基于對(duì)飛行員工效影響的旋翼螺旋槳流動(dòng)及噪聲分析

閆文輝， 劉昌交， 周軍偉， 吳俊宏

(1.北方工業(yè)大學(xué)機(jī)械與材料工程學(xué)院, 北京 100144；2.哈爾濱工業(yè)大學(xué)(威海)船舶與海洋工程學(xué)院,威海 264209；3.北京深華科交通工程有限公司, 北京 100071)

噪聲對(duì)飛行員工效具有非常大的影響,已經(jīng)被中外大量研究所證實(shí)。飛行員的聽(tīng)力功能在保持正?？罩型ㄐ拧⒈Ｕ巷w行安全中起重要作用,而噪聲是航空環(huán)境中難以回避的有害刺激。飛行員長(zhǎng)期受到噪聲刺激就會(huì)緩慢、進(jìn)行性地發(fā)生內(nèi)耳聽(tīng)覺(jué)特異性損傷[1]。殲-8D飛機(jī)由于加裝固定式受油探頭裝置,座艙外最大噪聲級(jí)已超過(guò) 140 dB(A),座艙內(nèi)最大噪聲級(jí)達(dá)116.3 dB(A)[2]。噪聲對(duì)聽(tīng)力損害使得一般飛行員飛行5 a后,聽(tīng)覺(jué)正常者占 75%, 飛行 11～15 a后,聽(tīng)覺(jué)正常者僅占 50%[3]。傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器由于可以實(shí)現(xiàn)垂直起飛、空中懸停和高速前飛巡航的綜合優(yōu)良特性,近年來(lái)受到了中外軍方的高度關(guān)注。特別是目前唯一服役的由Bell和Boeing聯(lián)合研制的V-22(魚(yú)鷹),其對(duì)該類(lèi)飛行器的優(yōu)良功能起到了很好的驗(yàn)證作用。“魚(yú)鷹”飛機(jī)面臨的一個(gè)很突出的問(wèn)題就是旋翼螺旋槳的氣動(dòng)設(shè)計(jì)和噪聲問(wèn)題。而且,由于其傾轉(zhuǎn)旋翼螺旋槳?dú)鈩?dòng)和動(dòng)力學(xué)耦合問(wèn)題造成的研制難點(diǎn),導(dǎo)致了試驗(yàn)機(jī)墜毀事件的多次發(fā)生。另外值得關(guān)注的一點(diǎn)是,“魚(yú)鷹”飛機(jī)使得美軍駐日本橫田基地附近的居民長(zhǎng)期遭受高分貝噪聲的困擾。 “魚(yú)鷹”飛機(jī)的傾轉(zhuǎn)旋翼螺旋槳作為主要的噪聲源,還造成了飛機(jī)座艙內(nèi)噪聲與振動(dòng)過(guò)大,嚴(yán)重影響飛行員的工效,從而對(duì)飛機(jī)的安全飛行產(chǎn)生了不利影響。

艾延廷等[4]對(duì)某飛機(jī)螺旋槳開(kāi)展了氣動(dòng)噪聲數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究,發(fā)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)區(qū)聲壓級(jí)隨轉(zhuǎn)速逐漸增大,螺旋槳葉尖渦及前緣分離渦在槳葉表面形成較大壓力波動(dòng),成為螺旋槳主要噪聲源；吳江等[5]開(kāi)發(fā)了一款15 in(1 in=25.4 mm)固定槳距螺旋槳,并通過(guò) CFD 軟件進(jìn)行了螺旋槳對(duì)應(yīng)工況的性能分析；Vigevano等[6]重新設(shè)計(jì)了Erica 傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī),并通過(guò)試驗(yàn)和計(jì)算驗(yàn)證了氣動(dòng)性能的提高；Andrejs等[7]使用了槳葉的主動(dòng)扭轉(zhuǎn)控制方法,優(yōu)化設(shè)計(jì)了旋翼螺旋槳,提高了螺旋槳的氣動(dòng)性能,并降低了噪聲；Sudhakar等[8]對(duì)固定翼飛行器的螺旋槳誘導(dǎo)滑流及渦流場(chǎng)的影響進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究,采用表面油流可視化方法,捕捉了在螺旋槳關(guān)閉和螺旋槳開(kāi)啟條件下,機(jī)翼表面的表面流動(dòng)拓?fù)洹?/p>

