翼型參數(shù)對(duì)旋翼懸停氣動(dòng)噪聲特性影響

劉大偉，黃　俊，王　英，姬金祖

(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)

?

翼型參數(shù)對(duì)旋翼懸停氣動(dòng)噪聲特性影響

劉大偉，黃俊，王英，姬金祖

(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)

基于運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格的歐拉方程建立了旋翼流場(chǎng)的數(shù)值模擬方法。以旋翼氣動(dòng)性能仿真結(jié)果作為輸入，應(yīng)用FARASSATE1A公式發(fā)展了適用于旋翼氣動(dòng)噪聲的計(jì)算程序。通過與C-T旋翼的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比，驗(yàn)證了方法的有效性。在此基礎(chǔ)上，通過改變旋翼槳葉翼型的厚度、彎度以及最大彎度位置研究了翼型參數(shù)對(duì)旋翼懸停氣動(dòng)噪聲特性的影響。研究結(jié)果表明，翼型厚度是決定旋翼厚度噪聲的關(guān)鍵因素，旋翼載荷噪聲決定于旋翼槳葉表面壓力分布。旋翼厚度噪聲主要受翼型厚度變化影響，旋翼載荷噪聲則主要受翼型最大彎度和最大彎度位置的影響。翼型參數(shù)變化不會(huì)明顯改變旋翼氣動(dòng)噪聲的方向特性。

翼型參數(shù)；旋翼流場(chǎng)；旋翼氣動(dòng)；旋翼噪聲；方向特性

直升機(jī)的噪聲是限制現(xiàn)代直升機(jī)廣泛應(yīng)用的主要原因之一[1-3]，直升機(jī)降噪設(shè)計(jì)引起了越來越多的直升機(jī)廠商的重視。旋翼氣動(dòng)噪聲是直升機(jī)最主要噪聲源，具有傳播距離遠(yuǎn)、空氣中衰減速度慢的特點(diǎn)，是直升機(jī)降噪設(shè)計(jì)的主要研究目標(biāo)。

旋翼噪聲控制分為主動(dòng)降噪和被動(dòng)降噪兩種方式。主動(dòng)降噪主要包括高階諧波控制、單獨(dú)槳葉控制、槳葉后緣控制以及槳尖噴氣方法等[4-8]。由于控制技術(shù)復(fù)雜且實(shí)現(xiàn)成本高昂，目前以上幾種主動(dòng)降噪方法都無法實(shí)際應(yīng)用到直升機(jī)旋翼系統(tǒng)設(shè)計(jì)中。被動(dòng)式降噪方法主要是通過改變槳葉的形狀或者氣動(dòng)布局來降低直升機(jī)的噪聲輻射，從而降低軍用直升機(jī)的聲學(xué)可探測(cè)性以及改善民用直升機(jī)的舒適性。研究認(rèn)為，目前被動(dòng)式降噪方法是最為可行和易于實(shí)現(xiàn)的直升機(jī)降噪設(shè)計(jì)方法，國(guó)內(nèi)外學(xué)者已經(jīng)開展了許多關(guān)于直升機(jī)被動(dòng)降噪的研究[8-15]，尤其是優(yōu)化槳葉形狀降低旋翼噪聲。宋文萍和王立群等通過改變旋翼槳尖厚度，削尖度以及后掠等變化研究了旋翼槳尖形狀對(duì)氣動(dòng)噪聲的定量影響[13-14]。而關(guān)于旋翼槳葉翼型參數(shù)對(duì)氣動(dòng)噪聲的影響則相對(duì)很少。本文保持槳葉形狀參數(shù)不變，采用NACA四位翼型，通過單獨(dú)改變翼型最大厚度、最大彎度以及最大彎度位置來研究槳葉翼型參數(shù)對(duì)旋翼氣動(dòng)噪聲的影響。

本文應(yīng)用旋翼CFD方法[16-18]與基于FW-H方程[19-20]的FARASSATE1A公式[21-26]相結(jié)合的方法，建立了旋翼氣動(dòng)噪聲數(shù)值模擬方法。通過與相關(guān)參考文獻(xiàn)中的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)和仿真結(jié)果[27-28]對(duì)比，驗(yàn)證了本文數(shù)值模擬方法的有效性。在此基礎(chǔ)上，通過改變旋翼槳葉翼型的厚度、彎度以及最大彎度位置研究了翼型參數(shù)對(duì)旋翼懸停氣動(dòng)噪聲特性的影響，進(jìn)而為直升機(jī)旋翼設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

