直升機(jī)涵道尾槳?dú)鈩?dòng)噪聲特性風(fēng)洞試驗(yàn)研究

丁存?zhèn)?，周?guó)成，陳寶，仲唯貴

1.中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，哈爾濱 150001

2.黑龍江省空氣動(dòng)力噪聲及其控制重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，哈爾濱 150001

3.低速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，哈爾濱 150001

4.中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，景德鎮(zhèn) 333000

0 引 言

在直升機(jī)設(shè)計(jì)研究領(lǐng)域中，氣動(dòng)噪聲問題已經(jīng)成為一個(gè)重要的研究方向。尾槳和主旋翼是直升機(jī)氣動(dòng)噪聲的主要來源，二者在噪聲主要頻率和指向性方面存在差異。尾槳?dú)鈩?dòng)噪聲研究是直升機(jī)降噪設(shè)計(jì)研發(fā)的一個(gè)重要方面。涵道尾槳具有氣動(dòng)效率高、安全性好、噪聲水平低等特點(diǎn)，在多種型號(hào)的直升機(jī)中得到應(yīng)用，如法國(guó)的EC 系列，美國(guó)的科曼奇，俄羅斯的卡-60，中國(guó)的直-9、直-19、AC312 等機(jī)型[1-2]。涵道尾槳?dú)鈩?dòng)噪聲特性與降噪設(shè)計(jì)研究有利于進(jìn)一步改善直升機(jī)噪聲水平，是直升機(jī)降噪設(shè)計(jì)研究領(lǐng)域中的重要方向之一。

歐美較早開展了涵道尾槳風(fēng)洞試驗(yàn)研究，至20 世紀(jì)90 年代，相關(guān)風(fēng)洞試驗(yàn)的硬件建設(shè)和技術(shù)能力都已達(dá)到比較成熟的水平，具備試驗(yàn)所需的消聲室、聲學(xué)風(fēng)洞等設(shè)施，以及功能完善的試驗(yàn)臺(tái)、測(cè)量設(shè)備與儀器、數(shù)據(jù)采集與處理系統(tǒng)等，為涵道尾槳?dú)鈩?dòng)噪聲研究提供了手段。如法國(guó)CEPRA 19 風(fēng)洞具備0.88 m 直徑涵道尾槳?dú)鈩?dòng)噪聲試驗(yàn)?zāi)芰?，以EC135 直升機(jī)涵道尾槳為研究對(duì)象，開展了懸停、前飛狀態(tài)下涵道尾槳?dú)鈩?dòng)噪聲風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)量，研究了尾槳葉片和定子葉片干擾噪聲抑制方法[3-4]。歐洲直升機(jī)公司開展了涵道尾槳直升機(jī)飛行試驗(yàn)[5-6]，獲得了真實(shí)飛行條件下涵道尾槳直升機(jī)噪聲特性，其中Blacodon 等[6]針對(duì)海豚直升機(jī)開展的噪聲源定位飛行試驗(yàn)結(jié)果表明，在2 000～3 000 Hz 的中頻范圍內(nèi)，涵道尾槳是主要的噪聲源。NASA 在其RAH66 直升機(jī)研制期間，開展了涵道尾槳?dú)鈩?dòng)噪聲研究[7-8]，通過全尺寸地面試驗(yàn)臺(tái)和風(fēng)洞內(nèi)縮比模型試驗(yàn)，研究了懸停、前飛狀態(tài)下涵道尾槳的氣動(dòng)噪聲特性。國(guó)外在涵道尾槳噪聲計(jì)算和降噪設(shè)計(jì)方面開展了大量研究。如Roger 等[9]對(duì)涵道尾槳噪聲特性進(jìn)行了理論和試驗(yàn)研究，通過計(jì)算和模型試驗(yàn)手段研究了涵道的反射、屏蔽作用。Pongratz 等[10]在空客AGI 聲學(xué)試驗(yàn)室內(nèi)開展了涵道尾槳懸停狀態(tài)聲學(xué)特性試驗(yàn)，研究了聲襯式涵道內(nèi)壁的降噪效果，試驗(yàn)表明采用聲襯可實(shí)現(xiàn)約2 dB 的降噪量。Riley 等[11]研究發(fā)現(xiàn)表面涵道尾槳葉片非均勻分布可以有效降低涵道尾槳?dú)鈩?dòng)噪聲。

