直升機(jī)旋翼渦環(huán)狀態(tài)的氣動(dòng)噪聲特性

王亮權(quán)，何 龍，3，*，徐國(guó)華，楊仕鵬，李 丹

(1.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心旋翼空氣動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽(yáng) 621000；2.南京航空航天大學(xué)直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016；3.北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)

0 引 言

能夠垂直起降是旋翼飛行器所具備的獨(dú)特優(yōu)點(diǎn)，自應(yīng)用伊始，直升機(jī)飛行員就發(fā)現(xiàn)在做垂直下降或陡下滑飛行時(shí)，若操縱不慎，旋翼會(huì)陷入一種紊亂的流場(chǎng)之中，致使機(jī)身出現(xiàn)劇烈振動(dòng)、旋翼拉力急劇下降并迅速丟失高度，進(jìn)一步導(dǎo)致駕駛桿操縱失效。人們根據(jù)這種狀態(tài)下旋翼的流場(chǎng)特征將其形象地命名為“渦環(huán)狀態(tài)”[1]。當(dāng)直升機(jī)旋翼陷入渦環(huán)狀態(tài)時(shí)，如果沒(méi)有及時(shí)采取正確的改出措施，可能造成嚴(yán)重的墜地事故[2-3]。

國(guó)內(nèi)外針對(duì)直升機(jī)旋翼渦環(huán)狀態(tài)開(kāi)展了一些地面試驗(yàn)[4-10]和飛行試驗(yàn)[11]。在此基礎(chǔ)上，一些學(xué)者結(jié)合理論分析方法[12-13]提出了有關(guān)渦環(huán)狀態(tài)速度邊界的簡(jiǎn)單經(jīng)驗(yàn)判據(jù)[14-17]。這些經(jīng)驗(yàn)判據(jù)為避免直升機(jī)進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)提供了有效參考，但不同經(jīng)驗(yàn)判據(jù)的結(jié)論并不一致。另外，在下降飛行時(shí)依賴(lài)過(guò)于保守的經(jīng)驗(yàn)判據(jù)也不利于充分發(fā)揮直升機(jī)的近地機(jī)動(dòng)能力。

除試驗(yàn)研究和理論分析之外，關(guān)于旋翼垂直下降和渦環(huán)狀態(tài)的數(shù)值模擬研究開(kāi)展較少，這主要是由于渦環(huán)狀態(tài)下的旋翼尾跡具有強(qiáng)烈的非周期性和不穩(wěn)定性，開(kāi)展有效的模擬對(duì)數(shù)值計(jì)算方法有很高的要求。Leishman和Bhagwat[18]嘗試使用自由尾跡方法研究渦環(huán)狀態(tài)下旋翼尾跡的不穩(wěn)定性，但他們基于單根渦線(xiàn)求解的自由尾跡方法無(wú)法模擬流場(chǎng)中渦的破碎、融合等復(fù)雜效應(yīng)。Eric等[19]使用幾百萬(wàn)數(shù)量的嵌套網(wǎng)格進(jìn)行渦環(huán)狀態(tài)的計(jì)算流體力學(xué)（computational fluid dynamics,CFD）數(shù)值模擬，由于數(shù)值耗散較為嚴(yán)重，對(duì)旋翼渦環(huán)狀態(tài)的流場(chǎng)細(xì)節(jié)捕捉存在不足。國(guó)內(nèi)曹棟和曹義華[20]結(jié)合動(dòng)量葉素理論和CFD方法，模擬了旋翼垂直下降狀態(tài)的空氣流動(dòng)特性，李高華[21]使用高分辨率自適應(yīng)動(dòng)態(tài)重疊網(wǎng)格方法，研究了旋翼渦環(huán)流場(chǎng)中渦環(huán)的生成和非對(duì)稱(chēng)破缺機(jī)理。

