帶下反槳尖旋翼氣動(dòng)噪聲數(shù)值分析

曹亞雄，樊 楓

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

早期的旋翼外形設(shè)計(jì)只考慮旋翼的氣動(dòng)性能，往往忽視噪聲的影響。隨著現(xiàn)代直升機(jī)技術(shù)的發(fā)展，直升機(jī)噪聲尤其是旋翼的氣動(dòng)噪聲問(wèn)題越來(lái)越受到重視。旋翼的氣動(dòng)噪聲問(wèn)題十分復(fù)雜，不同飛行狀態(tài)下的旋翼噪聲成分也不同。其中，懸停、斜下降以及中速前飛等飛行狀態(tài)下旋翼會(huì)不同程度地產(chǎn)生槳-渦干擾(BVI)噪聲，一旦出現(xiàn)將會(huì)對(duì)周圍環(huán)境及地面人員產(chǎn)生較大影響。研究表明，通過(guò)優(yōu)化槳葉氣動(dòng)參數(shù)可以有效改善旋翼的噪聲特性[1-3]。槳尖作為槳葉的主要?dú)鈩?dòng)參數(shù)之一，同時(shí)又是槳葉最為敏感的區(qū)域，其構(gòu)型極大地影響著旋翼的氣動(dòng)性能和噪聲特性。

槳尖形式包括后掠、尖削、前掠以及下反等。相對(duì)于后掠、尖削等槳尖二維平面形狀，槳尖下反的研究開(kāi)展較晚但發(fā)展迅速，已成功應(yīng)用于國(guó)外型號(hào)。BERP(英國(guó)實(shí)驗(yàn)旋翼計(jì)劃)旋翼[4-5]裝配在“海王”、“灰背隼”和AW101等直升機(jī)上，取得了很好的實(shí)用效果。最新一代的BERPⅣ槳葉在BERPⅢ槳葉的基礎(chǔ)上進(jìn)行了優(yōu)化，下反角從20°增加到25°，提升了懸停氣動(dòng)性能。日本的ATIC(通航直升機(jī)先進(jìn)技術(shù))項(xiàng)目[6-7]中的優(yōu)化旋翼采用了下反槳尖，并改進(jìn)了下反角，試驗(yàn)結(jié)果表明該旋翼的BVI噪聲有所削弱。在國(guó)內(nèi)，旋翼降噪設(shè)計(jì)方面，南京航空航天大學(xué)招啟軍[8-9]等吸取了曲線后掠槳尖和鋸齒形槳尖等槳尖形狀的設(shè)計(jì)思想，設(shè)計(jì)了一種變弦長(zhǎng)，尖部尖削，具有非常規(guī)曲線前后掠形狀的槳尖——CLOR槳尖，之后又對(duì)CLOR槳尖的氣動(dòng)性能進(jìn)行了分析和優(yōu)化，進(jìn)而發(fā)展出CLORⅡ槳尖。槳尖外形對(duì)噪聲的影響研究方面，西北工業(yè)大學(xué)[10]和中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所[11]都開(kāi)展了一些研究。目前，國(guó)內(nèi)專門針對(duì)帶下反槳尖旋翼的氣動(dòng)噪聲計(jì)算研究還很少。

鑒于此，本文采用高精度的CFD/FW-H數(shù)值模型，針對(duì)帶不同下反角度槳尖的旋翼氣動(dòng)噪聲進(jìn)行計(jì)算分析，重點(diǎn)分析了下反角為0°、20°和45°的三副旋翼近場(chǎng)噪聲及地面噪聲特性。

1 數(shù)值模擬方法

1.1 旋翼流場(chǎng)CFD計(jì)算模型

本文借助于先進(jìn)的CFD方法[12]對(duì)旋翼流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬與分析，為噪聲計(jì)算提供高精度的流場(chǎng)信息。采用慣性坐標(biāo)系下的三維非定常雷諾平均N-S(RANS)方程進(jìn)行求解，方程的具體形式可以表達(dá)為：

(1)

本文采用二階MUSCL格式對(duì)單元內(nèi)流場(chǎng)進(jìn)行重構(gòu)以獲得網(wǎng)格交接面兩側(cè)的流場(chǎng)變量，并使用低耗散的ROE格式[13]計(jì)算網(wǎng)格交界面上的對(duì)流通量：

(2)

