基于IBC方法的旋翼BVI噪聲主動控制機理

倪同兵,招啟軍*,馬礫

南京航空航天大學 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室,南京 210016

基于IBC方法的旋翼BVI噪聲主動控制機理

倪同兵,招啟軍*,馬礫

南京航空航天大學 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室,南京 210016

為揭示單片槳葉控制(IBC)主動控制技術抑制旋翼槳-渦干擾(BVI)噪聲的降噪機理,建立了一套基于CFD/CSD/FW-H_pds方程的綜合噪聲分析方法。旋翼槳-渦干擾噪聲與旋翼槳葉載荷特性、氣動變形以及旋翼槳尖渦結構等密切相關,為有效模擬旋翼槳葉的載荷特性及槳尖渦結構,將Navier-Stokes方程作為前飛流場的主控方程,空間離散上采用三階MUSCL插值格式與通量差分裂Roe格式相結合;時間方向上采用雙時間法,使用隱式LU-SGS格式在偽時間方向上進行推進;湍流模型采用對分離流動具有較好捕捉能力的Spalart-Allmaras模型。為提高旋翼槳葉彈性變形運動的模擬精度,建立了基于Hamilton變分原理的CSD模型,并與高精度的CFD求解器結合,發展了適合旋翼槳葉變形及載荷特性模擬的流固耦合分析方法。在CFD/CSD耦合方法分析流場基礎上,使用可穿透空間積分面的FW-H_pds方法對旋翼氣動噪聲特性進行計算。首先,對流場及噪聲數值方法進行驗證;然后,著重針對UH-60A旋翼的斜下降飛行狀態,分別對有/無IBC噪聲主動控制條件下的旋翼BVI氣動噪聲特性進行了模擬,相位角、幅值和頻率等不同控制參數的影響對比分析結果表明:IBC主動控制減小了前行側槳葉表面尤其是槳葉尖部的負壓峰值,降低了槳-渦干擾發生位置附近的槳葉氣動載荷;同時主動控制后的槳尖渦集中程度變弱,并且增加了槳葉與槳尖渦之間的相遇距離,從而顯著降低了槳-渦干擾噪聲;選取合理的相位角、幅值和頻率等主動控制參數組合,BVI噪聲降低可達5～7 dB。

旋翼;槳-渦干擾(BVI)噪聲;噪聲主動控制;Navier-Stokes方程;FW-H_pds方法;CFD/CSD耦合方法;單片槳葉控制 (IBC)

做為一種獨特的飛行器,直升機在未來的高科技戰爭和民用方面有著無法替代的應用價值。然而隨著應用領域的不斷拓展,直升機噪聲大這一缺點已經成為其更廣泛應用的一個重要阻礙。為此,航空發達國家對直升機噪聲提出了嚴格的限制,將直升機噪聲水平提升到與氣動性能設計指標同樣重要的地位,并深入開展直升機降噪機理及應用研究。

旋翼是直升機噪聲的主要來源,降低旋翼產生的氣動噪聲在直升機降噪技術中占有舉足輕重的地位。旋翼氣動噪聲中最重要的是脈沖噪聲,主要包括高速脈沖(HSI)噪聲和槳-渦干擾(BVI)噪聲。當這兩種噪聲出現時,會大幅度提高直升機的總體噪聲水平,因此,如何有效降低HSI噪聲和BVI噪聲是目前旋翼氣動聲學中的兩個研究熱點。近年來,隨著旋翼CFD技術的高速發展,HSI噪聲抑制取得了很大進展,通過不同的新型旋翼翼型的選擇以及不同新型槳尖外形的設計[1-2],取得了很好的HSI噪聲抑制效果。相比之下,由于旋翼非定常流場和槳-渦干擾載荷的復雜性,BVI噪聲的高精度預測方法及降噪技術研究目前還在發展之中。槳-渦干擾是由于旋轉的槳葉與前行槳葉上脫落的渦靠近、相遇及干擾而形成的一種非定常空氣動力學現象,并且一旦出現,即會激發出強烈的非定常干擾載荷,同時伴隨著有強烈指向性的BVI噪聲產生[3-4]。因此,迫切需要發展一套旋翼BVI噪聲特性的有效預測方法,并在此基礎上進行旋翼降噪技術研究。