直升機(jī)在復(fù)雜環(huán)境空域下降或著陸飛行時(shí)，飛行員需要不斷觀(guān)測(cè)地形并進(jìn)行操縱，很難發(fā)現(xiàn)旋翼下降率已進(jìn)入危險(xiǎn)的渦環(huán)狀態(tài)范圍。盡管渦環(huán)狀態(tài)可能會(huì)帶來(lái)額外的振動(dòng)，但旋翼飛行器本身振動(dòng)水平就較高，當(dāng)飛行員發(fā)現(xiàn)座艙振動(dòng)水平異常時(shí)，旋翼可能已經(jīng)進(jìn)入了難以改出的深度渦環(huán)狀態(tài)。美國(guó)聯(lián)邦航空局2000年發(fā)布的旋翼飛行器操作手冊(cè)[22]中指出，在進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)的早期就必須前推駕駛桿讓直升機(jī)獲得前飛速度，同時(shí)降低旋翼總距。因此在渦環(huán)狀態(tài)改出策略已明確的前提下，對(duì)渦環(huán)狀態(tài)的及時(shí)發(fā)現(xiàn)和預(yù)警[23-25]變成了一個(gè)具有重要工程應(yīng)用價(jià)值的課題。

鑒于目前尚無(wú)成熟的旋翼渦環(huán)狀態(tài)預(yù)警方法，且缺乏關(guān)于渦環(huán)狀態(tài)旋翼氣動(dòng)噪聲輻射特性的研究，本文基于一種魯棒的CFD/渦粒子耦合數(shù)值模擬方法，針對(duì)Caradonna-Tung旋翼[26]（以下簡(jiǎn)稱(chēng)C-T旋翼）開(kāi)展了相關(guān)模擬研究。以旋翼懸停流場(chǎng)模擬數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，通過(guò)逐步增大垂直下降率的方式模擬旋翼渦環(huán)狀態(tài)。在得到不同下降率條件下的旋翼流場(chǎng)數(shù)據(jù)后，進(jìn)行了氣動(dòng)噪聲聲壓時(shí)間歷程和頻譜特性分析?；跉鈩?dòng)噪聲分析結(jié)論，創(chuàng)新地提出通過(guò)實(shí)時(shí)采集和分析旋翼垂直下降時(shí)的氣動(dòng)噪聲信號(hào)，對(duì)渦環(huán)狀態(tài)的出現(xiàn)進(jìn)行預(yù)警和及時(shí)規(guī)避的新方法。該方法不需要依賴(lài)飛行員的駕駛經(jīng)驗(yàn)，有望提升直升機(jī)做垂直下降等飛行狀態(tài)時(shí)的安全性，并充分發(fā)揮其使用效能。

1 數(shù)值計(jì)算方法

1.1 旋翼流場(chǎng)及氣動(dòng)噪聲數(shù)值方法

對(duì)于直升機(jī)旋翼三維流場(chǎng)數(shù)值模擬，考慮到可壓縮流場(chǎng)僅存在于靠近槳葉尖部的區(qū)域，而遠(yuǎn)離這一區(qū)域以外的流場(chǎng)都可以視作是不可壓的，因此可以使用基于拉格朗日描述的渦粒子方法[27]模擬旋翼背景流場(chǎng)，以取代重疊網(wǎng)格方法中密集的背景網(wǎng)格，同時(shí)仍然使用貼體網(wǎng)格模擬槳葉周?chē)目蓧嚎s流動(dòng)和非定常氣動(dòng)力[28]。這種耦合策略能夠綜合CFD模擬槳尖渦生成，并結(jié)合渦粒子方法模擬槳尖渦輸運(yùn)的優(yōu)勢(shì)，且具備良好的數(shù)值穩(wěn)定性和計(jì)算效率。其中，CFD求解有限體積形式的RANS方程，控制方程可表示為：

式中，Ω表示網(wǎng)格控制體，W是控制體上的守恒變量，S 代表控制體的表面，F(xiàn)c和Fv分別表示控制體的對(duì)流通量和黏性通量。采用Roe格式進(jìn)行控制方程的空間離散，采用LU-SGS格式進(jìn)行時(shí)間離散，湍流模型則使用Spalart-Allmaras一方程模型。

基于拉格朗日描述的渦粒子控制方程可表示為：

其中，x 為渦粒子的位置矢量，u是粒子的運(yùn)動(dòng)速度，ω是粒子的渦量，υ是空氣的運(yùn)動(dòng)黏性系數(shù)，方程（3）右端第一項(xiàng)稱(chēng)為拉伸項(xiàng)，第二項(xiàng)稱(chēng)為黏性擴(kuò)散項(xiàng)，第三項(xiàng)Sω表示旋翼槳葉產(chǎn)生的渦量源項(xiàng)。對(duì)渦粒子控制方程的具體求解算法可參考文獻(xiàn)[29]。