1.2 旋翼氣動(dòng)噪聲計(jì)算模型

目前，旋翼氣動(dòng)噪聲預(yù)測(cè)方法主要是基于FW-H方程和Kirchhoff方程的噪聲分析方法。Kirchhoff方法能比較好地求解遠(yuǎn)場(chǎng)預(yù)測(cè)點(diǎn)總氣動(dòng)噪聲，但Kirchhoff公式僅適用于線性區(qū)域，要求控制面能盡量地包含所有非線性不連續(xù)區(qū)域，具有較差的魯棒性。FW-H方程物理意義明確，能比較好地計(jì)算旋翼厚度噪聲和載荷噪聲，而基于可穿透積分面的FW-H方程的提出，彌補(bǔ)了其計(jì)算四極子噪聲的能力不足的缺陷，因此，基于FW-H方程的噪聲分析方法正越來(lái)越成為預(yù)測(cè)噪聲的主要手段。而Farassat 1A公式是FW-H方程的時(shí)域解，能應(yīng)用于實(shí)際運(yùn)動(dòng)物體所致聲場(chǎng)的計(jì)算。

本文直接給出Farassat 1A公式[14]：

(3)

(4)

(5)

(6)

上述公式都是在延遲時(shí)間下進(jìn)行計(jì)算，因此在噪聲計(jì)算之前必須求得延遲時(shí)間。延遲時(shí)間τ計(jì)算公式可以表達(dá)為：

(7)

流場(chǎng)計(jì)算輸出氣動(dòng)噪聲計(jì)算所需的積分面處的壓強(qiáng)等信息，噪聲計(jì)算物理量的時(shí)間導(dǎo)數(shù)通過(guò)中心差分方法求解，延遲時(shí)刻的載荷通過(guò)插值得到。

1.3 模型算例驗(yàn)證

為檢驗(yàn)本文的數(shù)值模型對(duì)直升機(jī)旋翼氣動(dòng)噪聲的計(jì)算能力，選取了AH-1/OLS模型旋翼作為驗(yàn)證算例。美國(guó)學(xué)者Schmitz等人[15]測(cè)量了AH-1/OLS模型旋翼多個(gè)狀態(tài)下的噪聲數(shù)據(jù)，而這些噪聲數(shù)據(jù)已被諸多學(xué)者作為其噪聲計(jì)算方法的驗(yàn)證數(shù)據(jù)。選取“10014狀態(tài)”進(jìn)行噪聲計(jì)算，此時(shí)槳盤傾角αTPP為1°，旋翼流場(chǎng)中存在明顯的槳-渦干擾(BVI)現(xiàn)象，可以驗(yàn)證本文噪聲方法計(jì)算槳-渦干擾噪聲的能力。

從圖1可以看出，本文方法在相位和幅值上均能較為準(zhǔn)確地計(jì)算出AH-1/OLS旋翼在該狀態(tài)下45°方位角左右的聲壓正峰值，這也正是槳-渦干擾狀態(tài)的典型特征。作為旋翼空氣動(dòng)力學(xué)的一個(gè)研究重點(diǎn)，旋翼槳尖渦形成和運(yùn)動(dòng)的準(zhǔn)確模擬至今仍比較困難，而本文方法能夠分辨出該狀態(tài)下的主要干擾點(diǎn)已屬難得。因此，本文方法能夠計(jì)算旋翼非定常槳-渦干擾狀態(tài)的噪聲，表明了本文方法具有計(jì)算旋翼槳-渦干擾狀態(tài)氣動(dòng)性能和噪聲特性的能力。

