直升機機身干擾對旋翼氣動與噪聲特性影響研究

靳鵬 樊楓

摘要：本文采用基于CFD/FW-H的旋翼氣動/噪聲計算模型，針對懸停及中小速度前飛時，考慮機身對旋翼渦流場、非定常氣動載荷和噪聲特性的干擾影響，開展了直升機機身干擾狀態(tài)下的旋翼氣動和噪聲特性數值計算分析研究，獲得了不同飛行狀態(tài)下，機身對旋翼渦流場、氣動力和噪聲特性的影響規(guī)律。計算結果表明，機身對旋翼氣動力的影響主要存在于0°和180°方位角附近，且槳葉內段受影響較大，但在不同的飛行狀態(tài)下，機身對旋翼氣動力的影響規(guī)律存在不同特點；此外，由機身干擾引起的槳葉載荷變化對旋翼氣動噪聲的影響很小。

關鍵詞：氣動干擾；氣動特性；噪聲特性；旋翼；機身

中圖分類號：V211.3文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.06.002

在直升機飛行過程中，旋翼與機身會產生嚴重的氣動干擾現象，這可能會使得它們的氣動特性和噪聲特性發(fā)生顯著變化。同時，現代直升機結構緊湊和機動性好的設計要求進一步加劇了旋翼與機身之間的氣動干擾程度。為此，國外有研究指出，在直升機設計階段，必須考慮旋翼/機身氣動干擾問題，且非常有必要針對氣動干擾對性能、噪聲的影響進行定量分析[1-3]。因此，針對干擾狀態(tài)下的直升機氣動特性和噪聲特性開展深入的研究具有重要的學術意義和實際應用價值。

在旋翼/機身干擾研究方面，在數值模擬方法應用之前，初期的研究大多是采用試驗方法進行，如參考文獻[4]和文獻[5]。理論分析方面，由于計算資源以及計算方法的限制，早期的計算研究均采用尾跡方法[6-9]。該方法的計算效率高，且有適合工程的計算精度，但存在明顯的不足，主要是其計算精度常常依賴于渦核半徑、槳尖渦拖出位置等經驗參數，且在處理渦-面碰撞時，需要引入渦畸變模型進行修正等。近年來，隨著計算流體力學（CFD）技術以及計算機技術的發(fā)展，使得工程假設少的計算模型（如歐拉方程和RANS方程等）能夠應用到旋翼/機身干擾流場的計算研究中?；趧恿吭捶椒ǖ暮喕嬎隳Ｐ秃突谇短拙W格方法的全模擬方法是目前旋翼/機身計算研究領域應用最多的兩種方法。簡化計算模型[9-11]采用作用盤模型來模擬旋翼對機身的下洗效應，其計算效率較高，且能夠有效地模擬干擾流場中的時均特性，但對非定常干擾特性的計算能力明顯不足[12]?；谇短拙W格方法的全模擬方法雖計算量較大，但隨著近些年計算技術的高速發(fā)展，其在旋翼/機身干擾研究中具有良好的應用潛力。在美國，Harihara和Sankar[13-14]首先采用結構嵌套網格和歐拉方程對旋翼/機身干擾中機身表面的非定常壓力變化進行了計算。而Renaud等[15]則采用非結構網格和N-S方程對干擾流場進行了數值模擬。2009年，Steijld等[1]針對歐洲“GOAHEAD計劃”[16]中的旋翼/機身干擾模型展開了數值模擬，并研究了機身對旋翼槳盤入流和槳葉表面壓力分布的影響。國內關于旋翼/機身干擾的計算研究起步較晚，但發(fā)展較快。2007年，江雄和肖中云等[17]采用結構網格和N-S方程針對美國GIT旋翼/機身組合算例的時均特性進行了計算。2009年，葉靚等[18]采用非結構嵌套網格對Robin旋翼/機身算例進行了模擬，其結果表明槳葉揮舞運動對計算結果影響較大。2010年，許和勇、葉正寅[19]等還采用非結構嵌套網格和歐拉方程對GIT旋翼/機身組合流場的非定常入流和機身表面時均壓力分布進行了計算。綜合國內外旋翼/機身干擾研究的現狀可以看出，大多數研究都集中于旋翼對機身的定常和非定常載荷的模擬，而對機身干擾下的旋翼氣動特性，尤其是槳葉非定常氣動力以及噪聲特性的研究則很少。