要成功研制出高性能的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī),需要解決的關(guān)鍵問(wèn)題之一就是在保持旋翼螺旋槳優(yōu)良的氣動(dòng)性能的前提下,盡量降低噪聲,從而減少飛行機(jī)組人員及戰(zhàn)斗人員的噪聲危害。而計(jì)算分析螺旋槳噪聲,首先需要準(zhǔn)確計(jì)算螺旋槳流場(chǎng)?，F(xiàn)使用CFX軟件計(jì)算優(yōu)化設(shè)計(jì)的一款旋翼螺旋槳流場(chǎng),再使用Actran軟件計(jì)算螺旋槳噪聲,為評(píng)估旋翼螺旋槳噪聲對(duì)飛行員工效的影響提供基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。

1 模型及方法

1.1 計(jì)算模型及主要計(jì)算公式

傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器具有高速巡航工作特性,要求具有高的氣動(dòng)效率和較小的噪聲。圖1所示是“魚(yú)鷹”飛機(jī)高速巡航狀態(tài)下的照片,其旋翼螺旋槳需要滿(mǎn)足飛機(jī)的氣動(dòng)和噪聲要求,為飛行器提供巡航拉力。

圖1 V22(魚(yú)鷹)懸停及巡航狀態(tài)Fig.1 Hovering and cruising state of V22

采用動(dòng)量-葉素理論(momentum-blade element theory,MBET)對(duì)某傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)的螺旋槳進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì),該螺旋槳具有3片槳葉,直徑2.7 m,槳轂直徑為0.3 m,設(shè)計(jì)巡航拉力為600 N。螺旋槳幾何模型如圖2所示。

圖2 螺旋槳幾何模型Fig.2 Geometric model of rotor propeller

為了后續(xù)討論計(jì)算結(jié)果方便,下面給出各參數(shù)的主要公式。

進(jìn)速比:J=V/nD

(1)

推進(jìn)效率:η=TV/P

(2)

拉力系數(shù):CT=T/ρn2D4

(3)

功率系數(shù):CP=P/ρn3D5

(4)

式中：V表示來(lái)流速度(飛行速度)；n表示螺旋槳轉(zhuǎn)速(每秒鐘旋轉(zhuǎn)圈數(shù))；D表示螺旋槳直徑；T表示螺旋槳拉力；P表示螺旋槳耗功；ρ表示當(dāng)?shù)乜諝饷芏取?/p>

1.2 計(jì)算網(wǎng)格及邊界條件

計(jì)算中使用了Pointwise軟件劃分的非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,圖3顯示了螺旋槳的表面網(wǎng)格、單個(gè)槳葉網(wǎng)格及整體計(jì)算域網(wǎng)格,節(jié)點(diǎn)總數(shù)為187×104,單元總數(shù)為368×104。槳葉壁面的y+在10以?xún)?nèi)。計(jì)算域?yàn)榘麄€(gè)螺旋槳的圓柱區(qū)域,圓柱計(jì)算域的直徑為螺旋槳直徑的10倍,長(zhǎng)度為螺旋槳直徑的15倍,從而保證計(jì)算域的邊界足夠大,利于計(jì)算收斂,并盡量減小對(duì)螺旋槳?dú)鈩?dòng)性能計(jì)算的不利影響。

圖3 螺旋槳計(jì)算網(wǎng)格Fig.3 Computational grid of propeller

計(jì)算域分為兩個(gè)部分,內(nèi)部為帶有螺旋槳的旋轉(zhuǎn)區(qū)域,外部為非旋轉(zhuǎn)的固定外場(chǎng)區(qū)域。計(jì)算使用CFX軟件的多重參考坐標(biāo)系方法(multiple reference frame,MRF)進(jìn)行,旋轉(zhuǎn)區(qū)域與非旋轉(zhuǎn)區(qū)域間設(shè)置interface,進(jìn)行數(shù)據(jù)的插值交換?？臻g離散格式均采用高精度格式(high resolution),湍流模型使用shear stress transport模型。