國(guó)內(nèi)早期關(guān)于直升機(jī)噪聲的研究主要集中在旋翼氣動(dòng)噪聲方面，對(duì)涵道尾槳噪聲特性關(guān)注較少[12]，僅開展了少量的噪聲預(yù)測(cè)方法及試驗(yàn)測(cè)試技術(shù)等方面的研究。中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所的仲唯貴等[13]以Farassat 1A 公式進(jìn)行了尾槳自由場(chǎng)噪聲計(jì)算，采用邊界元方法分析涵道的聲學(xué)散射效應(yīng)，形成了涵道尾槳?dú)鈩?dòng)噪聲特性計(jì)算方法。在試驗(yàn)研究方面，仲唯貴等[1]在無來流試驗(yàn)條件下，以懸停狀態(tài)為主，測(cè)量分析了涵道尾槳噪聲輻射特性。目前國(guó)內(nèi)鮮有公開發(fā)表的涵道尾槳聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)相關(guān)成果，對(duì)前飛狀態(tài)下的噪聲特性試驗(yàn)研究不足。

本文基于中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院 FL-52航空聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)條件，開展涵道尾槳懸停、前飛狀態(tài)下的噪聲試驗(yàn)研究，分析噪聲頻譜及遠(yuǎn)場(chǎng)指向性等噪聲特性，可為涵道尾槳降噪設(shè)計(jì)提供驗(yàn)證條件和數(shù)據(jù)參考。

1 涵道尾槳?dú)鈩?dòng)噪聲風(fēng)洞試驗(yàn)方法

1.1 FL-52 風(fēng)洞

FL-52 風(fēng)洞為單回路、開/閉口試驗(yàn)段兩用的航空聲學(xué)風(fēng)洞，主要用于氣動(dòng)噪聲產(chǎn)生機(jī)理及抑制方法研究、噪聲計(jì)算技術(shù)驗(yàn)證等，其主要參數(shù)見表1。

表1 FL-52 風(fēng)洞性能參數(shù)Table 1 The performance parameters of FL-52 wind tunnel

1.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

試驗(yàn)采用由中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院設(shè)計(jì)加工的金屬涵道模型和復(fù)合材料尾槳模型。模型縮比為1∶1.5。如圖1 所示，Rotor1 模型為葉片沿槳轂均勻布置構(gòu)型，Rotor2 模型為葉片非均勻布置構(gòu)型，二者幾何尺寸相同。試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭饕獏?shù)如表2 所示。

圖1 尾槳試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.1 Test models of ducted tail rotor

表2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭饕獏?shù)Table 2 Experimental model parameters

如圖2 所示，采用單槳支撐裝置進(jìn)行模型安裝固定，模型置于試驗(yàn)段中心。以變頻電機(jī)驅(qū)動(dòng)涵道尾槳，可根據(jù)試驗(yàn)需求控制調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速。

圖2 風(fēng)洞內(nèi)涵道尾槳試驗(yàn)系統(tǒng)Fig.2 Ducted tail rotor test system in aero-acoustic wind tunnel

1.3 噪聲測(cè)試系統(tǒng)

采用弧形陣列測(cè)量氣動(dòng)噪聲的指向性，在消聲室內(nèi)的布置如圖3 所示。自由場(chǎng)選用電容麥克風(fēng)B&K4954A（直徑6.35 mm，動(dòng)態(tài)范圍40～159 dB）。使用7 個(gè)麥克風(fēng)進(jìn)行測(cè)量，測(cè)量半徑均為5 m。R1～R6 麥克風(fēng)與槳轂中心在同一水平面內(nèi)，布置角度范圍為80°～130°，角度間隔10°，R2 麥克風(fēng)位于尾槳拉力正前方（90°）。為避免來流影響，R7 麥克風(fēng)布置在風(fēng)洞中軸線正下方槳盤旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)，處于來流下游靠近收集器一側(cè)，測(cè)點(diǎn)距槳轂中心5 m（水平方向距離4 m，垂直方向距離3 m），處于水平方位角180°處。

圖3 遠(yuǎn)場(chǎng)測(cè)點(diǎn)布置示意圖Fig.3 Diagram of noise measurement points

1.4 射流剪切層影響修正

與懸停狀態(tài)不同，前飛狀態(tài)下風(fēng)洞內(nèi)氣動(dòng)噪聲試驗(yàn)須考慮射流剪切層影響。聲波在穿過開口試驗(yàn)段的射流剪切層時(shí)會(huì)發(fā)生折射，導(dǎo)致由遠(yuǎn)場(chǎng)傳聲器測(cè)量得到的聲波傳播路徑發(fā)生變化，使測(cè)點(diǎn)角度、傳播距離均與無氣流時(shí)不同，最終影響指向性曲線繪制。為了得到正確的聲源角度和聲壓級(jí)，須對(duì)信號(hào)進(jìn)行剪切層修正?；贏miet 理論對(duì)剪切層進(jìn)行建模[14-15]，假設(shè)它是無窮薄的渦流層且其兩側(cè)氣流均勻，進(jìn)而構(gòu)建聲折射的Snell 定律：