鑒于此，本文擬針對旋翼/機身氣動干擾流場進行數值模擬，在研究旋翼/機身渦流場特性的基礎上，進一步對機身干擾狀態(tài)下的旋翼非定常氣動力展開計算研究，著重分析不同飛行狀態(tài)下機身對旋翼氣動力，尤其是對槳葉剖面非定常法向力的影響。同時，圍繞干擾狀態(tài)下的旋翼噪聲特性進行了數值分析，得出機身干擾對旋翼氣動噪聲造成的影響較小。

1計算方法

采用基于CFD/FW-H方程的旋翼氣動/噪聲計算模型[19]來開展本文的計算研究。其中，流場控制方程采用三維非定常雷諾平均N-S方程，采用二階逆風單調守恒格式（MUSCL格式）結合逆風格式（Roe格式）[19]來計算網格交接面上的對流通量，以減小非物理耗散的影響和提高流場計算精度；應用雙時間法模擬干擾流場的非定常流動現象，同時，在偽時間方向上使用隱式Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel （LU-SGS）格式[20]進行時間推進以提高流場的計算效率。湍流模型采用Spalart-Allmaras一方程模型[21]，計算過程中湍流模型方程和流場方程解耦求解。另外，采用嵌套網格方法計算旋翼與尾槳的相對運動，其中，背景網格采用笛卡兒網格，槳葉網格采用C-H型網格，兩者通過挖洞和貢獻單元搜索來交換流場信息。

噪聲計算方面，采用的是FW-H方程的積分求解公式——Farassat 1A（F 1A）公式[22]來計算旋翼氣動噪聲。在本文的計算過程中，首先采用CFD方法計算旋翼/機身的干擾流場及干擾狀態(tài)下的旋翼的非定常氣動載荷，為氣動干擾噪聲計算提供輸入數據。在此基礎上，采用Farassat 1A公式進行旋翼的氣動噪聲計算，以獲得干擾狀態(tài)下旋翼的噪聲特性。計算流程圖如圖1所示。

2計算模型與計算狀態(tài)

為盡量減小由機身復雜外形本身的湍流現象（如氣流分離）對干擾計算結果帶來的影響，采用外形較平滑的Maryland機身試驗模型[4]進行旋翼/機身干擾的計算研究，以更好地分辨旋翼/機身間的相互干擾作用。需要說明的是，Maryland機身雖然外形簡單，但具備了真實直升機模型的主要特征，即機身主體加上長尾梁。Maryland機身模型參數以及旋翼/機身相對位置如圖2所示。

圖3給出的是本文用于旋翼/機身干擾計算研究的網格系統示意圖，其中背景網格數量約為1200萬，槳葉網格數量約為280萬，而機身網格數量約為100萬，網格總數為1580萬。為精確地捕捉旋翼與機身間的干擾流動，本文對旋翼與機身間的背景網格進行了加密。

本文選取了直升機旋翼/機身干擾較為強烈的懸停及中、小速度前飛狀態(tài)進行計算，前進比分別為0.01、0.05、0.15、0.23，旋翼槳尖速度為180m/s，拉力系數恒定為0.0064。

3計算結果與分析

3.1計算程序驗證

本文采用旋翼氣動特性分析程序開展了直升機機身干擾狀態(tài)下旋翼氣動和噪聲的數值模擬。為驗證程序有效性，對UH-1H旋翼進行了計算，所得結果與參考文獻[23]一致性較好，圖4為UH-1H旋翼氣動噪聲的聲壓梯度計算結果與文獻的對比。

