操縱量對(duì)旋翼氣動(dòng)噪聲的影響規(guī)律研究

李 騰, 曹亞雄, 李志彬，樊 楓

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

直升機(jī)獨(dú)特的垂直起降、空中懸停、回轉(zhuǎn)及超低空飛行能力，使其在軍事、民用領(lǐng)域均具有廣泛的用途，尤其在應(yīng)對(duì)突發(fā)事件方面，更具有不可替代的作用。但是旋翼噪聲大的缺點(diǎn)，很大程度上限制了直升機(jī)更大范圍的使用。為降低旋翼產(chǎn)生的氣動(dòng)噪聲，首先需要得到旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生氣動(dòng)噪聲的準(zhǔn)確值。目前有試驗(yàn)測(cè)量和基于FW-H方程的數(shù)值計(jì)算兩種方法可得到旋翼氣動(dòng)噪聲。試驗(yàn)測(cè)量直接采用麥克風(fēng)采集聲信號(hào)。此方法可靠，且可與數(shù)值計(jì)算方法對(duì)比驗(yàn)證數(shù)值計(jì)算準(zhǔn)確性，但周期長(zhǎng)、費(fèi)時(shí)費(fèi)力。數(shù)值計(jì)算例如采用WOPWOP聲預(yù)測(cè)代碼計(jì)算旋翼氣動(dòng)噪聲，需要提供旋翼表面的氣動(dòng)載荷以及旋翼操縱量作為輸入。旋翼表面的氣動(dòng)載荷可通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)量或CFD(Computational Fluid Dynamics)計(jì)算得到。Visintainer把模型旋翼在DNW中試驗(yàn)測(cè)得的表面壓力輸入到WOPWOP程序中預(yù)測(cè)噪聲，包括預(yù)測(cè)BVI噪聲。Hassan使用全位勢(shì)代碼預(yù)測(cè)旋翼在BVI狀態(tài)下的氣動(dòng)載荷，并輸入到WOPWOP中，噪聲計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)測(cè)得的噪聲值吻合一致。Kenneth介紹了槳葉運(yùn)動(dòng)及槳葉載荷簡(jiǎn)化與否、總距、周期變距、預(yù)錐角和周期揮舞對(duì)旋翼聲預(yù)測(cè)的敏感性分析。操縱量變化對(duì)旋翼氣動(dòng)噪聲大小及指向性的影響規(guī)律需要進(jìn)一步研究。

本文的主要目的是了解當(dāng)試驗(yàn)測(cè)量或者數(shù)值計(jì)算旋翼產(chǎn)生的氣動(dòng)噪聲時(shí)，旋翼操縱量對(duì)旋翼輻射噪聲的影響規(guī)律。文中旋翼氣動(dòng)力采用Camrad II的自由尾跡模型進(jìn)行計(jì)算；操縱狀態(tài)下旋翼產(chǎn)生的噪聲采用基于Farassat 1A方程進(jìn)行氣動(dòng)噪聲求解。采用2 m模型旋翼計(jì)算，針對(duì)斜下降典型槳渦干擾狀態(tài)，分析旋翼的不同操縱量對(duì)噪聲輻射的敏感性。

1 計(jì)算方法和模型

1.1 氣動(dòng)力計(jì)算模型

如引言所述，文中采用Johnson創(chuàng)建的基于自由尾跡的Camrad II平臺(tái)進(jìn)行旋翼的氣動(dòng)計(jì)算。在自由尾跡方法中使用Weissinger-L模型，如圖1所示。此模型很好地結(jié)合了升力面方法和一階升力線的優(yōu)點(diǎn)，也稱二階升力線方法。將尾跡分解為近尾跡和遠(yuǎn)尾跡分別處理。近尾跡區(qū)域充分考慮附著渦和尾隨渦的影響，附著渦分布在網(wǎng)格四分之一弦線上，控制點(diǎn)分布在3/4弦線中點(diǎn)。附著渦環(huán)量徑向變化引起尾隨渦從槳葉后緣拖出，設(shè)置渦齡角為30°后形成近尾跡。遠(yuǎn)尾跡區(qū)域主要由自由運(yùn)動(dòng)的卷起槳尖渦來(lái)模擬，考慮槳尖渦誘導(dǎo)作用，渦元誘導(dǎo)速度由Biot-Savart(B-S)定律確定，如式(1)所示?？紤]到槳尖渦附近誘導(dǎo)速度計(jì)算存在奇異性，采用渦核模型對(duì)槳尖渦進(jìn)行模擬，如式(2)所示。