CFD/渦粒子耦合方法用于直升機(jī)旋翼垂直下降和渦環(huán)狀態(tài)模擬的計(jì)算域如圖1所示。CFD計(jì)算由于受數(shù)值穩(wěn)定性的限制，同時(shí)要捕捉槳葉表面的流場(chǎng)細(xì)節(jié)，需采用較小的時(shí)間步，本文計(jì)算時(shí)取0.5°。而渦粒子計(jì)算允許取更大的時(shí)間步長(zhǎng)，為了便于同CFD區(qū)域的信息交換，一般取CFD計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)的整數(shù)倍，本文的模擬中取為2.0°。即在每個(gè)渦粒子計(jì)算時(shí)間步中，CFD的求解過(guò)程被分解為四個(gè)較小的時(shí)間步迭代，完成一個(gè)渦粒子時(shí)間步計(jì)算后，CFD和渦粒子計(jì)算域進(jìn)行流場(chǎng)信息交換。CFD計(jì)算域向渦粒子計(jì)算域傳遞新生渦的位置及強(qiáng)度，渦粒子計(jì)算域則向CFD計(jì)算域反饋速度和壓力邊界條件。從CFD/渦粒子耦合方法模擬得到的旋翼流場(chǎng)中提取數(shù)據(jù)，作為旋翼氣動(dòng)噪聲計(jì)算的輸入，并基于Ffowcs-Williams和Hawkings推導(dǎo)的FW-H方程[30]進(jìn)行旋翼氣動(dòng)噪聲的求解。忽略FW-H方程中的四極子聲源，利用格林函數(shù)將微分方程的求解轉(zhuǎn)化為積分方程，可得到FW-H方程的時(shí)域求解公式[31]。典型觀(guān)測(cè)位置的噪聲時(shí)域解可分為厚度噪聲和載荷噪聲兩種成分，對(duì)噪聲時(shí)域信號(hào)進(jìn)行頻譜分析，可得到旋翼氣動(dòng)噪聲的頻譜特征。

圖1 CFD/渦粒子耦合計(jì)算域示意圖Fig. 1 Schematic of the CFD/vortex particle coupling zone

1.2 旋翼渦環(huán)狀態(tài)模擬策略

由于旋翼渦環(huán)狀態(tài)極不穩(wěn)定，本文采用由C-T旋翼懸停流場(chǎng)（槳尖馬赫數(shù)Ma=0.612，總距θ0=8°）開(kāi)始，逐步提高旋翼垂直下降率從而向渦環(huán)狀態(tài)逼近的數(shù)值計(jì)算策略。C-T旋翼具有兩片槳葉，槳葉半徑1.143 m，弦長(zhǎng)0.1905 m，使用NACA0012翼型，槳葉無(wú)負(fù)扭轉(zhuǎn)[26]。旋翼垂直下降率μz使用懸停誘導(dǎo)速度v0無(wú) 量綱化，其中v0=。渦環(huán)狀態(tài)模擬的具體策略如下：使用計(jì)算的懸停流場(chǎng)數(shù)據(jù)對(duì)下降率μz=0.2時(shí)的流場(chǎng)進(jìn)行初始化，以該下降率進(jìn)行三圈的流場(chǎng)模擬，保存并使用第三圈模擬結(jié)束后得到的流場(chǎng)數(shù)據(jù)初始化下降率μz=0.4的流場(chǎng)，同樣計(jì)算三圈，以此類(lèi)推，直到旋翼進(jìn)入深度渦環(huán)狀態(tài)。

