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2.7流动分离模型
螺旋桨周围的流场实际上是高度三维的，并且是不稳定的，迄今为止我们尚未得到很好的理解。尤其困难的是在发生气流分离时如何在大攻角下预测螺旋桨性能。近年来，人们已经做出了新的努力来更好地预测失速后的行为，因为风力涡轮机内侧区域的气流分离在许多运行时间都是很普遍的。由于流场的复杂性，大多数已经开发用于预测流分离的方法都使用经验或半经验的失速模型。Tangler和Kocurek基于Viterna方程开发了一种全局后置失速方法。缺点是，对于要使用的模型，必须知道气动系数的斜率和最大值。此外，如果空气动力学系数与平板的特性不匹配，则该方法在达到200°攻角时将变得无法使用。在Ref中，证明了即使考虑厚翼型截面时转子的cl / cd失速行为，在超过20度攻角之后，也遵循平板理论。在这项工作中，使用了Viterna方程的第一部分，因为它预测了最大截面阻力系数是螺旋桨纵横比的函数。Ref使用一下公式的最大全局阻力系数预测来进行截面失速预测并显示，与从具有五个跨度压力传感器的转子获得的实验数据相比，具有很好的一致性：
从NACA 0009对称飞机获得的数据用于生成经验性失速模型将用于计算流量的失速和失速行为。之所以选择NACA 0009机翼，是因为它具有实验数据，并且可以被认为是薄翼型，可与这项工作的薄螺旋桨叶片仿真工作相匹配。这是通过简单的曲线拟合来完成的，该曲线的升力和阻力系数斜率从一11°开始，一直到90°攻角。图2.28和2.29说明了升力和阻力系数的曲线拟合。这些数字是从附录F中的参考文献的实验数据中得出的。 显然。 如果单个涡旋面板的迎角超过13度，则将流分离模型应用于相应的螺旋桨叶片的面板并计算新的升力和阻力。 这可以对部分失速的螺旋桨进行性能计算。 在大多数优化过程中，面板的迎角保持在13°以下，因为较大的迎角时螺旋桨效率下降。 因此，当在局部面板迎角超过13度的低自由流速度下分析为高巡航速度设计的固定螺距螺旋桨时，主要使用经验流分离模型。
（Data experiment→实验数据，Polynomial trend line→多项式趋势线，lift coefficient→升力系数）
图2.28 NACA 0009失速时的升力系数
（Drag coefficient→阻力系数）
图2.29 NACA 0009失速时的阻力系数
NACA109622直叶片螺旋桨用于定量验证流分离模型的效果。 图2.30显示，在低于1.3的推进比时，某些螺旋桨区域在130迎角以上，从而激活了流分离模型，从而减小了升力并增加了所需动力。 图2.30和2.31显示了螺旋桨性能程序的两次运行，其中研究了在启用和未启用流分离模型的情况下的升力和功率。
（Trust of NACA propeller no flow separation→NACA螺旋桨无流分离期望）
（Thrust of NACA propeller with flow separation→带有分流器的NACA螺旋桨推力）
图2.30 具有经验失速模型的NACA109622螺旋桨的失速推力特性
（Power of NACA propeller no flow separation→NACA螺旋桨的无流分离功率）
（Power of NACA propeller with flow separation→带有分流功能的NACA螺旋桨的功率）
图2.31具有经验失速模型的NACA 109622螺旋桨的失速功率行为
2.8 噪声信号模型