3.2機身干擾對旋翼渦流場特性數值模擬研究

圖5給出了不同前飛速度時旋翼槳尖渦與機身的相對位置。從圖中可以清晰地看出，旋翼在懸停以及小速度前飛狀態(tài)時，旋翼尾跡與機身的干擾面積很大，而隨著旋翼前飛速度的增加，尾跡傾斜角也增大，從而使得尾跡與機身的干擾區(qū)域也減小。在本文計算的前進比為0.23前飛狀態(tài)時，旋翼尾跡不會與機身表面直接碰撞。

為更清楚地理解干擾狀態(tài)時機身對旋翼槳尖渦運動規(guī)律的影響，圖6分別給出了懸停狀態(tài)有/無機身干擾時旋翼方位角Ψ=60°處旋翼對稱剖面的渦量分布圖。從圖中可以清晰地看到，機身的存在對懸停狀態(tài)時槳尖渦的運動存在明顯的干擾影響，尤其是在旋翼尾跡后側，機身對槳尖渦的向下運動產生了顯著的阻塞作用，這使得槳尖渦在旋翼后側處的下行速度減小。當槳尖渦與機身直接相遇時，機身還會導致槳尖渦渦管發(fā)生明顯的畸變，并使得槳尖渦沿機身縱向移動。另外，觀察旋翼旋轉中心處的渦量分布情況不難發(fā)現，相比于孤立狀態(tài)，該處在干擾狀態(tài)時存在明顯的集中渦量，這應該是旋翼下洗流向下運動至機身表面時發(fā)生橫向流動并向上卷起引起的；此外，機身阻塞效應引起的槳根渦堆積也可能是導致該處渦量集中的另一原因。反觀機身流場，旋翼下洗流打在機身表面引起機身某些部位產生附加渦量（如機身前緣），而這可能是因為在這些部位發(fā)生了一定程度的氣流分離。

圖7給出了小速度前飛狀態(tài)時旋翼/機身干擾流場的渦量分布情況。相比于懸停狀態(tài)，前飛狀態(tài)時旋翼尾跡會隨來流向后傾斜，這會使得旋翼對機身的干擾區(qū)域后移。由圖可知，在該飛行狀態(tài)下，機身的存在使得旋翼尾跡的前側和后側都發(fā)生了明顯畸變。在尾跡前側，由于機身阻礙了槳尖渦的橫向運動，槳尖渦渦管會發(fā)生變形以繞開機身前緣而繼續(xù)橫向運動。而在尾跡后側，機身尾梁阻礙了附近槳尖渦的下行運動和橫向運動。當槳尖渦與尾梁相遇時，前者會從側面沿機身表面繼續(xù)橫向運動，同時還會隨來流沿機身縱向移動。在運動過程中，槳尖渦渦管形狀會發(fā)生明顯的畸變。相比于懸停狀態(tài)，前飛狀態(tài)時旋翼旋轉中心處已經不存在明顯的集中渦量，這是由于向后的來流速度使得旋翼下洗流和槳根渦都能順利地向后運動。

隨著來流速度的增加，旋翼尾跡向后的傾斜角也隨之增大，這也使得旋翼尾跡與機身的干擾程度進一步減弱。圖8給出了前進比為0.15時旋翼/機身干擾流場的渦量分布圖。從圖中可以看出，在該飛行狀態(tài)下，在旋翼尾跡后側的槳尖渦與機身相遇位置明顯后移，在尾梁末端處兩者才相遇。從槳尖渦渦管截面形狀的畸變程度來看，槳尖渦截面中心并沒有與尾梁直接相碰，而只是渦管靠外的部位與尾梁相遇，因此，相比懸停和小速度前飛狀態(tài)，該飛行狀態(tài)時尾跡后側的槳尖渦渦管的畸變程度要小些。另外，在尾跡前側，槳尖渦與機身表面相碰區(qū)域明顯增大。

圖9給出的是旋翼在中速前飛狀態(tài)時縱向對稱截面的渦量分布情況。從圖中可以清晰地看到，在旋翼尾跡后側，槳尖渦與機身已經完全不存在相碰的情況，而在旋翼尾跡前側，槳尖渦與機身的相碰區(qū)域也明顯后移，這也使得旋翼尾跡與機身的干擾程度進一步減弱。從尾梁末端機身尾跡的運動方向來看，在該狀態(tài)下，來流效應占主導地位。