本文計(jì)算使用的單片槳葉網(wǎng)格數(shù)量約100萬(wàn)，而對(duì)于旋翼背景流場(chǎng)的捕捉，需要選擇合理的渦粒子數(shù)量進(jìn)行模擬。根據(jù)魏鵬等的研究[32]，4萬(wàn)以上的渦粒子可以較好地模擬旋翼懸停流場(chǎng)?？紤]到需要在懸停流場(chǎng)的基礎(chǔ)上進(jìn)行旋翼下降狀態(tài)模擬，本文使用的渦粒子初始數(shù)量約7萬(wàn)，在PC上完成一個(gè)垂直下降率狀態(tài)的耦合計(jì)算耗時(shí)約5.8 h。

2 旋翼渦環(huán)狀態(tài)氣動(dòng)力及流場(chǎng)特性

圖2給出了數(shù)值模擬得到的C-T旋翼的拉力時(shí)間歷程，從圖中可以看出，旋翼懸停時(shí)的初始拉力系數(shù)約為0.0043。在小垂直下降率時(shí)，旋翼的拉力相對(duì)懸停狀態(tài)略有提升；當(dāng)下降率達(dá)到μz=0.6時(shí)，旋翼拉力開(kāi)始出現(xiàn)較為明顯的波動(dòng)；在μz=0.8時(shí)，旋翼拉力波動(dòng)加劇，但計(jì)算三圈之后仍然能保證一定的拉力；當(dāng)下降率μz≥1.0時(shí)，拉力急劇下降，μz=1.2模擬過(guò)程中旋翼的平均拉力只有0.0025，相對(duì)懸停狀態(tài)下降了41.8%，旋翼此時(shí)早已進(jìn)入深度渦環(huán)狀態(tài)。在大垂直下降率時(shí)，旋翼周?chē)牧鲌?chǎng)難以保持穩(wěn)定，十分容易潰散，圖3展示了深度渦環(huán)狀態(tài)旋翼周?chē)拇硇运矔r(shí)流場(chǎng)?？梢钥闯鲂碇?chē)e聚了大量尺度不均勻且分布不規(guī)則的渦，這些渦之間存在復(fù)雜的破碎和融合等效應(yīng)，渦與直升機(jī)槳葉之間也會(huì)出現(xiàn)強(qiáng)烈的槳-渦干擾現(xiàn)象。從旋翼縱向?qū)ΨQ(chēng)面內(nèi)的流線(xiàn)圖可以看出，大量氣流向下通過(guò)槳盤(pán)后再次回到槳盤(pán)上方形成回流，嚴(yán)重降低旋翼產(chǎn)生拉力的能力。

圖2 數(shù)值模擬過(guò)程中C-T旋翼的拉力時(shí)間歷程Fig.2 Thrust timehistory of the C-T rotor in the numerical simulation

圖3 深度渦環(huán)狀態(tài)槳盤(pán)周?chē)拇硇运矔r(shí)流場(chǎng)(μ z=1.2)Fig.3 Typical instantaneousflow fieldsaround the rotor in the deep vortex ring state(μ z=1.2)

不同垂直下降率狀態(tài)旋翼槳葉四個(gè)展向剖面（圖4）的升力系數(shù)變化如圖5所示，四個(gè)剖面離旋翼中心的距離分別為0.68R、0.80R、0.89R和0.96R。從圖中可以看出，μz≤0.8時(shí)，0.89R剖面的升力系數(shù)顯著高于其余三個(gè)剖面。從圖5（c）可以看出，與旋翼的整體拉力系數(shù)變化對(duì)應(yīng)，在數(shù)值模擬進(jìn)行到第8圈后，0.80R、0.89R和0.96R三個(gè)剖面的升力開(kāi)始出現(xiàn)較為明顯的波動(dòng)，而0.68R剖面由于更為靠近槳葉內(nèi)段，升力的波動(dòng)幅值相對(duì)于其他三個(gè)剖面較小，從圖5（d～f）中也能看出類(lèi)似的現(xiàn)象。

圖4 槳葉展向四個(gè)不同的剖面Fig.4 Four spanwise cross sectionsalong the rotor blade

圖5 不同垂直下降率下四個(gè)槳葉剖面的升力系數(shù)變化Fig.5 Variation of lift coefficient at four blade sectionsunder different vertical descent rates