邊界條件主要分為來(lái)流條件、遠(yuǎn)場(chǎng)條件及固壁邊界條件。來(lái)流根據(jù)飛行高度及飛行速度確定來(lái)流的總溫和總壓,流動(dòng)方向垂直于進(jìn)口邊界,湍流度為5%；遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件設(shè)置為開(kāi)放型(opening),具體使用了卷吸條件設(shè)置方式(entrainment),湍流度設(shè)置為零梯度(zero gradient)；槳葉及槳轂均設(shè)置為無(wú)滑移絕熱壁面條件。初場(chǎng)設(shè)置為300 km/h的均勻來(lái)流。

2 模擬結(jié)果分析

2.1 螺旋槳?dú)鈩?dòng)性能分析

圖4所示為計(jì)算獲得的螺旋槳的表面靜壓分布,可以看到槳葉的吸力面的低壓和壓力的高壓分布。正是由于槳葉表面的壓差分布產(chǎn)生了螺旋槳的拉力。圖5所示為計(jì)算獲得的螺旋槳附近流線(xiàn)分布。由于來(lái)流速度較大,螺旋槳的旋轉(zhuǎn)對(duì)滑流的流動(dòng)方向影響不明顯。

圖4 螺旋槳表面靜壓分布Fig.4 Surface pressure distribution of propeller

圖5 螺旋槳附近流線(xiàn)Fig.5 Streamline near the propeller

為進(jìn)一步分析螺旋槳的氣動(dòng)性能,下面給出螺旋槳拉力、功率,以及效率隨螺旋槳進(jìn)距比的變化。由于該螺旋槳為變距螺旋槳,在分析螺旋槳的氣動(dòng)性能時(shí),需要先確定一個(gè)總距角,即75%槳葉半徑的槳葉角。該螺旋槳的槳距角為55°。圖6所示為螺旋槳拉力T、功率P和效率η隨進(jìn)速比J的變化。圖6(a)反映了隨著螺旋槳進(jìn)速比的增大,拉力不斷減小。這相當(dāng)于螺旋槳的轉(zhuǎn)速不變,隨著飛行器飛行速度的提高,螺旋槳產(chǎn)生的拉力逐漸變小。圖6(b)反映了隨著進(jìn)速比的增大,螺旋槳耗功減小。圖6(c)反映了螺旋槳的推進(jìn)效率隨進(jìn)速比的變化情況。隨著螺旋槳進(jìn)速比的增大,推進(jìn)效率先增大,后減小。這說(shuō)明在該槳距角為55°的情況下,螺旋槳存在一個(gè)最佳進(jìn)速比,最佳進(jìn)速比為3.0左右。還可以看出,該螺旋槳在較寬的進(jìn)速比范圍內(nèi),推進(jìn)效率都在0.85以上,說(shuō)明所設(shè)計(jì)的螺旋槳的氣動(dòng)性能較好,高效率工作區(qū)域較寬。另外,還可以發(fā)現(xiàn)在600 N設(shè)計(jì)點(diǎn)的推進(jìn)效率達(dá)到0.873,耗功約為60 kW。當(dāng)螺旋槳的槳距角確定后,不同的進(jìn)速比對(duì)應(yīng)著槳葉各個(gè)葉素不同的來(lái)流攻角分布,在最佳進(jìn)速比的情況下,各葉素的綜合氣動(dòng)性能最優(yōu),當(dāng)改變槳距角后,最佳進(jìn)速比會(huì)相應(yīng)改變。

圖6 螺旋槳拉力、耗功及效率隨進(jìn)速比變化Fig.6 Thrust, power and efficiency vs speed ratio

圖7所示是該螺旋槳的拉力系數(shù)CT和功率系數(shù)CP隨進(jìn)速比J的變化。拉力系數(shù)CT和功率系數(shù)CP都隨著進(jìn)速比的增大而減小。在600 N拉力的設(shè)計(jì)點(diǎn)附近,拉力系數(shù)約為0.12,功率系數(shù)約為0.41。

圖7 螺旋槳拉力系數(shù)及功率系數(shù)隨進(jìn)速比變化Fig.7 Thrust coefficient and power coefficient vs speed ratio