3.3機身干擾對旋翼拉力及槳葉非定常氣動力的影響

機身的存在會在一定程度上改變旋翼的流場特性，進而改變旋翼的非定常氣動力特性。旋翼非定常氣動力特性對直升機的操穩(wěn)特性、振動以及噪聲特性等都具有重要的影響。因此，針對不同前飛狀態(tài)時機身干擾對旋翼拉力及槳葉非定常氣動力的影響進行了計算。

圖10給出了旋翼拉力系數增量隨前進比的變化，其中縱坐標為干擾狀態(tài)下的旋翼拉力與孤立旋翼拉力的差值。從圖中可以看出，在不同的前飛速度時，旋翼拉力系數增量都為正，表明機身的存在對旋翼起到了類似“地效”的作用，使得旋翼拉力增加。隨著前進比的增加，旋翼拉力增量逐漸減小，這說明機身對旋翼的干擾效應逐漸減弱，其原因應該是隨著前飛速度的增加，旋翼尾跡傾斜角也增大，使得機身對旋翼尾流的阻塞效應也逐漸減小，當前飛速度大到一定程度時（本文計算中大于0.2），機身干擾對旋翼拉力的影響可忽略不計。

旋翼拉力系數是旋翼重要的工作狀態(tài)參數，它直接影響了旋翼下洗流場的強弱，因此旋翼拉力系數也是旋翼/機身干擾特性的重要影響參數。圖11計算了不同前進比時旋翼拉力增量隨拉力系數的變化曲線。前面已經提到，機身阻塞效應引起的旋翼拉力增量在較大前飛速度時已經很?。é?0.15和μ=0.23），因此圖11中只給出了旋翼懸停及小速度前飛時的結果（μ=0.01和μ=0.05）。由圖可知，隨著旋翼拉力系數的增加，機身阻塞引起的拉力系數增量也隨之增加。同時，前進比μ=0.05時各拉力系數下的拉力增量均小于μ=0.01時的情況，這還是因為前飛速度的增加引起的旋翼尾跡傾斜角增大，進而導致機身對旋翼尾跡的阻塞效應減弱。

與旋翼孤立狀態(tài)不同，即使在懸停狀態(tài)，旋翼/機身干擾流場也是高度非定常的。圖12計算了懸停狀態(tài)時機身干擾下的旋翼單片槳葉拉力在旋轉一周過程中的變化曲線。從與孤立旋翼的對比結果中可以看出，機身對旋翼槳葉非定常氣動力的影響區(qū)域主要是在0°和180°兩個方位角附近，且在這兩處的機身干擾影響均使得槳葉拉力增大。槳葉拉力增大的原因應該是在0°和180°方位角處，槳葉與機身的距離最近，而機身的阻塞效應減小了旋翼槳盤的入流，即增大了槳葉的有效迎角，進而導致槳葉拉力的增加。另外，在懸停狀態(tài)時，機身在0°方位角處對旋翼槳葉拉力的影響要大于180°方位角處的情況，其原因應該是在0°方位角處機身對槳葉的干擾影響區(qū)域要大于180°方位角處。

為進一步研究機身對槳葉非定常氣動力的影響細節(jié)，這里還計算了懸停狀態(tài)時槳葉多個剖面處的法向力系數隨方位角的變化曲線，如圖13所示。從圖中可以清楚地看到，在0°和180°方位角附近，機身干擾下的槳葉各剖面處的法向力均大于旋翼孤立狀態(tài)，且0°方位角處的干擾影響要大于180°處的情況，這與前面槳葉單片拉力的變化趨勢是一致的。導致槳葉剖面法向力增加的原因是前面提到的機身阻塞引起的旋翼槳盤入流的減小。從圖中還能看出，機身干擾對槳葉內段剖面的法向力的影響要遠大于槳葉外段剖面，這是因為槳葉外段的旋轉速度大，由機身引起的旋翼槳盤入流的變化對槳葉外段剖面有效迎角的影響較槳葉內段要小些。

