立喷流噪声实时预测模型，并与飞行模型和发动机非线性模型相结合，实现了对飞行状态、发动机性能和喷流噪声进行实时仿真。，下面是一种飞行/推进系统/喷流噪声综合实时模型建模方法专利的具体信息内容。
1.一种飞行/推进系统/喷流噪声综合实时模型，其特征是所述综合实时模型包括喷流噪声实时预测模型、大涵道比涡扇发动机部件级模型、双发运输机的动力学和运动学模型；
所述双发运输机的动力学和运动学模型计算得到飞行高度、马赫数和攻角，上述参数作为大涵道比涡扇发动机部件级模型和喷流噪声实时预测模型的输入；所述大涵道比涡扇发动机部件级模型计算得到内外涵的喷流速度、温度、空气流量，上述参数作为喷流噪声实时预测模型的输入，计算得到发动机推力作为双发运输机的动力学和运动学模型的输入；所述喷流噪声实时预测模型，在湍流应力张量所致四极子声源声场的声波波动方程的基础上，忽略粘性力和热传导的影响，将喷流混合区纵向长度视为喷口直径的线性函数，得到远场噪声的半经验模型，提升运算速度。
2.如权利要求1所述的一种飞行/推进系统/喷流噪声综合实时模型的建模方法，其特征是包括以下步骤：
1)建立喷流噪声实时预测模型；
2)建立大涵道比涡扇发动机部件级模型；
3)建立双发运输机的动力学和运动学模型；
4)飞行/发动机/喷流噪声模型综合及修正。
3.根据权利要求2所述的一种飞行/推进系统/喷流噪声综合实时模型的建模方法，其特征是所述步骤1)包括以下具体步骤：
1.1)分区计算噪声：通过对发动机喷流噪声的特性分析，根据噪声源类型的不同，将分开排气的涡扇发动机喷流流场分为四个区域进行分析和计算，分别为喷流核心区、充分掺混区、外环剪切层和内环剪切层，针对不同的区域，对噪声求解方程进行简化；通过噪声求解方程分别计算外环剪切掺混噪声、内环剪切掺混噪声、充分掺混区噪声和尾椎分离噪声，再通过各个部分的噪声叠加，得出噪声源总声压级；
1.2)对噪声模型进行修正：利用飞行速度、攻角和发动机喷管几何尺寸修正噪声模型，修正喷流马赫数按照以下公式进行计算：
式中vo为喷流绝对速度，Mf为飞行马赫数，αj为飞行攻角，nc，o为调整系数取0.62；
对于大涵道比涡扇发动机，nc，o与内外涵流速比有关，使用以下公式进行修正：
对于内环剪切掺混噪声、充分掺混区噪声和尾椎分离噪声，采用相同方法修正。
4.根据权利要求3所述的一种飞行/推进系统/喷流噪声综合实时模型的建模方法，其特征是所述步骤1.1)分区计算噪声，包括以下具体步骤：
1.1.1)计算外环剪切掺混噪声：
外环剪切掺混噪声的声功率级基本计算公式为：
式中，No为速度指数，Ve，o为外涵道喷流绝对速
度，Camb为环境声速，ρo为外涵道喷流密度，ρamb为大气密度，Wo为密度指数，Mc.o为喷流速度校准马赫数，作为针对飞行状态下喷流速度的修正，θo为喷流噪声源与观测点之间的指向角；
在不考虑修正时，直接使用喷管核心位置距离观测点的距离和角度为此时的指向角；
此时发动机外环剪切掺混噪声总声压级基本计算公式为：
式中Aj，out为理想喷流面积，即喷流完全等熵膨胀至环境气压时的喷流面积，CFM56-5B为收缩喷管，因此按照其喷管出口面积和流速即可求出其理想喷流面积，公式为：
式中，Ath，o为外涵喷管喉道面积，因为是收缩喷管，所以其面积为喷口面积：
1.1.2)计算内环剪切掺混噪声：
内环剪切掺混噪声的声压级基本计算公式为：
其理想喷流面积计算与步骤1.1相同，其中：
1.1.3)充分掺混区噪声：
充分掺混区噪声的总声压级基本计算公式为：
充分掺混区理想喷流面积按照内外涵喷流混合后的气流进行计算，公式为：
Aj，mix＝Aj，in+Aj，out；
1.1.4)尾椎分离噪声：
尾椎分离噪声的总声压级基本计算公式为：
1.1.5)总输出噪声：
