正負(fù)尾槳距下尾槳兩側(cè)噪聲特性試驗研究

應(yīng)敏敢，陳平劍，曹榮富，王亦明，吳志剛

(中國直升機(jī)設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

直升機(jī)現(xiàn)已廣泛應(yīng)用于各個領(lǐng)域。但無論是軍用還是民用，直升機(jī)外部噪聲大的問題均對其應(yīng)用的進(jìn)一步發(fā)展形成了嚴(yán)重的制約。除了旋翼噪聲外，尾槳噪聲也是直升機(jī)外部噪聲的重要來源。因此，開展直升機(jī)尾槳噪聲特性研究具有重要意義。

在尾槳噪聲特性研究過程中，試驗研究是非常重要的一種方法。直升機(jī)旋翼/尾槳的噪聲試驗可歸結(jié)為四類[1]：

1)在消聲室內(nèi)進(jìn)行的模型旋翼/尾槳懸停狀態(tài)噪聲試驗；

2)在聲學(xué)風(fēng)洞中進(jìn)行的模型旋翼/尾槳前飛狀態(tài)噪聲試驗；

3)在戶外自然環(huán)境下進(jìn)行的旋翼/尾槳噪聲試驗(一般為懸停試驗)；

4)噪聲的飛行測量試驗。

目前的噪聲試驗主要是針對旋翼的，以尾槳為研究對象的相關(guān)試驗研究并不是很多[1-4]。而且目前公開的尾槳試驗研究內(nèi)容既沒有涉及負(fù)尾槳距下的噪聲值測量，也沒有考慮在推力側(cè)和拉力側(cè)的噪聲指向性差異。但是，負(fù)尾槳距是尾槳的重要工作狀態(tài)，同時，在直升機(jī)飛行時，尾槳的拉力側(cè)和推力側(cè)都是重要的噪聲影響區(qū)域。因此，針對全尺寸尾槳模型，在消聲室中進(jìn)行了懸停狀態(tài)噪聲特性試驗，測量了正、負(fù)尾槳距和不同轉(zhuǎn)速下的噪聲值，并研究了推力側(cè)和拉力側(cè)的噪聲指向性差異。

1 試驗方案

1.1 試驗場地

雖然外場噪聲試驗具有空間大，測量不受尾槳回流影響等優(yōu)點，但也存在背景噪聲高，難以消除噪聲反射帶來的信號干擾，且易受自然風(fēng)的影響等缺點。因此，本次尾槳噪聲試驗在中國直升機(jī)設(shè)計研究所的消聲室中進(jìn)行。消聲室的尺寸為30m×20m×10m(內(nèi)部尺寸)。消聲室的墻壁上布滿消聲尖劈，尖劈表面還鋪設(shè)有吸聲性能良好的吸聲材料。消聲室的進(jìn)排氣系統(tǒng)經(jīng)專門設(shè)計，不容易產(chǎn)生返流和壓力脈動現(xiàn)象。消聲室內(nèi)部如圖1所示。

圖1 消聲室內(nèi)部圖

1.2 試驗?zāi)Ｐ?/h3>

試驗對象為一副直徑2.5m的全尺寸尾槳模型。該尾槳模型的槳葉片數(shù)為4片，構(gòu)型為十字交叉。槳葉基準(zhǔn)弦長為220mm，負(fù)扭轉(zhuǎn)為-20°/R，采用前凸后掠尖削槳尖外形，槳尖尖削比取1：3。

1.3 試驗設(shè)備

試驗中，尾槳安裝在試驗臺上，由電機(jī)驅(qū)動，可以在所需轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)調(diào)整轉(zhuǎn)速。在試驗中，通過試驗臺天平測量尾槳的拉力和扭矩；通過傳聲器測量聲壓獲得不同觀察點(即傳聲器安裝位置)處的噪聲聲壓p的時間歷程，并根據(jù)測得的聲壓時間歷程求得有效聲壓pe，再計算得到總聲壓級(OSPL)。相關(guān)公式如下：

(1)

(2)

式中，p0為參考聲壓，取2×10-5Pa；T為積分時間長度。

為描述傳聲器布置的位置，定義試驗坐標(biāo)系。以尾槳槳轂中心為原點，X-Z軸平面與槳盤平面重合，+Y軸指向尾槳槳盤上方。坐標(biāo)系示意圖如圖2所示。

圖2 試驗坐標(biāo)系示意圖

尾槳噪聲在懸停狀態(tài)下的重要傳播方向為槳盤平面方向。為研究尾槳的噪聲水平隨距離的變化規(guī)律，在槳盤平面內(nèi)布置一個直線傳聲器陣列。

定義觀察點到槳轂中心的連線與槳盤平面的夾角為觀察角，以觀察點在槳盤下方為正。為了研究尾槳在不同觀察角下的噪聲特性差異，在距離槳轂中心4m的圓弧上布置了圓弧傳聲器陣列。需要指出的是，尾槳在實際工作時，其推力側(cè)和拉力側(cè)均是重要噪聲影響區(qū)域，因此在布置弧形傳聲器陣列時，不僅槳盤下方需要布置傳聲器，槳盤上方也同樣需要布置傳聲器。