圖14給出的是懸停狀態(tài)時槳葉展向r/R=0.50剖面在0°和180°方位角附近處的弦向壓力系數分布情況。從圖中可以看出，無論是在0°還是180°方位角附近，當槳葉運動至機身的正上方時，槳葉剖面有效迎角的增加量最大，且0°方位角處要比180°方位角處更大些。當槳葉逐漸離開機身區(qū)域時，槳葉剖面有效迎角增量也慢慢減小。

前面已經提到，隨著前飛速度的增加，機身對旋翼拉力的影響逐漸減小，在本文計算的μ=0.15和μ=0.23兩個飛行狀態(tài)下，機身對旋翼拉力的影響基本消失。然而，這并不意味著機身對旋翼氣動特性的干擾影響也消失。圖15給出的是μ=0.15和μ=0.23兩個前飛狀態(tài)時機身干擾下的旋翼單片槳葉拉力隨方位角的變化情況。從圖中可以看出，在這兩個前飛狀態(tài)下，機身對旋翼槳葉的氣動力特性仍存在較明顯的干擾影響。中速前飛狀態(tài)時，在0°方位角附近機身干擾下的槳葉拉力要稍小于孤立狀態(tài)，而在180°方位角附近則要大于孤立狀態(tài)，這與懸停及小速度前飛狀態(tài)時的情況是不同的。

為更清晰地分析中速前飛狀態(tài)時機身干擾對旋翼槳葉非定常氣動力的影響，這里還給出了μ=0.23的前飛狀態(tài)時槳葉多個剖面處的法向力隨方位角的變化情況，如圖16所示。由于μ=0.15狀態(tài)時的情況與μ=0.23時的基本相似，限于篇幅，這里不再重復給出。從圖中可以看出，在0°和180°方位角處，干擾狀態(tài)下的槳葉內段剖面法向力要明顯小于孤立狀態(tài)。這是因為隨著前飛速度的增大，機身的干擾作用也增大，在旋翼槳盤前緣處會產生一定的向上運動的速度分量，而在旋翼槳盤后側產生向下的分量，最終引起槳葉在0°方位角處的氣動力減小，而在180°方位角附近的氣動力增大。另外，從圖中還可以看出，機身在旋翼槳盤平面的誘導作用對槳葉外段剖面的氣動力影響要明顯小于內段剖面。圖17給出的是中速前飛狀態(tài)時槳葉展向r/R=0.60剖面在0°和180°方位角附近處的弦向壓力系數分布情況。從圖中可以明顯看到，0°方位角附近機身的干擾作用對槳葉剖面產生了向下的速度分量而使得槳葉剖面的有效迎角減小，而在180°方位角附近則產生了向上的分量而使得槳葉剖面的有效迎角增加。

3.4機身干擾對旋翼噪聲特性的影響

3.3節(jié)中已對機身干擾下的旋翼氣動力進行了分析，計算結果表明無論是懸停還是前飛狀態(tài)，機身的存在對旋翼槳葉的氣動力有著一定程度的影響。然而，旋翼槳葉氣動力的變化會對旋翼氣動噪聲特性，尤其是載荷噪聲特性產生一定影響。為此，本節(jié)擬針對由機身干擾引起的槳葉載荷變化對旋翼氣動噪聲的影響進行計算分析。這里選擇了槳盤平面三個觀察點（#1，#2，#3）以及槳盤平面下方30°處的三個觀察點（#4，#5，#6）作為噪聲計算目標，觀察點具體位置如圖18所示。