圖1 AH-1G/OLS旋翼在典型槳-渦干擾狀態(tài)下噪聲對(duì)比

2 槳尖下反角度對(duì)旋翼懸停噪聲的影響

針對(duì)槳尖下反構(gòu)型，詳細(xì)計(jì)算了不同下反角度對(duì)旋翼懸停噪聲的影響，考慮到槳葉的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和動(dòng)力學(xué)影響，研究的槳尖下反角變化范圍為0°～45°，旋翼外形為某型號(hào)旋翼的縮比模型，槳尖下反則從95%R處開(kāi)始直線下反。觀測(cè)點(diǎn)位置如圖2所示。從圖3(a)可以看出，觀測(cè)位置#1和#2處的噪聲總聲壓級(jí)隨著槳尖下反角的增大而增大，這是因?yàn)?1和#2點(diǎn)均處于槳盤平面，該處的噪聲以旋翼厚度噪聲為主，而槳尖下反角增大(旋翼半徑不變)將使得槳葉表面積增大，進(jìn)而導(dǎo)致旋翼的厚度噪聲增大，計(jì)算結(jié)果很準(zhǔn)確地反映出了這一現(xiàn)象。此外，#3、#4、#5、#6號(hào)點(diǎn)處的噪聲總聲壓級(jí)則隨著槳尖下反角的增大而逐漸減小，其中槳尖下反45°時(shí)，旋翼噪聲降低約1dB。需要指出的是，懸停狀態(tài)下，槳尖馬赫數(shù)約為0.6左右，旋翼載荷和壓縮性較小，旋翼噪聲本身不大，采用槳尖下反得到的噪聲降幅實(shí)屬難得，這表明槳尖下反角對(duì)降低旋翼噪聲是行之有效的。從圖3(b)可以看出，槳尖下反旋翼在高速狀態(tài)下的降噪效果與低速狀態(tài)下相近，表明槳尖下反對(duì)高速脈沖噪聲影響不大。

圖2 懸停觀測(cè)點(diǎn)位置

圖3 懸停狀態(tài)下槳尖下反角度對(duì)旋翼噪聲的影響

借助所建立的旋翼氣動(dòng)分析模型，分析槳尖下反降噪的氣動(dòng)機(jī)理，為了減少計(jì)算量，選取下反角0°、20°和45°三副旋翼進(jìn)行對(duì)比分析。圖4給出了不同槳尖下反角旋翼的渦流場(chǎng)情況，從圖中可以看出，槳尖下反使得旋翼槳尖渦遠(yuǎn)離槳盤平面，同時(shí)，槳尖渦強(qiáng)度也有所減弱，這對(duì)降低直升機(jī)旋翼槳-渦噪聲具有積極意義。

圖4 不同槳尖下反角旋翼渦流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果

3 槳尖下反角度對(duì)旋翼前飛噪聲的影響

3.1 近場(chǎng)噪聲

為進(jìn)一步分析研究下反角度對(duì)前飛狀態(tài)下旋翼氣動(dòng)噪聲的影響規(guī)律，對(duì)槳尖下反角0°、20°、45°三副旋翼的氣動(dòng)噪聲進(jìn)行了計(jì)算。旋翼槳葉片數(shù)為5片，計(jì)算狀態(tài)為直升機(jī)斜下降狀態(tài)，即典型的槳-渦干擾狀態(tài)：以-6°下滑角進(jìn)行斜下降飛行，V=125km/h，Mtip=0.635。該飛行狀態(tài)也接近于直升機(jī)噪聲適航進(jìn)場(chǎng)狀態(tài)。

采用噪聲輻射球弧面云圖來(lái)表示旋翼近場(chǎng)噪聲的大小和方向，球半徑為4R，槳轂位于球心。圖5給出了三副旋翼的噪聲(單位：dB)輻射云圖對(duì)比。從圖中可以明顯地看出，旋翼的前下方和前行側(cè)下方噪聲集中，噪聲水平最高，表明這些區(qū)域出現(xiàn)了典型的槳-渦干擾，其氣動(dòng)噪聲含有大量BVI噪聲成分。另外，在噪聲最大的區(qū)域里，槳尖下反20°和下反45°旋翼的噪聲水平要明顯低于無(wú)下反槳尖旋翼，而槳尖下反45°旋翼的降噪效果更加顯著，這表明槳尖下反能夠有效地降低旋翼的槳-渦干擾噪聲。這是因?yàn)闃庀路磿?huì)使得槳尖渦在一定程度上遠(yuǎn)離槳盤平面，且槳尖渦強(qiáng)度也有所減小，這兩方面原因均會(huì)減弱槳-渦干擾的強(qiáng)度，進(jìn)而降低旋翼槳-渦干擾噪聲。

圖5 三副旋翼的噪聲輻射云圖(從上到下依次為槳尖下反角0°、20°、45°)