式中：ci、ca分別為氣流內(nèi)部和外部聲速，θ 為折射角，θr為修正角，v 為開口試驗(yàn)段射流速度。結(jié)合傳播路徑之間的幾何關(guān)系（如圖4 所示，其中t 為傳播時(shí)間），可以得出：

圖4 射流剪切層構(gòu)建Snell 定律Fig.4 Scheme of Snell law in the shear-layer

式中：θi為入射角，xm為沿流場(chǎng)方向傳聲器與聲源的距離，通過迭代求解，可以得到入射角 θi和折射角θ，進(jìn)而得出修正角 θr。

以來流風(fēng)速30 m/s 為例，各測(cè)點(diǎn)修正角度見表3，可以看到，在80°～130°范圍內(nèi)，受剪切層影響的角度修正量均小于0.5°。這是因?yàn)榧羟袑訉?duì)噪聲傳播路徑的影響在上游表現(xiàn)得更加明顯，試驗(yàn)監(jiān)測(cè)的角度以下游為主，且來流風(fēng)速較低，所以受射流剪切層影響較小。值得注意的是，如果開展高風(fēng)速條件、0°～60°范圍內(nèi)的上游區(qū)域噪聲試驗(yàn)研究，剪切層的影響將會(huì)更加突出，對(duì)指向性的影響也不可忽略。

表3 來流風(fēng)速30 m/s 下剪切層修正角度Table 3 Correction results of jet shear layer at the velocity of 30 m/s

2 涵道尾槳噪聲特性分析

2.1 懸停狀態(tài)噪聲特性分析

懸停狀態(tài)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑镽otor1（均勻槳葉）和Rotor2（非均勻槳葉），槳葉總距為20°、25°，試驗(yàn)轉(zhuǎn)速為2 400、2 700、3 000 r/min。

R2 麥克風(fēng)測(cè)得的噪聲頻譜如圖5～7 所示（Lp為聲壓級(jí)）。表4 給出了2 種模型尾槳噪聲頻譜的若干典型頻率聲壓級(jí)?？梢钥吹剑琑otor1 模型噪聲頻譜中以槳葉通過頻率500 Hz（軸頻率50 Hz ×槳葉數(shù)目）最突出，聲壓級(jí)達(dá)70.9 dB，其整數(shù)倍頻率（1 000、1 500 Hz）的離散噪聲從低頻向高頻逐漸降低，其他寬頻噪聲幅值低于離散峰值20 dB 以上。Rotor2 模型噪聲頻譜中10 倍軸頻率（500 Hz）不再是最突出成分，聲壓級(jí)僅為61.3 dB，離散峰值分散到軸頻率的2、6、8、12 倍等多個(gè)頻率上，各頻率之間聲壓級(jí)較為接近。這是由于均勻分布的槳葉通過頻率是穩(wěn)定的，與周圍空氣介質(zhì)相互作用周期固定，其離散噪聲以槳葉通過頻率及其諧波頻率為主。非均勻分布槳葉間的周向距離不相同，因此槳葉通過頻率和流場(chǎng)均產(chǎn)生變化，導(dǎo)致離散噪聲頻率的改變。一般認(rèn)為這種變化可以避免聲能量在單一頻段集中，分散到多個(gè)更低的頻率，有利于降低人耳對(duì)該類噪聲的感知[4]。

圖5 尾槳模型Rotor1 總距25°噪聲頻譜Fig.5 Noise spectrum of Rotor1 at total pitch angle of 25°

表4 2 種試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛻彝顟B(tài)典型頻率對(duì)比Table 4 Typical frequency of two test models in hover

試驗(yàn)還測(cè)試了總距20°、25°懸停狀態(tài)下的噪聲特性，結(jié)果顯示：總聲壓級(jí)隨著總距的增大而升高，總距增大5°，總聲壓級(jí)升高約2 dB。對(duì)比分析圖6和7 可知：總距增大會(huì)導(dǎo)致槳葉通過頻率（500 Hz）和其倍頻上的離散噪聲增大2～3 dB，但對(duì)寬頻噪聲影響較小。

圖6 尾槳模型Rotor2 總距25°噪聲頻譜Fig.6 Noise spectrum of Rotor2 at total pitch angle of 25°

圖7 尾槳模型Rotor1 總距20°噪聲頻譜Fig.7 Noise spectrum of Rotor1 at total pitch angle of 20°