3 旋翼渦環(huán)狀態(tài)的氣動(dòng)噪聲特性

在得到旋翼三維流場(chǎng)數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，選擇了三個(gè)代表性下降率狀態(tài)（μz=0.0、0.4、1.0）分析旋翼的氣動(dòng)噪聲輻射情況（取相應(yīng)狀態(tài)第三圈模擬得到的氣動(dòng)載荷數(shù)據(jù)）。計(jì)算了槳盤(pán)下方0.5R處，尺寸為5R×4R的觀(guān)測(cè)平面（圖6）上的噪聲幅值，觀(guān)測(cè)平面上的計(jì)算采樣點(diǎn)間距0.25R，采樣點(diǎn)數(shù)量357個(gè)，單個(gè)采樣點(diǎn)的噪聲聲壓時(shí)間歷程計(jì)算和頻譜分析耗時(shí)僅需數(shù)毫秒。由于旋翼厚度噪聲主要沿著槳盤(pán)平面內(nèi)傳播，旋翼垂直下降率變化主要影響觀(guān)測(cè)平面上的載荷噪聲。從觀(guān)測(cè)平面的載荷噪聲分布（圖7）可以看出，槳盤(pán)正下方存在噪聲熱區(qū)，而從噪聲熱區(qū)向外，噪聲幅值逐漸衰減。下降飛行狀態(tài)下噪聲衰減的趨勢(shì)更為顯著，μz=0.4和 μz=1.0兩個(gè)狀態(tài)的噪聲分布情況十分相似。懸停狀態(tài)下觀(guān)測(cè)平面內(nèi)的載荷噪聲最大幅值為125.2 dB，而在渦環(huán)狀態(tài)（μz=1.0）下最大噪聲幅值為126.4 dB，相對(duì)于懸停狀態(tài)高出1.2 dB，噪聲幅值增加并不大。在噪聲平面的端點(diǎn)位置，懸停狀態(tài)對(duì)應(yīng)的載荷噪聲幅值約108 dB，而μz=0.4和 μz=1.0兩個(gè)下降狀態(tài)該位置處的噪聲僅有約100 dB，這可能是由于旋翼有一個(gè)較大的向下的運(yùn)動(dòng)速度，使得噪聲傳播更加集中在槳盤(pán)正下方的緣故。

圖6 觀(guān)測(cè)點(diǎn)位置示意圖Fig.6 Schematic of the observation point locations

圖8 給出了三種狀態(tài)觀(guān)測(cè)平面上最大噪聲輻射位置處的聲壓時(shí)間歷程和頻譜特性（槳葉通過(guò)頻率BPF=66.2Hz）?？梢?jiàn)懸停狀態(tài)載荷噪聲聲壓波形十分光順，聲壓峰值在100 Pa左右。從其頻譜圖上可以看出，隨著頻譜階次的增長(zhǎng)，相應(yīng)階次對(duì)應(yīng)的噪聲幅值下降很快，頻譜階次超過(guò)10倍頻時(shí)，對(duì)應(yīng)的噪聲幅值不到50 dB。μz=0.4的下降狀態(tài)載荷噪聲聲壓時(shí)間歷程波形相對(duì)懸停狀態(tài)有所不同，聲壓峰值提高到了120 Pa左右，頻譜階次10到40之間的各階噪聲幅值增加到80 dB左右。而深度渦環(huán)狀態(tài)下的載荷噪聲聲壓呈尖脈沖波形，表現(xiàn)出典型的槳-渦干擾噪聲信號(hào)特征，聲壓峰值達(dá)到了140 Pa左右；其基頻噪聲幅值雖然同樣保持在120 dB左右，但5～40倍頻譜階次聲波對(duì)應(yīng)的噪聲幅值卻一直處于較高水平，均在100 dB左右。從噪聲聲壓時(shí)間歷程和頻譜分析結(jié)果都可以看出，下降狀態(tài)旋翼氣動(dòng)噪聲中的槳-渦干擾噪聲成分較為顯著。

圖7 不同飛行狀態(tài)的載荷噪聲輻射情況Fig.7 Loading noise radiation under different flight states

圖8 不同飛行狀態(tài)的載荷噪聲特性（最大噪聲位置）Fig. 8 Loading noise characteristics under different flight conditions(peak noiselocation)

圖9不同飛行狀態(tài)的載荷噪聲特性（端點(diǎn)位置）Fig. 9 Loading noise characteristics under different flight conditions(endpoint location)