1　計(jì)算模型

本文中基準(zhǔn)旋翼選用美國(guó)NASA的Caradonna-Tung(C-T)試驗(yàn)旋翼[27]，該旋翼由平面形狀為矩型的兩片無扭轉(zhuǎn)矩形槳葉組成。槳葉半徑R=1.143 m,槳葉弦長(zhǎng)C=0.190 5 m。旋翼旋轉(zhuǎn)速度設(shè)置為Ω=1 250 RPM,即對(duì)應(yīng)的槳尖馬赫數(shù)為0.439，旋翼處于亞音速懸停狀態(tài)。旋翼槳距設(shè)置為8°，旋翼軸傾角設(shè)置為0°。圖1為旋翼旋轉(zhuǎn)方向及噪聲觀察點(diǎn)位置示意圖。旋翼噪聲觀察點(diǎn)位于旋翼旋轉(zhuǎn)平面下15°方位角方向，觀察點(diǎn)距離旋翼槳榖的水平距離為2R。

圖1　旋翼旋轉(zhuǎn)方向和觀察點(diǎn)位置示意圖

2　計(jì)算方法及驗(yàn)證

2.1旋翼流場(chǎng)計(jì)算方法及結(jié)果驗(yàn)證

直升機(jī)旋翼工作時(shí)，在周期性旋轉(zhuǎn)的同時(shí)，還要進(jìn)行揮舞、擺振和變距運(yùn)動(dòng)。旋翼流場(chǎng)存在著復(fù)雜的氣動(dòng)現(xiàn)象，因此旋翼流場(chǎng)的準(zhǔn)確數(shù)值模擬一直是旋翼空氣動(dòng)力學(xué)研究的難點(diǎn)和熱點(diǎn)。本文應(yīng)用基于運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格方法的非定常歐拉方程進(jìn)行旋翼流場(chǎng)的計(jì)算求解，控制方程為

其中，Q為守恒變量，F(xiàn)為通量矢量，Λ表示源項(xiàng)。V和S分別表示控制體積和控制體表面積。計(jì)算過程中，每一時(shí)間步旋翼旋轉(zhuǎn)0.075°，整個(gè)旋翼旋轉(zhuǎn)周期劃分為4 800步。旋翼旋轉(zhuǎn)5圈后，數(shù)值模擬結(jié)果收斂。背景網(wǎng)格和槳葉網(wǎng)格劃分如圖2所示。

為了驗(yàn)證旋翼流場(chǎng)數(shù)值模擬方法的有效性，將數(shù)值模擬得到的槳葉表面壓力分布與廣泛應(yīng)用于旋翼流場(chǎng)模擬驗(yàn)證的Caradonna-Tung 旋翼實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)[27]進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果如圖3所示。

由圖3可見，本文中旋翼流場(chǎng)的數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合很好。這說明本文建立的旋翼流場(chǎng)計(jì)算方法能夠準(zhǔn)確模擬旋翼流場(chǎng)，進(jìn)而為旋翼氣動(dòng)噪聲計(jì)算提供準(zhǔn)確載荷輸入。

圖2　旋翼背景網(wǎng)格區(qū)域和單塊槳葉網(wǎng)格劃分區(qū)域

圖3　槳葉弦向截面壓力分布CFD與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比

2.2旋翼氣動(dòng)噪聲計(jì)算方法結(jié)果驗(yàn)證

基于萊特希爾的聲學(xué)類比理論的FW-H方程是目前旋翼氣動(dòng)噪聲預(yù)測(cè)的最重要方法。FW-H方程表達(dá)式如下式所示

其中，p代表聲壓，ρ0和c0分別表示未擾動(dòng)的空氣密度和聲速，Tij為萊特希爾應(yīng)力張量，H為海維賽德(Heaviside)廣義函數(shù)。公式右端3項(xiàng)分別表示單級(jí)子、偶極子及四極子噪聲，即對(duì)應(yīng)旋翼的厚度噪聲、載荷噪聲及四極子噪聲。

20世紀(jì)80年代，F(xiàn)arassat在FW-H方程基礎(chǔ)上，應(yīng)用廣義函數(shù)理論推導(dǎo)出了更適合計(jì)算機(jī)編程數(shù)值模擬計(jì)算的Fassate1A公式。公式如下所示