声压级的运算是按照对数规律进行，n个不同声压级噪声源相叠加的结果为其能量和的对数，发动机总喷流噪声声压级为外环剪切掺混噪声、内环剪切掺混噪声、充分掺混噪声和尾椎分离噪声的叠加，其公式为：
5.根据权利要求4所述的一种飞行/推进系统/喷流噪声综合实时模型的建模方法，其特征是所述步骤1.2)对噪声模型进行修正中发动机喷管几何尺寸修正，体现在对常数项的修正，以充分掺混区噪声为例，按照Lighthill声学公式，噪声的强度和速度的八次方成正比，即此时的Nm为8，但实际上随着流速的增加，Nm会逐渐降低，总噪声声压级主要取决于最大的分量，在充分掺混区噪声中，外涵流场为最大的影响因素，内外涵流速速度比越高，则总声压级越低，同样内涵喷流流场面积越小，则总声压级越高，结合试验数据，对充分掺混区噪声的修正如下：
上式中，ve，m＝(vomo+vimi)/(mo+mi)，其中mo，mi分别为外涵和内涵流量。
6.根据权利要求2所述的一种飞行/推进系统/喷流噪声综合实时模型的建模方法，其特征是所述步骤2)建立大涵道比涡扇发动机部件级模型，气体在发动机中按一维流动处理，忽略燃烧延迟，利用涡扇发动机部件特性建立涡扇发动机部件级模型；选用高低压轴转速、风扇内涵压比、风扇外涵压比、增压级压比、高低压涡轮落压比，平衡方程选用各截面流量平衡方程和高低压轴功率匹配方程，采用Newton-Raphson法进行模型求解，具体步骤为：
对风扇采用叶根叶尖分开建模，选取稳态共同工作范畴8个初猜值：低压轴转速Nl、高压轴转速Nh、风扇叶尖压比系数ZCl，tip、风扇叶根压比系数ZCl，core、增压级压比系数ZCl，ip、高压压气机压比系数ZCh、高压涡轮压比系数ZTh、低压涡轮压比系数ZTl，构造x＝[x1 x2 x3 x4 x5 x6 x7 x8]T＝[Nl Nh Zcl，tip Zcl，core Zcl，ip Zch ZTh ZTl]T；
依据发动机工作过程中满足的流量连续、压力平衡及功率平衡条件，选取如下8个同工作方程：
(1)风扇外涵道出口与外涵道尾喷管进口流量平衡：
(2)风扇内涵道出口与增压级进口流量平衡：
(3)增压级出口与高压压气机进口流量平衡：
(4)燃烧室出口与高压涡轮进口流量平衡：
(5)高压涡轮出口与低压涡轮进口流量平衡：
(6)低压涡轮出口与外涵道尾喷管流量平衡：
(7)高压转子功率平衡：
(8)低压转子功率平衡：
使用Newton-Raphson方法进行迭代运算；在动态过程中，发动机涡轮与风扇和压气机之间的功率差产生转加速度，此时功率平衡方程(7)和(8)不再成立，转加速度大小通过下面转子动力学方程进行计算，式中，J1，J2为发动机低压轴和高压轴的转动惯量。
采用一次通过法进行动态迭代，从而兼顾到实时性和模型的收敛。
7.根据权利要求2所述的一种飞行/推进系统/喷流噪声综合实时模型的建模方法，其特征是所述步骤3)建立双发运输机的动力学和运动学模型：
所建双发运输机模型满足空中飞行的飞机运动仿真和地面滑跑状态的仿真功能，将空中飞行时的飞机视为一个具有六自由度的刚体，建立六自由度运动模型；地面滑跑分为两个阶段，分别是(1)从起跑位置至前起落架离地；(2)前起落架离地至升力大于飞机中立，离地升空；
当地面对前起落架的支反力大小变为0时，即可判断从阶段(1)进入阶段(2)，利用四阶龙格库塔算法对运动模型进行计算。
8.根据权利要求7所述的一种飞行/推进系统/喷流噪声综合实时模型的建模方法，其特征是所述步骤3)建立双发运输机的动力学和运动学模型，建立其六自由度运动模型和地面滑跑模型，进行了如下假设：(1)飞机为刚体，飞行过程中的质量变化忽略不计；(2)地球表面近似为平面，忽略地球自转和公转的影响；(3)重力加速度为常数；(4)飞机以机体坐标系xoz平面左右质量和几何对称；(5)忽略扰流板的作用，包括以下具体步骤：
3.1)六自由度运动模型：