圖9 給出了觀(guān)測(cè)平面端點(diǎn)位置處的載荷噪聲對(duì)比結(jié)果。該位置對(duì)應(yīng)的懸停噪聲波形具有類(lèi)似于正弦曲線(xiàn)的特征，聲壓的正負(fù)峰值相近，均在9 Pa左右；而小速度下降（μz=0.4）和深度渦環(huán)狀態(tài)（μz=1.0）觀(guān)測(cè)到平面端點(diǎn)位置處的噪聲波形負(fù)峰值很小，正峰值也小于懸停狀態(tài)，幅值減小到了約6 Pa。從頻譜分析結(jié)果上看，懸停狀態(tài)下的基頻噪聲幅值略高于小速度下降和深度渦環(huán)狀態(tài)，但當(dāng)頻譜階次達(dá)到20時(shí)，懸停噪聲對(duì)應(yīng)的幅值很小（僅為20 dB左右），而小速度下降時(shí)該頻譜階次對(duì)應(yīng)的噪聲幅值仍有約60 dB，深度渦環(huán)狀態(tài)下更是達(dá)到了80 dB左右。

為比較渦環(huán)狀態(tài)下不同時(shí)刻的旋翼氣動(dòng)噪聲輻射特性，圖10給出了觀(guān)測(cè)平面上八個(gè)觀(guān)測(cè)點(diǎn)處的聲壓時(shí)間歷程（#1、#2、#3、#4為一組，#5、#6、#7、#8為一組，每組四個(gè)觀(guān)測(cè)點(diǎn)與槳盤(pán)中心的距離相等），可以看出兩組觀(guān)測(cè)點(diǎn)噪聲波形和峰值均存在一定差異，這反映了渦環(huán)狀態(tài)旋翼流場(chǎng)和噪聲傳播的非周期性。表1給出了相應(yīng)觀(guān)測(cè)點(diǎn)處計(jì)算得到的噪聲幅值，觀(guān)測(cè)點(diǎn)#2和#3相差達(dá)1.4 dB，觀(guān)測(cè)點(diǎn)#7和#8相差達(dá)1.8 dB。圖11給出了觀(guān)測(cè)點(diǎn)#1、#2、#3、#4噪聲的頻譜分析結(jié)果，可以看出盡管四個(gè)位置的噪聲聲壓波形存在差異，但噪聲頻譜分布結(jié)果卻較為相似。

圖10 渦環(huán)狀態(tài)不同觀(guān)測(cè)點(diǎn)載荷噪聲聲壓時(shí)間歷程Fig.10 Time history of loading noise pressure at different observation points in the vortex ring state

表1 不同觀(guān)測(cè)點(diǎn)噪聲幅值Table 1 Noise level at different observation points

圖11 渦環(huán)狀態(tài)不同觀(guān)測(cè)點(diǎn)載荷噪聲頻譜分析結(jié)果Fig.11 Spectral analysisresult for the loading noise at different observation pointsin the vortex ring state

4 基于氣動(dòng)噪聲監(jiān)測(cè)的旋翼渦環(huán)狀態(tài)自動(dòng)預(yù)警方法

旋翼渦環(huán)狀態(tài)的高度危險(xiǎn)性決定了對(duì)其進(jìn)行預(yù)警極為重要。在進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)的早期，旋翼流場(chǎng)紊亂程度有限，駕駛桿的操縱功效損失也并不嚴(yán)重，直升機(jī)飛行員可以通過(guò)向前推駕駛桿讓直升機(jī)盡快轉(zhuǎn)入前飛，使旋翼脫離渦環(huán)狀態(tài)[33]。本文的數(shù)值模擬結(jié)果表明，下降狀態(tài)時(shí)槳葉通過(guò)頻率為10倍頻以上的載荷噪聲（槳-渦干擾噪聲成分）幅值會(huì)有所提高，下降率越大這種增大趨勢(shì)越顯著。這意味著可以在直升機(jī)機(jī)身上安裝麥克風(fēng)（如圖12所示），通過(guò)實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)并分析旋翼輻射的氣動(dòng)噪聲信號(hào)來(lái)對(duì)渦環(huán)狀態(tài)進(jìn)行預(yù)警[34]。