圖1 槳葉Weissing-L升力面示意圖

(1)

(2)

式中，為計(jì)算點(diǎn)至渦中心的距離，為渦核半徑。渦核半徑定義為最大切向速度出現(xiàn)的位置。

1.2 噪聲計(jì)算模型

在旋翼氣動(dòng)噪聲計(jì)算方面，F(xiàn)fowcs Williams-Hawkings在Lighthill方程的基礎(chǔ)上運(yùn)用廣義函數(shù)理論創(chuàng)建了固體邊界氣動(dòng)發(fā)聲的FW-H方程。當(dāng)旋翼槳尖馬赫數(shù)為亞音速時(shí)，四極子噪聲對(duì)總噪聲的貢獻(xiàn)很小，可以忽略不計(jì)。FW-H方程忽略四極子噪聲項(xiàng)后使用最廣泛的形式是Farassat推導(dǎo)出的積分形式的F1A公式，如下所示：

(,)=(,)+(，)

(3)

式中,(，) 為總聲壓,(，)是厚度噪聲聲壓，(，)為載荷噪聲聲壓，二者的表達(dá)式分別為：

(4)

(5)

2 方法驗(yàn)證

為檢驗(yàn)本文噪聲計(jì)算方法對(duì)直升機(jī)旋翼前飛狀態(tài)氣動(dòng)噪聲的計(jì)算能力，選取AH-1/OLS模型旋翼作為驗(yàn)證算例。Schmitz等人測(cè)量了AH-1/OLS模型旋翼多個(gè)狀態(tài)下的噪聲數(shù)據(jù)，選取“10014狀態(tài)”進(jìn)行噪聲計(jì)算來(lái)驗(yàn)證文中建立的計(jì)算方法。OLS旋翼是AH-1直升機(jī)旋翼的 1/7 縮比模型。旋翼的參數(shù)為：2片槳葉， BHT-540對(duì)稱翼型，直徑1.916 m，弦長(zhǎng)0.104 m，展弦比9.22，槳葉根切比18.2%，-10°的線性扭轉(zhuǎn)。槳盤(pán)傾角為1°，旋翼流場(chǎng)中存在明顯的槳-渦干擾(BVI)現(xiàn)象。AH-1G/OLS模型旋翼如圖2所示。

圖2 AH-1G/OLS模型旋翼示意圖

從圖3中可以看出，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，表明了本文所建立的方法具有計(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3 AH-1G/OLS旋翼在典型槳-渦干擾狀態(tài)下的噪聲計(jì)算對(duì)比

3 操縱量對(duì)旋翼噪聲敏感性分析

3.1 計(jì)算模型

采用2 m模型旋翼，旋翼幾何信息如表1所示。

表1 模型槳葉幾何信息

懸停狀態(tài)槳盤(pán)一周同一俯仰角對(duì)應(yīng)的各個(gè)方位角處觀測(cè)點(diǎn)的聲壓級(jí)都相同，所以結(jié)果處理只選擇某一方位角處不同俯角處觀測(cè)點(diǎn)的聲壓級(jí)即可。文中觀測(cè)點(diǎn)位于0°方位角處，俯角以10°增加，具體編號(hào)如圖4所示。懸停按照機(jī)身重量133 kg配平，配平變量為“向力”和“總距”，配平后錐度角=197°，總距為=964°，設(shè)此狀態(tài)為基準(zhǔn)狀態(tài)?；鶞?zhǔn)狀態(tài)下各個(gè)觀測(cè)點(diǎn)聲壓級(jí)噪聲如圖5所示。圖中可知#3觀測(cè)點(diǎn)聲壓級(jí)最高。根據(jù)旋翼產(chǎn)生的不同成分噪聲的傳播方向，選擇#1，#3，#5觀測(cè)點(diǎn)。保證槳葉氣動(dòng)載荷計(jì)算準(zhǔn)確的前提下，分析旋翼各操縱量變化對(duì)旋翼噪聲的影響。