在試驗坐標(biāo)系下，所有傳聲器陣列坐標(biāo)如表1所示。

表1 傳聲器陣列坐標(biāo)表

其中，直線傳聲器陣列包括4-7號傳聲器，弧形傳聲器陣列包括1-3，6，8-13號傳聲器。

1.4 試驗狀態(tài)

在直升機(jī)飛行時，尾槳不僅會工作在正尾槳距狀態(tài)下，也會工作在負(fù)尾槳距狀態(tài)下，因此有必要對尾槳在正、負(fù)總距下的噪聲都進(jìn)行測量?？紤]試驗臺的功率限制，對尾槳距在-10°到10°范圍內(nèi)進(jìn)行掃掠。即試驗過程中尾槳距取0°、±2°、±4°、±6°、±8°、±10°。

為了分析尾槳轉(zhuǎn)速對其噪聲特性的影響，測量尾槳在90%、100%、106%額定轉(zhuǎn)速下的噪聲水平，并進(jìn)行對比。

試驗時尾槳安裝在旋翼臺上，槳盤平面平行地面。但在直升機(jī)飛行中，尾槳槳盤平面是垂直于地面的。由于尾槳取正尾槳距時拉力方向為+Y軸方向，為了更好地描述尾槳兩側(cè)的噪聲特性，定義正尾槳時槳盤上方為拉力側(cè)，槳盤下方為推力側(cè)。取負(fù)尾槳距時則反之。

2 試驗結(jié)果與分析

2.1 背景噪聲

由于在試驗中，旋翼臺和尾槳槳轂也會產(chǎn)生噪聲，因此在采集尾槳噪聲數(shù)據(jù)之前，先進(jìn)行了槳轂噪聲測試，并將采集到的噪聲數(shù)據(jù)作為背景噪聲。測得的背景噪聲總聲壓級為79.05dB。

根據(jù)參考文獻(xiàn)[5]，只要背景噪聲和測量噪聲的總聲壓級相差10dB以上，則背景噪聲的影響可以忽略不計。試驗中相同狀態(tài)下尾槳的噪聲值在100dB以上，所以可以忽略背景噪聲帶來的影響。

2.2 傳播距離對尾槳噪聲的影響

在8°尾槳距、額定轉(zhuǎn)速狀態(tài)下，測量了距槳轂中心不同距離處多個觀察點的噪聲水平。圖3中給出了尾槳在不同傳播距離上的噪聲總聲壓級(OSPL)。

從圖3中的OSPL曲線可以看出，傳播距離越大，聲壓級越小。說明對于尾槳，聲能隨著傳播距離的增加而減小，導(dǎo)致距槳轂中心距離大的觀察點聲壓水平下降，從而降低了觀察點總聲壓級。

由參考文獻(xiàn)[6]中的結(jié)果可以發(fā)現(xiàn)，直升機(jī)旋轉(zhuǎn)噪聲的主要頻譜為0～1000Hz。

在標(biāo)準(zhǔn)大氣參考條件下(溫度15℃，氣壓為101325Pa，相對濕度為65%)，根據(jù)參考文獻(xiàn)[7]中的大氣聲衰減公式，計算得到頻率為1000Hz的噪聲的大氣吸聲系數(shù)為0.48dB/100m。因此，試驗中各觀察點都不需要考慮大氣聲衰減帶來的影響。

參考文獻(xiàn)[5]中指出，聲源發(fā)出的聲能向各個方向散發(fā)，形成一系列的球面波陣面。因此，在不考慮大氣聲衰減的情況下，傳播距離增加一倍，有效聲壓減小一半，即聲學(xué)上的“平方反比定律”。因此，相對于距離聲源的參考點處的總聲壓級，距離聲源處的總聲壓級為：

OSPL=OSPL0-20log(d/d0)(3)

根據(jù)公式(3)，在圖3中給出預(yù)估的OSPL曲線，并和實測的OSPL曲線進(jìn)行對比。可以發(fā)現(xiàn)，兩者差別較小。

圖3 不同觀察距離噪聲水平比較

2.3 觀察角對尾槳噪聲的影響

在8°尾槳距、額定轉(zhuǎn)速狀態(tài)下，測量了距槳轂中心4m的圓弧上多個觀察點的噪聲水平。圖4給出了不同觀察角的噪聲總聲壓級的對比。

圖4 不同觀察角噪聲水平比較

從圖4中可以看出，尾槳的噪聲水平與觀察角有關(guān)，即其噪聲特性表現(xiàn)出指向性差異。在0°觀察角時的噪聲值較大。在觀察角絕對值不大于30°時，尾槳兩側(cè)的噪聲值均隨著觀察角絕對值的增大而減小，但在相同的觀察角絕對值下，拉力側(cè)的噪聲水平均高于推力側(cè)。