圖12 安裝在直升機(jī)上的麥克風(fēng)示意圖Fig.12 Schematic of microphone installation on the helicopter

基于氣動(dòng)噪聲監(jiān)測(cè)的旋翼渦環(huán)狀態(tài)自動(dòng)預(yù)警方法在具體實(shí)現(xiàn)時(shí)可分為如下步驟：

1）全機(jī)噪聲信號(hào)采集。利用機(jī)身表面的麥克風(fēng)，動(dòng)態(tài)采集直升機(jī)下降或著陸飛行時(shí)的噪聲信號(hào)；

2）全機(jī)噪聲信號(hào)頻譜分析。將采集到的時(shí)域動(dòng)態(tài)噪聲信號(hào)轉(zhuǎn)化為頻域噪聲信號(hào)；

3）第三步，噪聲信號(hào)過(guò)濾。根據(jù)全機(jī)噪聲頻譜分析結(jié)果，將直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)噪聲、尾槳噪聲信號(hào)過(guò)濾出去，保留旋翼氣動(dòng)噪聲信號(hào)；

4）旋翼頻域噪聲信號(hào)分析。分析旋翼在下降過(guò)程中不同時(shí)刻的頻域噪聲信號(hào)，當(dāng)發(fā)現(xiàn)5～40倍旋翼槳葉通過(guò)頻率對(duì)應(yīng)的噪聲幅值達(dá)到一定閾值時(shí)，認(rèn)為旋翼即將進(jìn)入危險(xiǎn)的渦環(huán)狀態(tài)；

5）機(jī)載計(jì)算機(jī)自動(dòng)告警。多個(gè)麥克風(fēng)監(jiān)測(cè)和分析結(jié)果確認(rèn)旋翼即將進(jìn)入較為嚴(yán)重的渦環(huán)狀態(tài)后，機(jī)載計(jì)算機(jī)發(fā)出指令，安裝在駕駛艙內(nèi)的警報(bào)器發(fā)出報(bào)警聲信號(hào)和光信號(hào)；

6）渦環(huán)狀態(tài)的改出。在報(bào)警器發(fā)出報(bào)警后，飛行員及時(shí)施加周期變距操縱，讓直升機(jī)獲得前飛速度，同時(shí)適當(dāng)降低旋翼總距，避免旋翼進(jìn)入難以挽救且極易造成重大事故的深度渦環(huán)狀態(tài)。

5 結(jié)論

本文基于CFD/渦粒子耦合數(shù)值方法，采用逐步逼近的計(jì)算策略，對(duì)直升機(jī)旋翼渦環(huán)狀態(tài)進(jìn)行了模擬，并對(duì)旋翼輻射的氣動(dòng)噪聲特性進(jìn)行了分析，結(jié)果表明：

1）旋翼在小速度下降過(guò)程中，拉力相對(duì)于懸停狀態(tài)有所增加，隨著下降率的增大，旋翼拉力開(kāi)始出現(xiàn)不規(guī)則波動(dòng)。當(dāng)旋翼下降率增加到一定程度時(shí)，旋翼尾跡形成渦環(huán)并保持在距離槳盤(pán)很近的地方，渦環(huán)中大量渦的形成和破碎，會(huì)造成旋翼拉力的突然損失。

2）小速度下降時(shí)旋翼中頻氣動(dòng)噪聲成分較弱，隨著下降率的增大，中頻噪聲成分大大增加?；谶@一發(fā)現(xiàn)，本文提出了在直升機(jī)機(jī)身周?chē)惭b麥克風(fēng)，通過(guò)實(shí)時(shí)采集和分析噪聲頻譜成分，來(lái)對(duì)旋翼進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)做出及時(shí)預(yù)警的新方法。

本文提出的旋翼渦環(huán)狀態(tài)預(yù)警方法不需要依賴(lài)直升機(jī)飛行員的經(jīng)驗(yàn)，有望及時(shí)發(fā)現(xiàn)旋翼進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)，保證飛行員能夠在駕駛桿完全失效之前采取措施改變旋翼的飛行狀態(tài)，確保旋翼飛行器的安全。