圖19和圖20分別計算了懸停狀態(tài)和前飛狀態(tài)時（μ= 0.15）各觀察點處的噪聲時間歷程。首先觀察槳盤平面的三個目標點處的噪聲時間歷程（圖19（a）～圖19（c）和圖20（a）～圖20（c）可以得出，無論是在懸停狀態(tài)還是在前飛狀態(tài)，機身引起的槳葉載荷變化對旋翼槳盤平面的噪聲特性幾乎沒有影響，這是因為旋翼槳盤平面的氣動噪聲是以厚度噪聲為主導，而機身干擾并不會改變旋翼厚度噪聲。觀察槳盤平面下方30°處三個目標點的噪聲時間歷程（圖19（d）～圖19（f）和圖20（d）～圖20（f））可以看到，槳葉載荷變化會對旋翼氣動噪聲造成一定影響，但影響程度較小。其原因是槳盤下方目標點處以載荷噪聲為主導，而槳葉載荷變化會直接導致載荷噪聲的變化，進而引起旋翼總噪聲的改變。然而，前面在對干擾狀態(tài)下槳葉非定常氣動力的分析中已經得知，機身干擾對槳葉氣動力的干擾影響主要是在槳葉內段，對槳葉外段尤其是對靠近槳尖位置的剖面氣動力影響很小，而槳葉外段正是旋翼噪聲的主要影響區(qū)，因此，可以得出結論，由機身引起的槳葉載荷變化對旋翼氣動噪聲產生的影響較小。

表1和表2分別給出了懸停狀態(tài)和μ=0.15的前飛狀態(tài)時各觀察點位置處的噪聲聲壓級值。從與旋翼孤立狀態(tài)的對比中可以得出，機身干擾引起的槳葉載荷變化對旋翼氣動噪聲的影響很小，這與對噪聲時間歷程的分析結果是一致的，可以在實際中不考慮由機身引起的槳葉載荷變化對旋翼噪聲產生的影響。

4結論

本文采用CFD/FW-H計算模型針對直升機機身對旋翼渦流場、槳葉非定常載荷以及噪聲特性的影響進行了綜合計算分析，可以得到以下結論：

（1）在懸停和小速度前飛狀態(tài)，機身的存在較為嚴重地影響了旋翼尾跡的自由運動。當旋翼槳尖渦在與機身相遇時，其幾何形狀會發(fā)生明顯的畸變，并沿著機身表面繼續(xù)移動；而在較大前飛速度時，旋翼尾跡與機身的間距也增大，此時機身對旋翼尾跡的運動影響較小。

（2）機身的存在改變了旋翼槳盤處的入流情況，使得旋翼拉力產生一定的變化，且拉力變化主要出現在0°和180°方位角附近，隨著前飛速度的增加，由機身干擾引起的旋翼拉力變化迅速減小。

（3）機身對旋翼槳葉法向力的影響也主要存在于0°和180°方位角附近，且槳葉內段受影響較大。對于懸停和小速度前飛狀態(tài)，在0°和180°方位角處機身均會使得槳葉剖面法向力增大；而在中速前飛時，在0°方位角處，機身使得槳葉剖面法向力減小，在180°方位角處，機身則使得槳葉剖面法向力增大。

（4）雖然機身干擾會對槳葉剖面載荷分布產生一定影響，但影響區(qū)域主要集中于槳葉內段，而由機身干擾引起的槳葉載荷變化對旋翼氣動噪聲造成的影響很小。

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（責任編輯陳東曉）

Study on the interaction Influence of Helicopter Fuselage on the Rotor Aerodynamics and Aeroacoustics

Jin Peng，Fan Feng

Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics Laboratory，China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001，China

Abstract： A comprehensive analysis code of the rotor aerodynamics and aeroacoustics based on the CFD/FW-H method is used to calculate rotor vortex-flowfield， unsteady aerodynamics and aeroacoustics under the fuselage interaction at hover and forward flight. Based on the calculation results， the influence law and mechanism of fuselage interaction on the rotor flowfield， aerodynamics and aeroacoustics are obtained. The results indicate that the interaction influence of fuselage on the rotor aerodynamics mainly exists at about the azimuthal angle 0°and 180°， and the inboard section of blade is influenced more strongly than the outboard section. Meanwhile， the interaction influence law is different for hover and forward flight condition. In addition， influence of blade airloads change on the rotor acoustics caused by fuselage interaction is small.

Key Words： aerodynamic interaction； aerodynamics； aeroacoustics； rotor； fuselage