2.2 螺旋槳噪聲分析

基于螺旋槳的以上流動(dòng)計(jì)算結(jié)果,對(duì)其輻射噪聲進(jìn)行初步分析。噪聲分析采用Lowson方法[9-10],該方法通過(guò)積分槳葉每個(gè)面元對(duì)聲壓的貢獻(xiàn)得出觀測(cè)點(diǎn)聲壓,其聲壓表達(dá)式為

(5)

式(5)中:x為觀測(cè)點(diǎn)坐標(biāo)；y為槳葉上某點(diǎn)坐標(biāo)；F與槳葉上某個(gè)面元的受力有關(guān)；r為觀測(cè)點(diǎn)與槳葉上某點(diǎn)之間的距離；Mr為觀測(cè)點(diǎn)與槳葉上某點(diǎn)之間相對(duì)運(yùn)動(dòng)Ma數(shù)；c0為聲速。

在噪聲指向特性分析中,選擇了4個(gè)典型轉(zhuǎn)速,分別為600、650、700、750 r/min。觀測(cè)點(diǎn)布置在螺旋槳中心10 m半徑圓上,如圖8所示。圖9所示為相同航速、不同轉(zhuǎn)速下總聲壓級(jí)指向性曲線(xiàn),參考聲壓為2.0×105Pa。從圖9中可看出,不同轉(zhuǎn)速下總聲壓級(jí)指向性是一致的,隨著轉(zhuǎn)速的提高,各方位總聲壓級(jí)都有所提高。

圖8 觀測(cè)點(diǎn)布置示意圖Fig.8 Sketch map of observation points arrangement

圖9 總聲壓級(jí)指向性計(jì)算圖Fig.9 Directivity chart of total sound pressure level

圖10給出了槳葉盤(pán)面所處平面上(即0°位置)距離旋轉(zhuǎn)軸10 m處不同轉(zhuǎn)速下聲壓級(jí)頻譜曲線(xiàn)。可以看出,隨著頻率的增大,聲壓級(jí)較平緩地下降。隨著轉(zhuǎn)速的提高,聲壓級(jí)提升逐漸變慢。在轉(zhuǎn)速為600 r/min時(shí)聲壓級(jí)最高小于85 dB, 在750 r/min時(shí),聲壓級(jí)最高達(dá)到95 dB。飛行員由于有座艙的屏蔽和飛行頭盔的保護(hù),該聲壓級(jí)水平的噪聲不會(huì)對(duì)飛行員造成較大危害。

圖10 零度位置不同轉(zhuǎn)速聲壓級(jí)頻譜Fig.10 Zero degree position different speeds SPL spectrum

3 結(jié)論

使用計(jì)算流體力學(xué)方法對(duì)自行設(shè)計(jì)的一款旋翼螺旋槳進(jìn)行了流動(dòng)詳細(xì)計(jì)算,并進(jìn)行了螺旋槳噪聲對(duì)飛行員工效影響的分析,可以得到如下結(jié)論。

(1)通過(guò)數(shù)值計(jì)算得到了旋翼螺旋槳的氣動(dòng)性能。螺旋槳的拉力系數(shù)CT、功率系數(shù)CP都隨著進(jìn)速比J的增大而減小,螺旋槳的推進(jìn)效率隨著進(jìn)速比J的增大,先增大后減小。在600 N拉力的設(shè)計(jì)點(diǎn)附近,效率達(dá)到0.873,螺旋槳的氣動(dòng)性能比較好,能夠滿(mǎn)足某飛機(jī)的總體要求。

(2)基于噪聲對(duì)飛行員工效的影響,使用計(jì)算聲學(xué)方法,對(duì)該旋翼螺旋槳典型轉(zhuǎn)速的噪聲進(jìn)行了計(jì)算分析。計(jì)算發(fā)現(xiàn)不同轉(zhuǎn)速下總聲壓級(jí)指向性一致,并且隨著轉(zhuǎn)速的提高,各方位總聲壓級(jí)都有所提高?？偮晧杭?jí)的初步分析結(jié)果表明,飛行員受到螺旋槳噪聲危害不嚴(yán)重。