螺旋槳聲音設計的案例
案例分享 | 雅馬哈直升機螺旋槳的聲音設計
從那時起，雅馬哈發動機不斷在其原始設計的基礎上進行改進，優化無人直升機在不同環境中的使用。
設計無人直升機時要考慮的一個關鍵因素是飛行器將在哪里飛行。任何在居民區飛行的飛行器都需要限制其產生的噪音。正如雅馬哈發動機公司機器人事業部 KentaMizuno所解釋：“較低的噪音水平有利于操作員。對于農業用途，我們必須降低無人直升機產生的噪音，因為它們將飛越住宅區周圍的田野。降噪還有助于減輕操作員的疲勞。到目前為止，我們主要通過采用四沖程發動機來實現發動機降噪。但是，現在想要更進一步，降低主旋翼造成的噪音”
設計無人直升機的挑戰
直升機的主要聲音來源之一是主旋翼葉片引起的流體噪聲。
由于無法使用隔聲罩來阻止轉子的噪音傳播，雅馬哈不得不考慮轉子速度和葉片形狀的設計。
然而，這兩個因素對直升機的整體性能都有很大影響，任何變化都會產生需要優化的多種設計權衡。
一旦產品規格細節到位，評估工業產品的聲學性能非常復雜，并且通常在設計的后期階段。但是，在設計過程后期將聲學性能評估的結果納入規范會產生一系列問題：例如，工程師必須回頭來查看更改對先前設計決策的影響，這是一個費力的過程，且可能導致交貨時間的延長。出于這個原因，雅馬哈希望在設計初期整體考慮各方面的設計因素與產品性能。
使用聯合仿真技術進行無人直升機的流體-結構-聲學仿真設計
雅馬哈發動機公司基于 MSC CoSim聯合仿真模塊來全面評估無人直升機“FAZER R”的性能（圖 1）。MSC CoSim提供了一個聯合仿真的接口，可將不同求解器/學科與多物理場雙向強耦合起來。使用MSC CoSim，雅馬哈能夠通過交互傳輸數據的多學科軟件產品同時執行多項分析。
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從那時起，雅馬哈發動機不斷在其原始設計的基礎上進行改進，優化無人直升機在不同環境中的使用。
設計無人直升機時要考慮的一個關鍵因素是飛行器將在哪里飛行。任何在居民區飛行的飛行器都需要限制其產生的噪音。正如雅馬哈發動機公司機器人事業部 KentaMizuno所解釋：“較低的噪音水平有利于操作員。對于農業用途，我們必須降低無人直升機產生的噪音，因為它們將飛越住宅區周圍的田野。降噪還有助于減輕操作員的疲勞。到目前為止，我們主要通過采用四沖程發動機來實現發動機降噪。但是，現在想要更進一步，降低主旋翼造成的噪音”
設計無人直升機的挑戰
直升機的主要聲音來源之一是主旋翼葉片引起的流體噪聲。
由于無法使用隔聲罩來阻止轉子的噪音傳播，雅馬哈不得不考慮轉子速度和葉片形狀的設計。
然而，這兩個因素對直升機的整體性能都有很大影響，任何變化都會產生需要優化的多種設計權衡。
一旦產品規格細節到位，評估工業產品的聲學性能非常復雜，并且通常在設計的后期階段。但是，在設計過程后期將聲學性能評估的結果納入規范會產生一系列問題：例如，工程師必須回頭來查看更改對先前設計決策的影響，這是一個費力的過程，且可能導致交貨時間的延長。出于這個原因，雅馬哈希望在設計初期整體考慮各方面的設計因素與產品性能。
使用聯合仿真技術進行無人直升機的流體-結構-聲學仿真設計
雅馬哈發動機公司基于 MSC CoSim聯合仿真模塊來全面評估無人直升機“FAZER R”的性能（圖 1）。MSC CoSim提供了一個聯合仿真的接口，可將不同求解器/學科與多物理場雙向強耦合起來。使用MSC CoSim，雅馬哈能夠通過交互傳輸數據的多學科軟件產品同時執行多項分析。
展開 eVTOL飛行器螺旋槳多學科設計分析與優化
這使得仿真專家能夠提交MDAO研究，以優化螺旋槳形狀，從而在滿足所有設計要求的同時提高性能。
圖 5 使用VOLTA Planner，學科專家可以從直觀的web界面執行MDAO工作流
運行計劃意味著一些特定類型的設計空間探索研究。它可以是實驗設計（DOE）或優化例行分析。通過VOLTA Planner界面，參與項目的每個人都可以更改需求、性能指標、輸入域和設計空間探索策略。您可以在同一MDAO工作流的基礎上構建許多不同的計劃。