為證明旋翼氣動(dòng)噪聲計(jì)算結(jié)果的可信性，將本文仿真計(jì)算結(jié)果與相關(guān)參考文獻(xiàn)旋翼氣動(dòng)噪聲實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比[28]。計(jì)算狀態(tài)為葉尖馬赫數(shù)Mtip=0.88，觀察位置坐標(biāo)為(5.65,0,0)m，旋翼軸傾角為0°。由圖4可見，本文計(jì)算得到的旋翼氣動(dòng)噪聲時(shí)間變化歷程與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合很好，能夠準(zhǔn)確有效地預(yù)測(cè)直升機(jī)旋翼旋轉(zhuǎn)噪聲。

圖4　直升機(jī)旋翼氣動(dòng)噪聲聲壓變化歷程與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

3　結(jié)果分析

旋翼槳葉翼型參數(shù)主要包括翼型最大厚度、翼型最大彎度以及最大彎度位置。翼型參數(shù)對(duì)翼型的空氣動(dòng)力學(xué)特性有著重要影響，進(jìn)而影響旋翼流場(chǎng)及氣動(dòng)聲學(xué)特性。為了便于分析比較不同翼型參數(shù)對(duì)旋翼氣動(dòng)聲學(xué)特性的影響，本文選用具有解析表達(dá)式的NACA四位翼型作為研究對(duì)象，通過改變旋翼槳葉翼型參數(shù)，分析翼型參數(shù)對(duì)旋翼氣動(dòng)聲學(xué)特性的影響。

3.1翼型厚度對(duì)旋翼氣動(dòng)噪聲特性影響

為研究翼型最大厚度對(duì)旋翼氣動(dòng)聲學(xué)特性的影響，選用NACA0008、NACA0010以及NACA0012三種厚度依次遞增的翼型作為基準(zhǔn)旋翼槳葉翼型。圖5為不同翼型厚度變化時(shí)一個(gè)旋翼旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)旋翼厚度噪聲和載荷噪聲的時(shí)域聲壓曲線。由圖可見，隨著翼型厚度的逐漸增大，厚度噪聲尖銳負(fù)峰值有著明顯的提升。厚度噪聲是由槳葉厚度使周圍的空氣發(fā)生位移而產(chǎn)生的，旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的槳葉使得位于槳盤平面上的流體不斷被具有厚度的旋轉(zhuǎn)槳葉所占據(jù)，從而使得當(dāng)?shù)亓黧w發(fā)生周期性的體積壓縮而導(dǎo)致密度增大。所以翼型厚度為氣動(dòng)厚度噪聲最關(guān)鍵因素，隨著翼型厚度的增大，旋翼厚度噪聲有著明顯增大。相比于厚度噪聲，當(dāng)翼型厚度逐漸增大時(shí)旋翼載荷噪聲基本不變，這是由于載荷噪聲是由槳葉上產(chǎn)生的力對(duì)周圍流體作用而產(chǎn)生的。旋轉(zhuǎn)的槳葉使得位于槳盤平面附近的流體不斷受到旋轉(zhuǎn)槳葉葉片各葉素上力的作用，根據(jù)牛頓第二定律，在當(dāng)?shù)厝~素力作用下，流體就會(huì)產(chǎn)生指點(diǎn)速度的周期性變化，而質(zhì)點(diǎn)速度的變化也將導(dǎo)致當(dāng)?shù)亓黧w壓力的變化從而產(chǎn)生聲壓。當(dāng)翼型厚度增大時(shí)，如圖6所示槳葉表面壓力分布基本不變，即旋翼氣動(dòng)載荷沒有明顯變化，進(jìn)而旋翼載荷噪聲基本不會(huì)發(fā)生改變。

圖5　不同翼型厚度旋翼氣動(dòng)噪聲

圖6　不同翼型厚度槳葉上表面壓力分布(壓力單位:Pa)

由于厚度噪聲和載荷噪聲分別是由于具有厚度的槳葉運(yùn)動(dòng)和槳葉表面的氣動(dòng)載荷與當(dāng)?shù)貧怏w作用的結(jié)果，所以厚度和載荷噪聲在空間各方位的噪聲大小與槳葉運(yùn)動(dòng)和載荷在各方向上分布相關(guān)，因而在整個(gè)噪聲輻射空間，直升機(jī)旋翼的噪聲輻射具有明顯的方向特性。為分析翼型厚度對(duì)旋翼氣動(dòng)噪聲的方向特性的影響，圖7給出了改變翼型厚度時(shí)，垂直于旋翼旋轉(zhuǎn)平面上(YZ面)旋翼厚度噪聲和載荷噪聲周向分布。由圖可見，直升機(jī)的厚度噪聲最大幅值主要分布在旋翼的旋轉(zhuǎn)平面上下，而在垂直于旋翼旋轉(zhuǎn)平面方向幾乎為0。旋翼載荷噪聲最大幅值則分布在垂直于旋翼旋轉(zhuǎn)平面方位，而最小值在旋翼旋轉(zhuǎn)平面方向。