圖4 觀測(cè)點(diǎn)位置

圖5 基準(zhǔn)狀態(tài)下各觀測(cè)點(diǎn)聲壓級(jí)

3.2 懸停狀態(tài)參數(shù)影響分析

3.2.1 錐度角影響

圖6和表2給出了懸停狀態(tài)下錐度角變化對(duì)旋翼噪聲的影響。錐度角的變化為=0°、1°、1.97°、3°、4°，Δ=-1.97°、Δ=-1.97°、-0.97°、0°、1.03°、2.03°?？梢钥闯鲥F度角變化對(duì)各觀測(cè)點(diǎn)厚度噪聲幾乎沒(méi)有影響，這與已知厚度噪聲僅由旋翼幾何特性決定的結(jié)論相吻合。錐度角變化對(duì)槳盤(pán)平面內(nèi)觀測(cè)點(diǎn)處(#1)載荷噪聲的影響要大于對(duì)槳盤(pán)下方觀測(cè)點(diǎn)處(#3、#5)載荷噪聲的影響。因此，需要考慮錐度角變化對(duì)槳盤(pán)平面內(nèi)觀測(cè)點(diǎn)噪聲的影響；對(duì)槳盤(pán)平面下方其他觀測(cè)點(diǎn)而言可以忽略錐度角對(duì)噪聲的影響。

表2 錐度角變化對(duì)各觀測(cè)點(diǎn)聲壓級(jí)的影響

圖6 懸停狀態(tài)錐度角影響

3.2.2 總距角影響

圖7和表3給出了懸停狀態(tài)下，旋翼總距角變化對(duì)3個(gè)觀測(cè)點(diǎn)處聲壓級(jí)的影響。=7.5°、8.5°、9.64°、10.5°、11.5°，定義Δ=-9.64°，Δ=-2.14°、-1.14°、0°、0.86°、1.86°。同樣可以看出總距變化對(duì)各觀測(cè)點(diǎn)厚度噪聲幾乎沒(méi)有影響，僅對(duì)載荷噪聲產(chǎn)生影響?？偩嘟窃龃螅鱾€(gè)觀測(cè)點(diǎn)處載荷噪聲均增大。

表3 總距變化對(duì)各觀測(cè)點(diǎn)處聲壓級(jí)的影響

圖7 懸停狀態(tài)總距變化對(duì)各觀測(cè)點(diǎn)噪聲的影響

3.3 前飛狀態(tài)參數(shù)影響分析

前進(jìn)比=0.15，配平后旋翼的操縱量如表4所示。圖8為前飛狀態(tài)下旋翼的聲輻射球，設(shè)此狀態(tài)為基準(zhǔn)狀態(tài)。

圖8 前飛基準(zhǔn)狀態(tài)聲輻射球

表4 前飛基準(zhǔn)狀態(tài)旋翼配平后的操縱量

3.3.1 軸傾角的影響

采用單一變量法，保證其他參數(shù)不變，改變軸傾角。=-1°，-2°，-3°,Δ=-(-253°),故Δ=153°,053°,-148°。圖9為不同軸傾角狀態(tài)下對(duì)應(yīng)的聲輻射球。圖9(a)中可以看出軸傾角增量為1.53°時(shí)，10°方位角槳盤(pán)平面聲壓級(jí)減小2.4 dB； 方位角160°處槳盤(pán)平面內(nèi)及下方5°范圍內(nèi)噪聲減小1.8 dB；而150°～180°方位角，槳盤(pán)下方10°范圍內(nèi)噪聲增大1.4 dB。對(duì)比圖9(a)、(b)、(c)可知，前飛時(shí)，軸傾角的變化會(huì)影響10°方位角和槳盤(pán)前方觀測(cè)區(qū)域處的噪聲，軸傾角前傾越大，噪聲差值越大，軸傾角變化小時(shí)(0.5°)，可忽略軸傾角的影響。