從Farassat 1A公式[8]中看，在求解載荷噪聲時，載荷的貢獻(xiàn)項在觀察點與聲源路徑上的投影隨著觀察角的變化而發(fā)生變化，這導(dǎo)致在尾槳兩側(cè)，載荷噪聲出現(xiàn)指向性。在求解厚度噪聲時，物面運(yùn)動馬赫數(shù)在傳播方向上的投影也和觀察角有關(guān)。這導(dǎo)致厚度噪聲在尾槳兩側(cè)也表現(xiàn)出指向性。兩者共同使得尾槳噪聲具有指向性。而兩側(cè)噪聲水平不同的原因是尾槳槳葉兩側(cè)的氣動載荷存在差異，從而導(dǎo)致了兩側(cè)載荷噪聲不對稱。

圖4中的OSPL曲線在大于40°觀察角時，噪聲值出現(xiàn)升高。出現(xiàn)這種現(xiàn)象的原因可能是：尾槳各噪聲成分的指向性與旋翼噪聲相似。因此在這個區(qū)域，雖然厚度噪聲逐漸減小，但由于載荷噪聲所占比重在不斷增加，總噪聲水平升高。

2.4 尾槳距對尾槳噪聲的影響

在額定轉(zhuǎn)速狀態(tài)下，測量了尾槳在不同尾槳距下的噪聲水平。尾槳噪聲總聲壓級隨尾槳距的變化曲線如圖5所示。從圖5中可以看到，隨著尾槳距正負(fù)變化，尾槳槳盤上下兩側(cè)噪聲特性隨之變化。

在0°觀察角時，尾槳噪聲水平大體上正相關(guān)于尾槳距絕對值。但隨著觀察角的增大，尾槳并不是在0°尾槳距時噪聲值最小，而且噪聲值與尾槳距之間并不是簡單的正相關(guān)關(guān)系，而是隨著尾槳距的變化表現(xiàn)出上下浮動的現(xiàn)象。

圖5 不同尾槳距噪聲水平比較

根據(jù)Farassat 1A公式，厚度噪聲項取決于槳葉表面的形狀和運(yùn)動速度，與尾槳距的關(guān)聯(lián)較小，載荷噪聲項則來源于槳葉表面上的氣動載荷。在改變尾槳距時，槳葉表面氣動載荷發(fā)生變化，從而導(dǎo)致載荷噪聲項發(fā)生變化。在某些尾槳距下，載荷噪聲項與厚度噪聲項相互抵消(疊加)，導(dǎo)致總聲壓級下降(增加)。

同時，通過對比圖5中的4條曲線，可以發(fā)現(xiàn)在不同的觀察角下，尾槳噪聲特性隨尾槳距的變化規(guī)律也存在指向性差異。這是因為在不同的尾槳距下，載荷噪聲占總噪聲的比重存在差異。

2.5 轉(zhuǎn)速對尾槳噪聲的影響

在8°尾槳距狀態(tài)下，測量了尾槳不同轉(zhuǎn)速時的噪聲水平。結(jié)果如圖6所示。

圖6 不同轉(zhuǎn)速下噪聲水平比較

從圖6中可以看出，在所有觀察角和傳播距離上，尾槳在高轉(zhuǎn)速時的噪聲水平均高于低轉(zhuǎn)速時。造成這種現(xiàn)象的原因是：高轉(zhuǎn)速意味著高槳尖馬赫數(shù)。根據(jù)Farassat 1A公式，一方面，厚度噪聲與物面運(yùn)動速度有關(guān)；另一方面，載荷噪聲來源于尾槳表面氣動載荷，而隨著尾槳轉(zhuǎn)速增加，氣動載荷也隨之變化。

3 結(jié) 論

通過進(jìn)行懸停狀態(tài)下尾槳噪聲特性試驗研究，可以得出以下結(jié)論：

1)尾槳的噪聲水平與傳播距離有關(guān)，傳播距離越遠(yuǎn)，噪聲水平越低。

2)尾槳在拉力側(cè)和推力側(cè)均存在噪聲指向性，但拉力側(cè)的噪聲水平卻高于推力側(cè)。在大于40°觀察角處，噪聲值會出現(xiàn)升高。

3)尾槳噪聲值隨著尾槳距的變化出現(xiàn)上下浮動，在一些觀察角下，噪聲值不是在0°尾槳距時最小。

4)在所有觀察角和傳播距離上，尾槳的噪聲水平均與尾槳轉(zhuǎn)速有關(guān)，轉(zhuǎn)速越高，槳尖馬赫數(shù)越大，噪聲水平越高。

致謝：本文試驗在中國直升機(jī)設(shè)計研究所消聲試驗室完成，在此對試驗室參與試驗的諸多同事表示由衷的感謝。