圖7　不同翼型厚度旋翼氣動(dòng)噪聲方向特性(聲壓級(jí)單位:dB)

當(dāng)翼型厚度增大時(shí)，垂直于槳葉旋轉(zhuǎn)平面的YZ平面上沿周向各點(diǎn)噪聲幅值變化與觀察點(diǎn)噪聲變化趨勢(shì)相同，厚度噪聲幅值隨著翼型厚度的增大而增大，而載荷噪聲幅值基本不受翼型厚度變化的影響。

3.2翼型彎度對(duì)旋翼氣動(dòng)噪聲特性影響

為研究翼型最大彎度對(duì)旋翼氣動(dòng)聲學(xué)特性的影響，選用NACA2212、NACA4412以及NACA6412三種最大彎度依次遞增的翼型作為基準(zhǔn)旋翼槳葉翼型來分析最大翼型彎度的影響。

圖8為不同翼型厚度變化時(shí)一個(gè)旋翼旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)旋翼厚度噪聲和載荷噪聲的時(shí)域聲壓曲線。由圖可見，隨著翼型彎度的逐漸增大，旋翼厚度噪聲基本不發(fā)生變化，這是由于旋翼厚度噪聲主要受翼型厚度影響，單獨(dú)改變翼型的彎度不會(huì)引起旋翼厚度噪聲的變化。圖 9 為翼型最大彎度變化時(shí)，槳葉上表面壓力分布，隨著翼型最大彎度的增大，槳葉表面低壓區(qū)域沿弦向后移，且負(fù)壓區(qū)面積增大。槳葉載荷分布更加不均，從而引起載荷噪聲隨翼型最大彎度增大而變大。

圖8　不同翼型最大彎度對(duì)旋翼氣動(dòng)噪聲影響

圖10給出了改變翼型最大彎度時(shí)，垂直于旋翼旋轉(zhuǎn)平面上(YZ面)旋翼厚度噪聲和載荷噪聲周向分布。由圖可見當(dāng)翼型最大彎度變化時(shí)，YZ平面上沿周向各點(diǎn)噪聲幅值變化與觀察點(diǎn)噪聲變化趨勢(shì)相同，厚度噪聲幅值基本沒有明顯變化，而載荷噪聲幅值隨著翼型最大彎度增大而顯著增加。翼型最大彎度不會(huì)明顯改變旋翼氣動(dòng)噪聲方向特性。

圖9　不同翼型最大彎度槳葉上表面壓力分布(壓力單位:Pa)

圖10　不同翼型最大彎度對(duì)旋翼噪聲方向特性影響(聲壓級(jí)單位:dB)

3.3翼型最大彎度位置對(duì)旋翼氣動(dòng)噪聲特性影響

為研究翼型最大彎度位置對(duì)旋翼氣動(dòng)聲學(xué)特性的影響，選用NACA2212、NACA2412 以及NACA2612三種最大彎度位置依次沿弦向后移的翼型作為基準(zhǔn)旋翼槳葉翼型來分析最大翼型彎度位置的影響。

圖11為翼型最大彎度位置變化時(shí)一個(gè)旋翼旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)旋翼厚度噪聲和載荷噪聲的時(shí)域聲壓曲線。由圖可見，隨著翼型最大彎度位置沿弦向后移，旋翼厚度噪聲基本不發(fā)生變化，這是由于旋翼厚度噪聲主要受翼型厚度影響，單獨(dú)改變翼型的彎度分布不會(huì)引起旋翼厚度噪聲的變化。圖 9 為翼型最大彎度位置變化時(shí)，槳葉上表面壓力分布。如圖12所示，隨著翼型最大彎度位置沿弦向后移，槳葉表面等壓線分布密度增大，槳葉載荷分布更加不均，從而引起載荷噪聲隨翼型最大彎度位置后移而變大。

圖11　不同翼型最大彎度位置對(duì)旋翼氣動(dòng)噪聲影響

圖12　不同翼型最大彎度槳葉上表面壓力分布(壓力單位:Pa)