圖9 前飛狀態(tài)軸傾角的影響

3.3.2 錐度角的影響

其他參數(shù)不變，錐度角的變化為=1°,2°，Δ=-045°,055°。圖10(a)中250°方位角處槳盤(pán)平面內(nèi)噪聲增大0.9 dB，而270°方位角處噪聲減小0.3 dB。對(duì)比圖10(a)、(b)兩圖可發(fā)現(xiàn)，錐度角減小或增大后，對(duì)應(yīng)的噪聲增大和減小區(qū)域剛好對(duì)調(diào)。錐度角的變化較小時(shí)，對(duì)觀測(cè)點(diǎn)噪聲的影響不明顯，可忽略錐度角的影響。

圖10 前飛狀態(tài)錐度角的影響

3.3.3 后倒角和側(cè)倒角的影響

圖11為1和1同時(shí)為0°和2°旋翼的聲輻射球，以此來(lái)分析后倒和側(cè)倒的影響。圖11(a)可以看出后倒和側(cè)倒角變化較小(1=1=0°)時(shí)，260°方位角處槳盤(pán)平面內(nèi)噪聲增大0.7 dB，其他觀測(cè)點(diǎn)噪聲影響不大，可以忽略對(duì)旋翼噪聲的影響；圖11(b)中當(dāng)后倒和側(cè)倒角變化較大時(shí)(1=1=2°)，方位角240°～300°范圍內(nèi)噪聲增大1 dB，最大值可達(dá)4 dB，其他區(qū)域噪聲噪聲影響不大。所以，后倒角和側(cè)倒角變化小時(shí)，可以忽略其影響。

圖11 前飛狀態(tài)下后倒角和側(cè)倒角的影響

3.3.4 周期變距的影響

其他參數(shù)不變，橫向周期變距的變化為=-1°，-3°,Δ=077°,-123°。對(duì)比圖12(a)、(b)可發(fā)現(xiàn)，橫向周期變距增大或者減小，聲輻射球噪聲降低區(qū)域和增大區(qū)域正好對(duì)調(diào)；橫向周期變距變化，影響的是20°～50°方位角、240°附近和270°附近觀測(cè)點(diǎn)的噪聲。對(duì)比圖8基準(zhǔn)狀態(tài)可知，橫向周期變距的變化對(duì)噪聲指向性無(wú)影響。

圖12 前飛狀態(tài)橫向周期變距的影響

圖13為縱向周期變距變化后旋翼產(chǎn)生噪聲的變化。=1°,3°,4°，Δ=-127°,073°173°?？梢钥闯觯v向周期變距影響的是槳盤(pán)后方0°～30°方位角、槳盤(pán)前下方150°～180°方位角和210°～330°后行側(cè)范圍靠近槳盤(pán)平面的區(qū)域，且縱向周期變距變化幅值增大，噪聲變化幅值增大，影響越大，但對(duì)噪聲指向性并不構(gòu)成影響。

圖13 前飛狀態(tài)縱向周期變距的影響

3.4 斜下降參數(shù)影響分析

接著分析斜下降狀態(tài)操縱量對(duì)旋翼噪聲的影響。軌跡角為-6°，前進(jìn)比0.15，配平后旋翼的操縱量如表5所示。圖14為前飛狀態(tài)下旋翼的聲輻射球，設(shè)為基準(zhǔn)狀態(tài)。

表5 斜下降狀態(tài)配平后旋翼的操縱量

圖14 斜下降基準(zhǔn)狀態(tài)聲輻射球

3.4.1 軸傾角的影響

其他參數(shù)不變，軸傾角變化為=-1°,-3°，Δ=092°,-108°。圖15中可以看出斜下降狀態(tài)軸傾角變化對(duì)旋翼噪聲的影響同前飛狀態(tài)下軸傾角變化對(duì)旋翼噪聲的影響相似。軸前傾越大(=-108°)，旋翼前下方10°～20°俯角范圍噪聲降低1 dB，槳盤(pán)下方5°范圍內(nèi)噪聲增大1.2 dB；槳盤(pán)20°方位角后方增加1.2 dB。軸前傾角相對(duì)基準(zhǔn)狀態(tài)變小(=092°)，噪聲變化區(qū)域正好對(duì)調(diào)。軸傾角變化1°幅值左右，對(duì)噪聲的影響大約為1 dB。