從過程執行方面來看，雖然CAD求解器和內部代碼可以很容易地在本地資源上運行，但空氣動力學仿真可能需要額外的計算資源和軟件許可證。ESTECO最先進的作業調度技術使組織和團隊能夠充分利用當前的按需云計算服務，如亞馬遜EC2或其他公共、私有和混合云，通過使用虛擬專用網絡和安全通信協議來解決大規模MDAO，從而保護交換的數據。
最后，對優化結果感興趣的利益相關者可以通過VOLTA Advisor網絡面板輕松訪問和選擇最佳螺旋槳形狀設計。
圖6 VOLTA Advisor使學科專家能夠創建基于web的后處理面板，用于分析MDAO研究
VOLTA Advisor的作用就像是web上進行權衡空間研究的權威真相來源（ASOT）。通過這種方式，設計利益相關者可以登錄，查看與所有其他利益相關者相同的數據，應用他們的偏好、需求和性能目標。在本案例中，性能目標將是螺旋槳設計的聲音/噪音水平、推力和扭矩，以及確保滿足應力要求。
展開 分布式電推進飛行器高性能螺旋槳設計
與常規飛行器相比較，分布式電推進飛行器全機性能主要由分布式動力系統與機翼之間的耦合特性所決定，因此其氣動設計問題已由傳統機翼的干凈外形設計問題轉變為分布式動力與機翼強耦合下的最優特性設計問題，這對分布式電推進飛行器的動力系統和機翼等均提出了不同的要求。如美國X-57全電飛機所采用的分布式螺旋槳就與傳統螺旋槳不同，它是作為一種特殊的增升裝置，以改善飛機滑跑起降狀態下的升力特性為目標進行設計，被稱為“高升力螺旋槳”。因此，需要進一步結合分布式電推進飛行器發展，探討新型高性能動力單元和分布式動力系統的設計思想和設計方法，為下一步開展創新性研究提供建議和指引。
圖1 X-57分布式電推進飛行器
2
主要內容
以類X-57分布式電推進飛行器為研究對象，脫離了傳統螺旋槳僅僅追求高推進效率的思路，提出并發展了以單位能量下獲得螺旋槳/機翼綜合氣動效率最優為目標的高性能螺旋槳優化設計思路和方法。
文章首先對模擬螺旋槳旋轉運動的數值方法進行介紹和算例驗證，包括多重參考坐標系方法、面源法和葉素動量理論方法3種，保證螺旋槳數值模擬和數值設計的準確性和可靠性。其次，對所發展的如下圖所示高性能螺旋槳優化設計方法框架和設計步驟進行介紹和分析，設計過程主要包括螺旋槳槳葉氣動載荷分布獲取，螺旋槳槳葉氣動載荷分布優化設計，以及任意環量分布下的高性能螺旋槳槳葉快速反設計。
展開 
基于模板技術構建船舶螺旋槳設計平臺
模板是提取設計過程中可重復的設計、建模、分析操作過程并進行封裝，從而形成的模塊化組件。運用模板技術構建統一關聯模型，集螺旋槳理論設計、螺旋槳快速建模、螺旋槳水動力性能分析及螺旋槳結構強度分析于一體，形成基于流程和知識驅動的螺旋槳集成設計與分析一體化應用平臺。
0 引言
隨著三維設計技術及其工具軟件的發展，螺旋槳三維幾何模型已建立起來，并通過相應的分析軟件對其進行了仿真評估。但螺旋槳三維設計CAD系統與仿真分析CAE軟件之間的數據轉換和信息集成問題還未得到有效解決，導致三維模型無法直接用于螺旋槳的工程分析。另外，螺旋槳設計的經驗和知識都掌握在少數人手中，很難重復利用，易對企業造成很高的知識風險。螺旋槳設計工具相互孤立，不成體系，異常復雜的數據流主要依賴人工勞動，設計并行度低，管理難度大，嚴重影響了設計質量和效率，使得設計過程很難實現關聯設計和優化設計。因此，螺旋槳設計平臺的建立勢在必行。
國際上的研究機構基于以前發展的各種方法建立了有效的螺旋槳設計系統。20世紀90年代，美國泰勒水池就開展了螺旋槳優化設計集成系統的研究。HydroComp.IN公司的HYDROCOMP系列軟件包括NavCAD，ProExpert和ProCAD三個模塊，分別用于解決船舶推進系統分析、螺旋槳設計和計算機輔助螺旋槳生產等領域的實際問題。美國AMI公司的VSAERO和USAERO軟件提供螺旋槳水動力分析，MARINTEK的AKPD/AKPA系統和MARIN的EXCALIBUR和PROCAL系統都是設計和分析螺旋槳的集成系統。
展開 設計仿真 | 基于Actran的螺旋槳非空化噪聲仿真研究
研究背景及內容
螺旋槳是船舶的主要推進器之一，具有良好的水動力性能、較高的推進效率和簡單的結構等特點。然而，在船舶設計和運行中，螺旋槳的噪聲問題一直是一個重要且復雜的挑戰。