圖13　不同翼型最大彎度位置對(duì)旋翼噪聲方向特性影響(聲壓級(jí)單位:dB)

圖13給出了改變翼型最大彎度位置時(shí)，垂直于旋翼旋轉(zhuǎn)平面上(YZ面)旋翼厚度噪聲和載荷噪聲周向分布。由圖可見當(dāng)翼型最大彎度位置發(fā)生變化時(shí)，YZ平面上沿周向各點(diǎn)噪聲幅值變化與觀察點(diǎn)噪聲變化趨勢(shì)相同，厚度噪聲幅值基本沒有明顯變化，而載荷噪聲幅值隨著翼型最大彎度沿弦向位置后移而顯著增加，翼型最大彎度不會(huì)明顯改變旋翼氣動(dòng)噪聲方向特性。

4　結(jié)論

本文應(yīng)用旋翼CFD方法與基于FW-H方程的FARASSATE1A公式相結(jié)合的方法，建立了旋翼氣動(dòng)噪聲的數(shù)值模擬方法。在此基礎(chǔ)上，通過改變旋翼槳葉翼型的厚度、彎度以及最大彎度位置研究了翼型參數(shù)對(duì)旋翼懸停氣動(dòng)噪聲特性的影響，得到如下結(jié)論：

(1)翼型厚度是決定旋翼厚度噪聲的關(guān)鍵因素，厚度噪聲負(fù)峰值隨著翼型厚度增加而增大，翼型最大彎度及最大彎度位置變化不會(huì)引起旋翼厚度噪聲的明顯變化。

(2)旋翼載荷噪聲主要決定于旋翼槳葉表面壓力分布。翼型厚度變化基本不會(huì)引起旋翼載荷噪聲的顯著變化，當(dāng)翼型最大彎度增大或最大彎度位置沿弦向后移，旋翼載荷噪聲增大。

(3)翼型參數(shù)變化時(shí)，沿垂直于旋翼旋轉(zhuǎn)平面周向各點(diǎn)厚度噪聲及載荷噪聲同觀察點(diǎn)位置噪聲值變化趨勢(shì)相同，說明翼型參數(shù)變化不會(huì)明顯改變旋翼氣動(dòng)噪聲的方向特性。

[1]BRENTNER K S.Prediction of helicopter rotor discrete frequency noise-a computer program incorporating realistic motions and advanced acoustic formulation[C].NASA-TM-87721，1986.

[2]RICHARD SICKENBERGER.Modeling helicopter near-horizon harmonic noise due to transient maneuvers[D].Maryland:University of Maryland College Park,2012.

[3]ALLEN C B.An unsteady multiblock multigrid scheme for lifting forward flight rotor simulation[J]International Journal for Numerical Methods in Fluids,2004,45(9):973-984.

[4]YU Y H,TUNG C,van der Wall B,et al.The HART-II test:Rotor Wakes and Aeroacoustics with Higher-Harmonic Pitch Control (HHC) Inputs[C].Proceedings of the AHS 58th Annual Forum,2002.

[5]JACKLIN S A,BLAAS A,TEVES D,et al.Reduction of helicopter bvi noise,vibration,and power consumption through individual blade control[C].Proceedings of the AHS 51st AnnualForum,1995.

[6]SIM B.WC.Suppressing in-plane,low-frequency helicopter harmonic noise with active controls[C].American Helicopter Society Technical Specialists′ Conference,San Francisco:CA,2008.

[7]SARGENT D C.Active jet acoustic control of low frequency in-plane helicopter harmonic noise[D].Maryland:University of Maryland College Park,2012.

[8]DESOPPER A,LAFON P,PHILIPPE J J,et al.Effect of an anhedral sweptback tip on the performance of a helicopter rotor[J].Vertica,1988,12(4):345-355.

[9]尹建平.直升機(jī)噪聲及其控制技術(shù)的研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，1996.

[10]蔡偉，王陽，徐國(guó)華.應(yīng)用非均布槳葉設(shè)計(jì)設(shè)計(jì)方法的旋翼降噪技術(shù)研究[J].直升機(jī)技術(shù)，2008,155(3):86-91.

[11]王陽，宋辰瑤，徐國(guó)華.直升機(jī)飛行參數(shù)對(duì)起降過程中旋翼槳渦干擾噪聲影響的分析[J].空氣動(dòng)力學(xué)報(bào)，2010,28(3):322-325.