圖15 斜下降狀態(tài)軸傾角的影響

3.4.2 錐度角的影響

其他參數(shù)不變，錐度角的變化為=1°,2°，Δ=-03575°,06425°。圖16斜下降情況下錐度角的影響同前飛狀態(tài)相似。錐度角變化會(huì)影響250°和270°方位角附近觀測(cè)點(diǎn)的噪聲，但對(duì)噪聲指向性并不構(gòu)成影響。

圖16 斜下降狀態(tài)錐度角的影響

343 后倒角和側(cè)倒角的影響

同樣設(shè)置1和1同時(shí)為0°和2°，分析后倒和側(cè)倒的影響，如圖17所示。忽略后倒側(cè)倒(1=1=0°)，260°方位角、槳盤(pán)下方15°觀測(cè)點(diǎn)附近，噪聲降低0.6 dB，270°方位角噪聲增大1.2 dB；后倒角和側(cè)倒角增大，后行側(cè)240°～310°范圍內(nèi)噪聲增大1 dB以上。因此，后倒角和側(cè)倒角變化小時(shí)，可以忽略影響。

圖17 斜下降狀態(tài)后倒角和側(cè)倒角的影響

3.4.4 周期變距的影響

其他參數(shù)不變，橫向周期變距的變化為=-1°,-3°,Δ=087°,-113°。對(duì)比圖18(a)、(b)可發(fā)現(xiàn)，橫向周期增大和減小，聲輻射球噪聲降低區(qū)域和增大區(qū)域正好對(duì)調(diào)；橫向周期變距變化，影響的是前行側(cè)20°～150°方位角、250°附近和280°附近后行側(cè)觀測(cè)點(diǎn)的噪聲。對(duì)比圖14基準(zhǔn)狀態(tài)可知，橫向周期變距的變化對(duì)噪聲指向性無(wú)影響。

圖18 斜下降狀態(tài)橫向周期變距的影響

其他參數(shù)不變，縱向周期變距的變化為=05°,1°,3°,4°，Δ=-125°,-074°,126°,226°。從圖19可以看出縱向周期變距影響的是槳盤(pán)后方0°～40°方位角、槳盤(pán)前下方150°～180°方位角和260°～360°后行側(cè)范圍靠近槳盤(pán)平面的區(qū)域，且縱向周期變距變化幅值增大，噪聲變化幅值增大，影響增大，但對(duì)噪聲指向性并不構(gòu)成影響。

圖19 斜下降狀態(tài)縱向周期變距的影響

3.5 爬升參數(shù)影響分析

爬升狀態(tài)，配平后旋翼的操縱量如表6所示。圖 20為爬升狀態(tài)下旋翼的聲輻射球，設(shè)為基準(zhǔn)狀態(tài)。

表6 爬升狀態(tài)配平后旋翼的操縱量

圖20 爬升狀態(tài)基準(zhǔn)狀態(tài)下的聲輻射球

351 軸傾角的影響

其他參數(shù)不變，軸傾角變化為--1°,-3°，Δ=129°,-171°。軸前傾增大(=-171°)，旋翼前下方噪聲降低0.6 dB，后方增加1 dB。軸前傾角相對(duì)基準(zhǔn)狀態(tài)變小(=129°)，噪聲變化區(qū)域正好對(duì)調(diào)，旋翼前下方噪聲增大1.2 dB，正后方噪聲減小2.2 dB。

3.5.2 錐度角的影響

其他參數(shù)不變，錐度角的變化為=05°,25°,Δ=-10141°,09859° 。圖22爬升情況下錐度角的影響同前飛狀態(tài)相似。錐度角變化會(huì)影響10°和240°方位角附近觀測(cè)點(diǎn)的噪聲，但對(duì)噪聲指向性并不構(gòu)成影響。