旋翼BVI噪聲的有效預測一直是一個富有挑戰性的研究方向。要想準確預測旋翼BVI噪聲,首先需要建立高精度的旋翼非定常槳-渦干擾載荷計算方法,以準確預估BVI噪聲源信息;其次,槳-渦干擾噪聲的發聲機理復雜、影響因素較多,這需要對渦強、槳葉載荷、槳葉與渦的干擾方式和干擾距離等參數進行系統的影響分析研究;且槳-渦干擾主要發生在直升機前飛、斜下降、著陸等機動狀態,理論計算分析需要考慮旋翼的實際運動,因此需要進行配平計算。目前旋翼BVI噪聲預測方法主要以聲學類比法為主,其中旋翼氣動載荷預估主要依賴于自由尾跡分析方法,這對槳-渦干擾發生時非定常載荷和槳尖渦耗散特征的預測精度造成影響。最近,旋翼非定常流場數值模擬逐漸發展到高精度的CFD/CSD耦合分析方法上,這為解決上述旋翼槳-渦干擾非定常載荷的預估難題提供了一條有效的途徑。

在抑制旋翼BVI噪聲的被動控制方法研究方面,Tangler等[5]采用試驗方法研究了不同新型槳尖外形槳葉設計對旋翼BVI噪聲的抑制作用,該研究主要通過改變不同槳尖外形的形狀來減弱或者分散槳尖渦,以達到BVI噪聲抑制的效果。史勇杰等[6]采用基于Navier-Stokes方程/自由尾跡模型的耦合方法計算了旋翼槳-渦干擾過程中的氣動載荷,發現采用前掠及下反等新型槳尖的旋翼具有一定的氣動噪聲隱身特性。但是這些通過槳尖設計等的被動控制方法對BVI噪聲的抑制效果并不很顯著。而在旋翼BVI噪聲的主動控制方法研究方面,目前主要以試驗為主。飛行試驗表明[7-9],在斜下降和著陸飛行狀態,高階諧波控制(HHC)技術和單片槳葉控制(IBC)技術等直升機槳葉根部槳距主動控制技術在降低BVI噪聲方面是有效的。但HHC主動控制要依據一定的槳葉槳距控制律,受到旋翼旋轉頻率倍數的限制,降噪目標和減振目標相互掣肘,且不同的飛行條件須使用不同的HHC方案。相對于HHC方法,IBC的槳距控制作動器是安裝在旋轉環上的,每一片槳葉都可以單獨實現多諧波槳距變化和任意的變距運動。對BO-105直升機進行的試驗研究[10-11]表明,在斜下降飛行試驗狀態下開環IBC主動控制可以降低直升機的整體噪聲。但是這些試驗方法成本較高、風險也較大,考慮到飛行實測參數的有限性,尚未系統地揭示基于IBC主動控制的BVI噪聲的降噪機理。Yeo等[12]對IBC主動控制下UH-60A直升機的性能和載荷特性進行了研究,將試驗結果和CAMRAD II/OVERFLOW 2的計算結果進行了計算對比,分析結果表明理論計算方法可以有效地用于IBC主動控制研究中,但并未對噪聲特性做分析研究。Splettst?βer等[13]分別采用預定尾跡模型、自由尾跡模型和FW-H方法對IBC噪聲主動控制進行了理論計算,與試驗的對比表明,IBC方法可以有效降低BVI噪聲,但并未對IBC主動控制的降噪機理多作討論。馮劍波等[14]采用旋翼自由尾跡模型和高階諧波槳距開環主動控制方法對BVI噪聲抑制進行了初步研究,但所采用的自由尾跡模型和翼型氣動力計算模型對噪聲源的預估準確性有一定的影響。