飞机在空中飞行时视作一个拥有六自由度的刚体，其各个方向上的速度和角速度的变化取决于作用在飞机上的气动力和气动力矩，以及发动机的推力和推力距；设定主要气动控制面有：内外段副翼、襟翼、上下段方向舵、水平安定面、内外段升降舵和扰流板，其中通过副翼的差动得到滚转力矩，通过方向舵提供偏航力矩，通过升降舵得到俯仰力矩，每个气动面都有偏转极限角度和极限偏转速率；建立气动力和气动力矩模型，根据气动控制面的偏转角度以及无量纲系数得到气动力和气动力矩；发动机推力由发动机模型获得；利用升力系数等六个无量纲系数，计算飞机沿机体坐标系在空中所受各个方向的力和力矩，其六自由度运动模型如下：
3.2)地面滑跑运动模型：地面滑跑分为两个阶段，分别是(1)从起跑位置至前起落架离地；(2)前起落架离地至升力大于飞机中立，离地升空。当地面对前起落架的支反力大小变为0时，即可判断从阶段(1)进入阶段(2)；
第一阶段滑跑的运动方程为：
当进入第二阶段后，此时为两轮滑跑，前轮支反力为0，此时运动方程为：
利用龙格库塔法对模型进行求解。
9.根据权利要求2所述的一种飞行/推进系统/喷流噪声综合实时模型的建模方法，其特征是所述步骤4)飞行/发动机/喷流噪声模型综合及修正：
明确飞行器、发动机和喷流噪声模型之间的参数传递关系，其中，双发运输机的动力学和运动学模型与喷流噪声实时预测模型均需要大涵道比涡扇发动机部件级模型提供飞行高度与飞行速度，考虑到噪声辐射的指向性问题，喷流噪声实时预测模型的输入还需要飞行攻角与测量点距发动机喷管的距离与角度；通过大涵道比涡扇发动机部件级模型计算得到内外涵的喷流速度、面积、温度和流量，并作为喷流噪声实时预测模型的输入。
10.根据权利要求9所述的一种飞行/推进系统/喷流噪声综合实时模型的建模方法，其特征是所述步骤4)飞行/发动机/喷流噪声模型综合及修正，包括以下具体步骤：
4.1)根据飞行高度计算得到飞机所在大气环境的气体性质，再得到飞机飞行状态参数，包括飞行速度、攻角，同时输入发动机的几何参数；
4.2)通过涡扇发动机的非线性模型、飞行器和喷流噪声预测模型，对发动机推力耗油率等发动机性能和飞机高度速度等进行计算，初步得到噪声源噪声辐射大小；
4.3)利用飞行速度、高度、飞行攻角等对噪声辐射进行修正，利用发动机几何参数对进行声源尺寸修正；再依据测量点的距离角度，计算噪声传播过程中的衰减，最终得到发动机的各项性能和噪声辐射场。
一种飞行/推进系统/喷流噪声综合实时模型建模方法
技术领域
背景技术
发明内容
2)建立大涵道比涡扇发动机部件级模型；
3)建立双发运输机的动力学和运动学模型；
4)飞行/发动机/喷流噪声模型综合及修正。
度，Camb为环境声速，ρo为外涵道喷流密度，ρamb为大气密度，Wo为密度指数，Mc，o为喷流速度校准马赫数，作为针对飞行状态下喷流速度的修正，θo为喷流噪声源与观测点之间的指向角；
在不考虑修正时，直接使用喷管核心位置距离观测点的距离和角度为此时的指向角；
(2)风扇内涵道出口与增压级进口流量平衡：
(3)增压级出口与高压压气机进口流量平衡：
(4)燃烧室出口与高压涡轮进口流量平衡：
(5)高压涡轮出口与低压涡轮进口流量平衡：
(6)低压涡轮出口与外涵道尾喷管流量平衡：
(7)高压转子功率平衡：
(8)低压转子功率平衡：
附图说明
具体实施方式
(10)风扇内涵道出口与增压级进口流量平衡：
(11)增压级出口与高压压气机进口流量平衡：
(12)燃烧室出口与高压涡轮进口流量平衡：
(13)高压涡轮出口与低压涡轮进口流量平衡：
(14)低压涡轮出口与外涵道尾喷管流量平衡：
(15)高压转子功率平衡：
(16)低压转子功率平衡：
利用龙格库塔法对模型进行求解。
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