螺旋桨的空气动力学噪声预测可追溯到1919年，当时Lynam和Webb首次发表了他们的工作，这是由于要求飞机在敌方领土上未被发现而飞行的要求推动的。从那时起，螺旋桨噪声预测的几种不同的经验，半经验和理论方法都得到了发展并不断得到改进。近年来，由于空中交通的迅速增加和用于发电的风力涡轮机的普及，螺旋桨噪声再次成为公众关注的话题。 可以在参考文献[64]中找到一些不同方法的摘要。 最近，由于低空侦察型UAS对侦查性的要求较低，因此在军事行动中将UAS用作侦察平台，引起了人们对推进力和螺旋桨噪声的关注。通过切换到电动推进系统可以避免与发动机有关的噪声，特别是对于小型无人机而言，该噪声将螺旋桨作为主要噪声源之一。 在这种工作中，使用点源（位于四分之一弦上的点力，用于基本力，点质量源和汇代表螺旋桨厚度）进行亚音速转向分析。 点源的位置如图2.32所示。
图2.32噪声源位置
该模型基于Lowson的工作，由Mi11er进一步开发，以解决径向力产生的噪声。 假定前向飞行速度为M lt;0.1，这似乎是适当的，因为在这项工作中只考虑了小型低空速飞机，因此静态分析技术是适用的。 为了优化工作，仅考虑压力扰动p-po并将其引入目标函数以降低螺旋桨噪声。 如果对人耳的感知噪声水平dBA感兴趣，则必须将压力扰动转换为声压级（SPL），然后根据频率进行调整以表示人耳的灵敏度.Miller之后的压力扰动为：
(2.55)
(2.56)
(2.57)
(2.58)
(2.59)
(2.60)
其中MS是沿翼展方向的四分之一弦上的点的马赫数，r是源与观察者之间的距离，robs是观察者到theorigin的距离。是角速度，i是 延迟时间是源与原点之间的距离，是观察者与x的夹角，而8是源相对于y轴的夹角。 几何图如图2.33所示。
螺旋桨的容积位移是由朗肯体模拟的，该朗肯体在每个翼展方向上的并置位置上都具有一个单源汇对。 源强度是通过求解自由流中的兰金体而确定的，主轴的长度等于本地螺旋桨弦。 因此，朗肯体的最大直径h由下式确定：
∆S为面板的翼展方向宽度、（t / c）为局部厚度比。
图2.33声学特征几何分析
由于这项工作的空气动力学螺旋桨分析没有考虑机翼厚度，因此采用了基于薄叶片螺旋桨的通用厚度轮廓，如图2.34所示。
点质量通量q是通过求解源/汇位置来获得的：
为了确定整体压力扰动，必须在螺旋桨转动时知道每次翼展方向压力扰动到达观察者的时间。 这是通过首先计算每个叶片压力扰动到观察者的距离并将其除以声速来完成的。 然后，螺旋桨叶片会以10增量的时间向后旋转，现在通过计算压力扰动到达观测者的时间减去叶片旋转10的时间来确定每个翼展方向压力扰动的观察者时间。 每个压力的次数
总压力扰动是所有局部压力扰动之和等于观察者时间的总和。
图2.34 APC 14x7螺旋桨的线性翼型厚度分布
验证声学信号签名的测试案例是Succi获得的数据。 模拟螺旋桨是塞斯纳172天鹰式螺旋桨的1/4比例模型，型号描述为1C160。 1C160四分之一螺旋桨的几何形状取自Succi，他描述了翼展方向上的弦和螺旋桨螺距。 附录G中给出了螺旋桨的几何描述。 基于此
信息显示，平板推进器产生了18个翼展方向和3个翼弦方向的运动，如图2.35所示。 在翼展方向上放置位于四分之一弦位置的截面力。 点质量源和点的位置与每个翼展方向面板中心的中弦距离相等。
图2.35 1C160四分之一塞斯纳172螺旋桨
为了验证测试用例，观察者位于距螺旋桨0.5米处。 波形供螺旋桨小= 1300后面旋转平面中的观察者使用。 螺旋桨速度为10000 rpm，自由流速度为29 [m / s]。 在图2.36中，Succi的实验和理论结果与Miller的结果相比。 他的作品的已实现的声学特征模型如图2.37所示，与Succi和Miller的结果相比，结果非常吻合。
图2.36 Miller的压力扰动实验和理论比较
图2.37 1C160四分之一螺旋桨的压力扰动
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