針對IBC主動控制技術降噪預測方法復雜、影響因素多、降噪機理分析難的特點,本文擬采用基于CFD/CSD/FW-H_pds方程的綜合數值模擬方法,通過CFD/CSD耦合數值計算獲得更為準確的旋翼聲源信息,以計及槳葉的運動及彈性變形;求解Navier-Stokes方程時,空間離散采用MUSCL格式與Roe格式相結合的方法,在偽時間方向上使用隱式LU-SGS格式進行推進,湍流模型采用Spalart-Allmaras(S-A)一方程模型,以準確得到旋翼的非定常流場和槳-渦干擾載荷。將得到的聲源信息傳遞到FW-H_pds公式中,獲得更準確的直升機旋翼遠場噪聲。在此基礎上,著重研究IBC主動控制輸入下相位角、幅值和頻率等不同控制參數對旋翼BVI噪聲的影響,重點揭示IBC主動控制方法的降噪機理,為直升機旋翼BVI噪聲主動控制提供一定的理論依據。

1 CFD/CSD/FW-H_pds綜合分析方法

1.1 CFD方法

要對旋翼氣動噪聲進行準確的數值模擬,首先需要輸入準確的聲源信息。該聲源信息由準確的CFD流場計算提供。本文通過求解Navier-Stokes方程模擬旋翼的前飛流場,覆蓋流場的計算網格系統如圖1所示。該計算網格系統主要由兩部分組成:一是圍繞槳葉的黏性貼體正交C-O型網格,該網格槳葉并隨槳葉一起運動;二是包圍貼體網格的笛卡兒背景網格,用來模擬整體旋翼流場空間的變化過程,并在洞邊界上進行與槳葉網格流場間的信息傳遞,完成流場間的影響過程。對于洞邊界單元的確定,在考慮旋翼流場計算網格特點的基礎上,通過吸收洞映射法思想,采用一種新的“透視圖”挖洞方法用以解決旋翼流場計算中背景網格和槳葉網格之間的嵌套關系。該方法的基本思路是:遍歷槳葉網格中物面點并計算其在背景網格上的對應單元序號,將這些序號保存在相應的數組里,然后由這一數組便可在粗網格上重現對應槳葉的低精度形狀,所得到的形狀即為洞的最小邊界,并可用來標記洞單元。用同樣的方法可以通過遍歷槳葉網格外圍的點獲得洞的最大邊界。對于貢獻單元的搜尋,采用改進的偽貢獻單元搜索方法。在確定了所需要差值的單元及其貢獻單元后,網格之間的信息傳遞通過三線性插值來實現。

本文首先采用守恒積分形式的Navier-Stokes方程作為旋翼前飛流場控制方程:

Vt=nx?x/?t+ny?y/?t+nz?z/?t為控制體單元d V邊界的運動速度,nx、ny和nz為面元d S的單位法矢n 的分量;黏性項分別為τxx=2μux-K?T/?x;ρ為密度;E 為總內能;u、v和w 為速度;H為總焓;q為熱流量;S為單元體的面積;T為絕對溫度;p為壓力;μ為黏性系數;K為熱傳導系數。

對空間離散,本文采用三階迎風單調守恒格式(MUSCL格式)與通量差分裂方法 (Roe格式[15])相結合的方法[16],該單調迎風插值方法用于計算單元面的左右變量:式 中:為自由參數,取,對應為三階迎風格式。

在時間上,本文采用雙時間法進行迭代,在偽時間方向上使用隱式LU-SGS格式[17]進行時間推進。本文引入定常解法的當地時間步長措施到流場計算中,同時也對偽時間步長作了限制:Δτi,j,k=λkc分別為對流通量Jacobian矩陣在i、j、k 3個方向的譜半徑,λiv、λjv、λkv分別為黏性通量Jacobian矩陣在i、j、k 3個方向的譜半徑,CFL表示Courant數。