[12]王陽.直升機(jī)旋翼氣動(dòng)噪聲的計(jì)算機(jī)降噪方法研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2011.

[13]王立群,宋文萍.旋翼槳尖形狀對(duì)噪聲影響量級(jí)的研究[J].航空學(xué)報(bào),2000,21(1):48-51.

[14]宋文萍,韓忠華,王立群,等.旋翼槳尖幾何形狀對(duì)旋翼氣動(dòng)噪聲影響的定量計(jì)算分析[J].計(jì)算物理,2001,18(6):569-572.

[15]郭旺柳,宋文萍,許建華,等.旋翼槳尖氣動(dòng)/降噪綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)研究[J].西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào),2012,30(1):73-79.

[16]ZHAO Q J,XU G H,ZHAO J G.Numerical simulations of the unsteady flowfield of helicopter rotors on moving embedded grids[J].Aerospace science and technology,2005,9(2):117-124.

[17]MAMOUS M,KHALID M.Time-accurate flow simulations past helicopter rotors in hover and forward flight conditions using chimera grid technique[J].Canadian Aeronautics and Space Journal,2006,52(4):135-148.

[18]LEISHMAN J G.Principles of helicopter aerodynamics with cd extra[M].Cambridge:Cambridge University Press,2006.

[19]WILLIAMS J E F,HAWKINGS D L.Sound generation by turbulence and surfaces in arbitrary motion[J].Philosophical Transactions of the Royal Society of London A:Mathematical,Physical and Engineering Sciences,1969,264(1151):321-342.

[20]LIGHTHILL M J.On sound generated aerodynamically.I.General theory[J]Proceedings of the Royal Society of London A:Mathematical,Physical and Engineering Sciences.The Royal Society,1952,211(1107):564-587.

[21]FARASSAT F.Theory of noise generation from moving bodies with an application to helicopter rotors[M].National Aeronautics and Space Administration,1975.

[22]FARASSAT F,KENNETH S.BRENTNER.The uses and abuses of the acoustic analogy in helicopter rotor noise prediction[J].Journal of the American Helicopter Society,1988,33(1):29-36.

[23]FARASSAT F.Derivation of formulations 1 and 1a of farassat[R].NASA TM 214853,2007.

[24]FARASSAT F,MYERS M K.Extension of kirchhoff's formula to radiation from moving surfaces[J].Journal of Sound and Vibration,1988,123(3):451-460.

[25]FARASSAT F,GEORGE P SUCCI.The prediction of helicopter rotor discrete frequency noise[J].American Helicopter Society,1982(1):497-507.

[26]F FARASSAT，G P SUCCI.The prediction of helicopter rotor discrete frequency noise[J]Vertica,1983(7):309-320.

[27]F X CARADONNA，C TUNG.Experimental and Analytical Studies of a Model Helicopter Rotor in Hover[J].Vertica,1980,5(2):149-161.

[28]BRENTNER K S,FARASSAT F.Modeling aerodynamically generated sound of helicopter rotors[J].Progress in Aerospace Sciences,2003,39(2):83-120.

(責(zé)任編輯：宋麗萍英文審校：趙歡)

Effects of airfoil parameters on hover rotor aerodynamic acoustic performance

LIU Da-wei，HUANG Jun，WANG Ying，JI Jin-zu

(School of Aeronautic Science and Engineering,Beihang University,Beijing 100191,China)

A numerical simulation of rotor flow-field was proposed based on the unsteady Euler equations with moving chimera grid.Calculation procedure predicting helicopter rotor aerodynamic and noise was developed using the formula of FARASSATE1A and making simulation results of rotor aerodynamic performance as an input.A comparison against the experimental data of C-T rotor verified the availability of the simulation.The effects of airfoil parameters on rotor acoustics were analyzed by changing airfoil thickness,camber,and max camber position.The results show that airfoil thickness is a crucial influence factor for rotor thickness noise.The loading noise highly depends on the pressure distribution of blade surface,associated with biggest bending of airfoil and its position.The airfoil parameters of rotor blade do not remarkably change the directivity of thickness and loading noise.

airfoil parameter;rotor flow-field;rotor aerodynamic;rotor acoustic;directivity

2016-03-22

國(guó)家自然科學(xué)基金(項(xiàng)目編號(hào)：51307004)

劉大偉(1985-)，男，河北唐山人，博士研究生，主要研究方向：直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)，E-mail:buaapebble@sina.com。

航空宇航工程

2095-1248(2016)04-0001-08

V275.1

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2016.04.001