進(jìn)一步對(duì)旋翼前方噪聲水平高的區(qū)域進(jìn)行分析。圖6給出了三副旋翼在該計(jì)算狀態(tài)下的噪聲差值云圖。其中，緯線方向坐標(biāo)為方位角，范圍為90°～270°；經(jīng)線方向坐標(biāo)為噪聲傳播方向與槳盤平面夾角，范圍為0°～70°。從圖中可以看出，噪聲降低區(qū)域集中在槳盤斜下方，尤其在前行側(cè)最為明顯，隨著下反角度增加，降噪?yún)^(qū)域擴(kuò)大到后行側(cè)，噪聲最大差值增加，并向下方移動(dòng)，其中，噪聲降低最大量約為4dB。在噪聲差值最大的區(qū)域取點(diǎn)1和點(diǎn)2進(jìn)行噪聲時(shí)間歷程的對(duì)比分析，如圖7所示。圖中給出了在一個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)，兩點(diǎn)處聲壓值隨方位角的變化對(duì)比，可以看出每片槳葉轉(zhuǎn)過(guò)約75°發(fā)生強(qiáng)的槳-渦干擾，聲壓出現(xiàn)正峰值，在兩次峰值之間有幾個(gè)次峰值，是多個(gè)干擾點(diǎn)引起的槳-渦干擾現(xiàn)象。隨著下反角增加，槳-渦干擾次數(shù)基本不變，聲壓正峰值明顯降低，這表明帶下反槳尖旋翼通過(guò)減弱槳-渦干擾強(qiáng)度來(lái)降低BVI噪聲。

圖6 三副旋翼的噪聲差值對(duì)比

3.2 遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲

為研究槳尖下反旋翼對(duì)地面附近噪聲的影響，計(jì)算了全尺寸旋翼的進(jìn)場(chǎng)噪聲。觀測(cè)點(diǎn)陣列垂直于旋翼飛行方向，以飛行方向?yàn)橹行木€，布置在0m、+25m、+50m、+75m、+100m、+150m等側(cè)向位置，共計(jì)11個(gè)。旋翼半徑為6.75m，距離觀測(cè)點(diǎn)的水平距離為120m，垂直距離為120m。圖8給出了三副旋翼的噪聲水平對(duì)比結(jié)果。從圖中可以看出，在該飛行狀態(tài)下，槳尖下反旋翼仍然能夠有效地降低旋翼對(duì)地面的噪聲影響，噪聲最大降低量約1.5dB。

接下來(lái)，對(duì)旋翼大速度水平前飛狀態(tài)下的噪聲進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，計(jì)算狀態(tài)為：以250km/h的速度進(jìn)行水平飛行。該飛行狀態(tài)接近于直升機(jī)噪聲適航飛越狀態(tài)。觀測(cè)陣列距離槳轂中心的水平距離為120m，垂直距離為150m。圖9給出了三副旋翼的飛越噪聲對(duì)比，從圖中看出無(wú)下反槳尖旋翼和槳尖下反20°旋翼的噪聲水平基本相當(dāng)，槳尖下反45°旋翼噪聲最低，它在后行側(cè)附近有一定降噪效果。

圖7 #1和#2處聲壓值隨方位角的變化

圖8 不同側(cè)向位置處測(cè)點(diǎn)處噪聲對(duì)比

圖9 水平前飛狀態(tài)不同側(cè)向位置處測(cè)點(diǎn)的噪聲對(duì)比

4 結(jié)論

本文針對(duì)下反槳尖旋翼降噪特性開(kāi)展了數(shù)值研究，通過(guò)對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析，獲得了以下結(jié)論：

1)懸停狀態(tài)下，槳尖下反對(duì)旋翼厚度噪聲影響較小，但能夠在一定程度上減弱載荷噪聲，從而降低總的噪聲水平。在正常懸停狀態(tài)下，下反槳尖旋翼噪聲降幅可達(dá)1dB。

2)前飛狀態(tài)下，下反槳尖旋翼具有良好的降噪效果，通過(guò)減弱槳-渦干擾強(qiáng)度有效地減小BVI噪聲。相對(duì)于無(wú)下反槳尖旋翼，下反45°槳尖旋翼的近場(chǎng)噪聲在某些區(qū)域可降低4dB，遠(yuǎn)場(chǎng)地面噪聲可降低約1.5dB。

3)僅從空氣動(dòng)力學(xué)的角度考慮，下反45°槳尖旋翼不論在懸停狀態(tài)還是前飛狀態(tài)下的降噪能力都更為顯著。

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