層流黏性系數由Sutherland定理計算得到,湍流黏性系數由Spalart-Allmaras一方程湍流模型計算得到[18]。黏性流動在槳葉表面滿足無滑移邊界條件,槳葉表面的熱力學和動力學邊界條件分別取作法向導數為0;采用一維Riemann不變量來處理遠場邊界條件。為提高旋翼流場的計算效率,采用基于多線程并行的Open MP并行算法進行了計算加速。

1.2 CSD方法

旋翼槳葉是一種細長的柔性體,其外形結構以及彈性變形對旋翼的氣動特性具有非常重要的影響。因此,本文將CFD和CSD進行耦合計算,為有效獲得旋翼氣動特性提供一個較可靠的槳葉運動及變形輸入。

基于Hamilton變分原理,建立了旋翼槳葉運動方程,在任意時間區間t1～t2內,系統的動能變分、勢能變分與外力所做功的變分之和為0,其表達式為式中:δT′為槳葉動能的變分;δU為槳葉應變能的變分;δW 為槳葉氣動外力所做虛功的變分。

本文采用基于中等變形梁理論的14個自由度梁單元模型[19],其中,每個單元的中間節點有拉伸位移和扭轉位移兩個自由度,端部節點有揮舞位移及轉角、擺振位移及轉角、拉伸位移及扭轉位移等一共6個自由度。為保證兩端節點處位移及其轉角的連續性,揮舞位移和擺振位移這2個自由度采用了兩節點的Hermite插值,其他自由度則采用三節點的Lagrange插值。槳葉運動方程采用具有隱式性質的改進Newmark-Beta方法進行求解。

為獲得準確的流場及聲源信息,需要將流場和結構之間的數據信息進行耦合計算。本文發展了一個高效的CFD/CSD松耦合策略來進行數據信息的傳遞。CFD程序與CSD程序的耦合主要分為兩個步驟:① 氣動信息向結構計算的傳遞,主要通過傳遞CFD計算得到的氣動力來實現。CFD程序在計算至少一周以后獲得一個周期的升力、阻力和俯仰力矩,再代入結構計算程序(CSD)進行計算。②CFD氣動計算中計入槳葉彈性變形作用,需要對網格進行彈性變形,由于CFD計算采用時間推進求解,因而需要在每步計算前對當前站點上的網格進行變形。

考慮到旋翼復雜流場數值計算的準確性,本文計入旋翼槳葉的實際運動,對旋翼進行配平計算以確定旋翼操縱量,從而使旋翼的拉力系數等滿足設計要求。本文以旋翼拉力系數和揮舞一階系數β1c和β1s為目標參數進行配平計算,以獲得相似的尾跡形狀和聲學特性。

1.3 FW-H_pds方法

旋翼的氣動噪聲數值模擬一般采用基于FW-H方程的Farassat 1A公式。在此基礎上,借鑒了Kirchhoff方法的思想,使用可穿透的空間積分面代替固體表面,對FW-H方程進行重新推導,所得的新方程可以用于預估旋翼跨聲速狀態的氣動噪聲,該新公式命名為FW-H_pds[16,20]。此時積分面不再被限制為固體邊界,而是可以使用任意的空間曲面,流體運動可以穿透該空間曲面。新公式對固體邊界仍然成立,當采用固定邊界時,式中各積分項仍具有厚度噪聲、載荷噪聲和四極子噪聲的物理意義。

式中:p′T為厚度噪聲的聲壓;p′L為載荷噪聲的聲壓;ρ0和c0分別為空氣密度和聲速;r為源點到觀測點的距離;Ma為當前馬赫數;Mar為r方向馬赫數;vi為積分面運動速度;ui為積分面上流體的流動速度;Pij為壓縮應力張量;Lr為槳葉表面載荷沿r方向的分量;[·]ret表示時間導數,下標ret表示延遲時間。