3.5.3 后倒角和側(cè)倒角的影響

設(shè)置1和1同時(shí)為0°和2°，分析后倒和側(cè)倒的影響，如圖23所示。忽略后倒、側(cè)倒(1=1=0°)，260°方位角、槳盤(pán)下方10°觀測(cè)點(diǎn)附近，噪聲增大0.9 dB，20°方位角噪聲減小0.4 dB；后倒角和側(cè)倒角增大(1=1=2°)，后行側(cè)240°～270°范圍內(nèi)噪聲減小1 dB以上，10°～50°方位角噪聲增加1 dB以上，270°下方20°方位角附近噪聲增大1.5 dB。所以后倒角和側(cè)倒角變化小時(shí)，可以忽略其影響。

圖21 爬升狀態(tài)軸傾角的影響

圖22 爬升狀態(tài)錐度角的影響

圖23 爬升狀態(tài)后倒角和側(cè)倒角的影響

3.5.4 周期變距的影響

其他參數(shù)不變，橫向周期變距的變化為=-05°,-2°，-3°Δ=089°,-061,-061°。同樣對(duì)比圖24(a)、(b)、(c)可發(fā)現(xiàn)，橫向周期增大或減小，聲輻射球噪聲降低區(qū)域和增大區(qū)域正好對(duì)調(diào)；橫向周期變距變化，影響的是0°～30°方位角、260°附近觀測(cè)點(diǎn)的噪聲，且周期變化幅值相對(duì)于基準(zhǔn)值增大，噪聲影響區(qū)域擴(kuò)大。對(duì)比圖20基準(zhǔn)狀態(tài)可知，橫向周期變距的變化對(duì)噪聲指向性無(wú)影響。

圖24 爬升狀態(tài)橫向周期變距的影響

其他參數(shù)不變，縱向周期變距的變化為=1°,2°,3°,4°，Δ=-141°,-041°,059°,159°。可以看出縱向周期變距影響的是槳盤(pán)后方0°～60°方位角、槳盤(pán)前下方150°～180°方位角和210°～330°后行側(cè)范圍靠近槳盤(pán)平面的區(qū)域，且縱向周期變距變化幅值增大，噪聲變化幅值增大，影響增大，但對(duì)噪聲指向性并不構(gòu)成影響。

圖25 爬升狀態(tài)縱向周期變距的影響

4 結(jié)論

本文基于自由尾跡模型和Farassat 1A方程對(duì)旋翼在不同操縱量下的噪聲進(jìn)行計(jì)算研究，得出的結(jié)論如下：

1)懸停時(shí)，錐度角變化對(duì)槳盤(pán)平面內(nèi)觀測(cè)點(diǎn)處載荷噪聲的影響最大，只需考慮其變化對(duì)槳盤(pán)平面內(nèi)觀測(cè)點(diǎn)噪聲的影響，忽略對(duì)槳盤(pán)平面下方的影響；總距角增大，對(duì)所有觀測(cè)點(diǎn)處載荷噪聲和厚度噪聲的影響均增大，但變化量小時(shí)增量并不大。

2)前飛時(shí)、斜下降和爬升狀態(tài)下，各操縱量變化對(duì)旋翼噪聲的影響規(guī)律相似。操縱量的改變不會(huì)對(duì)噪聲指向性產(chǎn)生影響。

3)軸傾角的變化會(huì)影響槳盤(pán)后方和槳盤(pán)前方方位角處下方20°范圍內(nèi)觀測(cè)區(qū)域的噪聲，且軸傾角前傾越大，對(duì)噪聲的影響越大，軸傾角變化小于0.5°，可忽略軸傾角的影響；錐度角的影響可忽略不計(jì)。

4)揮舞一階對(duì)噪聲的影響也集中在槳盤(pán)平面附近，變化較小時(shí)同樣可忽略其影響；一階周期變距影響后行側(cè)，且變化越大，影響范圍越廣，噪聲變化值越大。