試驗(yàn)測(cè)量了不同轉(zhuǎn)速（2 400、2 700、3 000 r/min，分別對(duì)應(yīng)槳尖馬赫數(shù)Ma1=0.246、Ma2=0.277、Ma3=0.308）懸停狀態(tài)下的噪聲特性，結(jié)果顯示，總聲壓級(jí)隨著轉(zhuǎn)速的增大而升高。以90°測(cè)點(diǎn)（R2 麥克風(fēng)）為例，轉(zhuǎn)速為2 700 和3 000 r/min 時(shí)，總聲壓級(jí)差量為-2.9 dB（接近10 lg(Ma2/Ma3)6=-2.76），聲功率與馬赫數(shù)6 次冪成正比，表明該狀態(tài)下涵道尾槳噪聲符合載荷噪聲隨馬赫數(shù)變化的規(guī)律。

由圖8 所示的噪聲指向性可見，在7.5 倍槳盤直徑（5 m）觀測(cè)距離上，在80°～130°范圍內(nèi)（R1～R6），涵道尾槳懸停噪聲總聲壓級(jí)除90°處略高以外，整體差異不明顯，在旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)（R7）降低約2～3 dB。

圖8 懸停狀態(tài)下涵道尾槳噪聲指向性Fig.8 Directivity of ducted tail rotor noise in hover state

2.2 前飛狀態(tài)噪聲特性分析

前飛狀態(tài)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑镽otor1（均勻槳葉）和Rotor2（非均勻槳葉），槳葉總距為20°，試驗(yàn)轉(zhuǎn)速為3 000 r/min，來流風(fēng)速為20、25、30 m/s。

前飛狀態(tài)下，由于前行葉片和后行葉片速度不一致，同時(shí)也存在涵道和葉片在來流作用下形成的氣動(dòng)噪聲，因此難以進(jìn)行噪聲和槳尖馬赫數(shù)比例律分析。以均勻槳葉（Rotor1）為例，來流風(fēng)速每增大5 m/s，噪聲總聲壓級(jí)升高約2 dB。圖9 為Rotor1模型前飛狀態(tài)下的噪聲指向性，在80°～130°范圍內(nèi)，沿來流方向噪聲水平無明顯變化。在旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)，180°測(cè)點(diǎn)（R7）噪聲水平顯著降低，聲壓級(jí)比其他測(cè)點(diǎn)低5～8 dB，遠(yuǎn)高于懸停狀態(tài)下噪聲差量。

圖9 前飛狀態(tài)下的噪聲指向性Fig.9 Directivity of ducted tail rotor noise in forward flight

從圖10 和11 的噪聲頻譜中可見，前飛狀態(tài)下寬頻噪聲占比明顯增大，90°測(cè)點(diǎn)處，1 000～3 000 Hz頻率范圍內(nèi)噪聲水平達(dá)到60 dB，遠(yuǎn)高于懸停狀態(tài)下的40～50 dB。相比之下，從90°測(cè)點(diǎn)處的噪聲頻譜中可以看到，槳葉通過頻率（500 Hz）的離散噪聲降低了約3 dB，1 000 Hz 以上寬頻噪聲降低了約10 dB，因此導(dǎo)致總聲壓級(jí)指向性變化明顯。

圖10 尾槳模型Rotor1 前飛狀態(tài)噪聲頻譜Fig.10 Noise spectrum of Rotor1 in forward flight

圖11 尾槳模型Rotor2 前飛狀態(tài)噪聲頻譜Fig.11 Noise spectrum of Rotor2 in forward flight

3 結(jié) 論

依托FL-52 航空聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)，開展了涵道尾槳?dú)鈩?dòng)噪聲特性試驗(yàn)研究，主要結(jié)論如下：

1）涵道尾槳?dú)鈩?dòng)噪聲頻譜以槳葉通過頻率的離散噪聲為主，同時(shí)伴有寬頻噪聲，噪聲水平隨著尾槳的槳尖馬赫數(shù)的增大而升高，懸停狀態(tài)下涵道尾槳噪聲符合載荷噪聲馬赫數(shù)比例律。

2）涵道對(duì)尾槳噪聲的傳播起到了明顯的遮擋作用，涵道平面內(nèi)噪聲水平低于其他方向：懸停狀態(tài)下，噪聲降低約2 dB；前飛狀態(tài)下降低更為明顯，除離散噪聲成分有3 dB 的降低外，寬頻噪聲大幅降低約10 dB，總聲壓級(jí)降低約5～8 dB。

3）槳葉的非均勻布置會(huì)改變涵道尾槳的噪聲頻譜，使槳葉均勻分布時(shí)突出的單一頻率噪聲峰值變?yōu)閿?shù)個(gè)水平接近的離散噪聲，具有一定降噪潛力。