本研究使用仿真手段對旋轉槳的非空化噪聲進行研究。研究分為流體動力學仿真計算和聲學仿真計算，流體計算以縮比的DMPT P4119標準槳為研究對象。在穩態計算中，采用SST 湍流模型。瞬態計算采用大渦模擬(LES)湍流模型，計算不同工況下螺旋槳的水動力性能。所得流場結果與文獻中的試驗數據誤差在5%以內。聲學計算采用聲學商業軟件ACTRAN中的Lighthill聲類比方法計算螺旋槳在進速系數J=0.833時的非空化噪聲，所得聲場結果與文獻中的試驗數據誤差在10dB以內。
Research Methods
研究方法
01
槳葉模型
根據獲得的DTMB P4119螺旋槳的型值表，進行幾何建模。螺旋槳直徑為0.3048米，葉片數為3。完成標準尺寸的螺旋槳建模后，以螺旋槳中心為基準點，按比例縮小，縮放因子為0.657894。縮放后的直徑為D=0.2米。縮小比例的螺旋槳的主要特征如表1所示。
02
流體動力學模型
如圖1所示在螺旋槳周圍創建三個流體域，即螺旋槳周圍均勻包裹小流體域，中間流體域及最外層流體域。螺旋槳周圍均勻包裹小流體域為旋轉域，包裹住螺旋槳。中間流體域（Mid region）為靜止域專為Actran計算時數據提取。采用速度進口邊界（velocity inlet）模擬流體的流動，流體流動方向垂直于進口表面。螺旋槳表面被設定為無滑移邊界（wall），而計算域的外圓柱面被設定為對稱邊界（symmetry）。流體出口被設定為壓力出口邊界（pressure outlet），不同區域之間的交界面設定為Interface邊界，如下圖2示。
展開 如何使用 CFD 解決泵和螺旋槳設計中的氣蝕問題
您想嘗試 Fidelity CFD 并發現它對您的設計的潛力嗎？
文章來源：cadence博客
現場公開課 | Ansys空氣螺旋槳設計、仿真與優化專題
本次培訓包含了空氣螺旋槳設計理論、翼型氣動理論及氣動計算、槳葉的建模、氣動性能、氣動噪聲和流固耦合的數值計算及優化設計的完整流程。
一、培訓目標
1.掌握空氣螺旋槳流體設計、數值計算驗證、優化的完整流程;
2.掌握空氣螺旋槳的數值計算驗證技術；
3.掌握空氣螺旋槳氣動噪聲、流固耦合等高級仿真技術；
4.可成為獨立軸流旋轉機械設計或仿真工程師，如風機、壓氣機、渦輪、泵等。
一種變軸螺旋槳水空跨域無人航行器設計和控制技術
本無人航行器設計在海上空中執行任務時，應具有較遠的航程和較快的飛行速度能力。為此，我們設計了前空氣螺旋槳軸線可傾轉的功能（圖7）。在一定的飛行高度時，將前空氣螺旋槳軸線從斜角度傾轉到水平角度，實現像普通固定翼無人機一樣作快速飛行。由于螺旋槳前傾過程中，螺旋槳的垂直升力會迅速下降，如何穩定實現傾轉螺旋槳的整個無人機空中飛行是關鍵。
4.1 可傾轉螺旋槳無人機的受力分析與運動建模
已升空的無人航行器不再受到水的浮力和阻力，可折疊水槳也收起，全部受到空氣動力的作用，實際已成為一架無人飛行器。本無人飛行器與常規固定翼飛行器一樣，除了設計有平尾及升降舵、垂尾及方向舵外，還設計有機翼后緣左右各一個副翼，起橫向控制作用。不同的是，本無人機設計有三個空氣螺旋槳，前兩個螺旋槳可以傾轉。設三個螺旋槳拉力分別為T1，T2，T3，前螺旋槳向前傾轉角度為φ；飛行器氣動升力為L,氣動阻力為D；則整個無人機受力為
整個無人機對重心的受力矩為
式中：（X1,Y1），（X2,Y2），（X3,Y3）分別表示三個螺旋槳旋轉中心相對于無人機重心的坐標。
如圖12所示，無人機的螺旋槳傾轉過渡過程主要是在傾轉螺旋槳無人機的縱向對稱平面內完成[4]。因此過渡運動特征分析可以忽略無人機的橫航向運動，通過將6 自由運動模型中所有的橫航向變量置零，可以得到簡化的 3 自由度運動模型如下。
圖12 無人飛行器傾轉過渡狀態的受力示意圖
Fig.12 Schematic diagram of force in the transition state of UAV tilting
式中：上標“1”表示機體坐標系；q 為對機體坐標系y 軸的角速度；IY 是對y 軸的轉動慣量。
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