本文采用旋轉積分面方法,選取槳葉表面為旋轉積分面,從槳葉表面的貼體網格上提取聲源信息,以獲得準確的BVI噪聲信息。

圖2給出了基于CFD/CSD/FW-H_pds方程的綜合模型噪聲預測方法計算流程,具體步驟如下。

步驟1 求解Poisson方程,生成圍繞槳葉的C-O型貼體正交網格和笛卡兒背景網格,確定槳葉網格和背景網格之間的運動嵌套關系。

步驟2 調用CSD求解器計算槳葉運動物理量,并進行配平計算,在流固耦合界面進行相關的數據傳遞,然后對上述生成的貼體網格進行變形和更新,確定貼體網格新的邊界。

步驟3 在上述更新后的網格基礎上,調用CFD流場求解器對旋翼流場進行數值模擬,流場更新計算完成后,得到新的槳葉氣動力分布。

步驟4 將計算所得的新的槳葉氣動力傳遞到CSD計算模塊中,繼續進行動力學計算,并將時間推進到下一旋轉周期,轉步驟2迭代計算。

步驟5 判斷氣動力是否收斂,若不收斂繼續進行下一旋翼旋轉周期的耦合求解;若收斂,則將噪聲源信息傳遞給噪聲計算模塊。

步驟6 通過求解FW-H_pds公式計算旋翼氣動噪聲特性,并對計算結果進行相關分析。

2 算例驗證

為驗證建立的旋翼CFD/CSD耦合方法對旋翼前飛狀態氣動特性模擬的有效性,選取有風洞試驗數據且具有詳細結構參數的UH-60A直升機旋翼作為算例。計算狀態為:前進比μ′=0.368,槳距角θ(t)=13.55°+3.39°cosψ(t)-9.62°sinψ(t),ψ(t)表示方位角。根據 UH-60A槳葉結構特性沿展向劃分為50個有限元單元。

圖3給出了考慮槳葉彈性變形的CFD/CSD耦合計算與剛性旋翼CFD計算的旋翼槳葉表面壓力系數Cp分布與試驗值[21]的對比,其中c為弦長,r/R表示槳葉剖面所在的相對半徑。從圖中對比可以看出,對于不同方位角,相比于剛性旋翼CFD計算,考慮槳葉彈性變形的CFD/CSD耦合計算方法的計算值與試驗值吻合得更好,說明本文發展的耦合方法具有較高的精度,能適應旋翼前飛狀態下的氣動特性模擬,這為有效模擬旋翼BVI噪聲特性提供了可靠的噪聲源信息基礎。

為驗證本文建立的噪聲計算方法對前飛狀態旋翼噪聲數值模擬的有效性,采用AH-1G/OLS模型旋翼作為算例,計算狀態選擇出現BVI現象的典型試驗狀態10014[22]:槳尖馬赫數Matip=0.644,前進比μ′=0.164,槳盤傾角αTPP=1°,拉力系數CT=0.005 4,雷諾數Re=1.6×106。該狀態中旋翼不僅有周期性的變距運動,而且有周期性的揮舞運動。旋翼槳葉的變距和揮舞的規律如下:槳距角θ(t)=6.14°+0.9°cosψ(t)-1.39°sinψ(t),揮舞角β(t)=0.5°-1.0°cosψ(t)。

圖4給出了在旋翼前下方觀察點MIC#9(坐標為(13.733c,-23.787c,-15.858c))位置處噪聲聲壓時間歷程的計算值與試驗值的對比。該位置在BVI噪聲較大的傳播方向上。通過對比可以看出,采用FW-H_pds方法計算得到的旋翼BVI噪聲的聲壓幅值結果和試驗結果能夠基本吻合。在相位和幅值上均能較為準確地計算出AH-1G/OLS在該狀態下45°方位角左右處的聲壓正峰值,這也是旋翼槳-渦干擾狀態的典型特征,表明該數值模擬方法可以較好地預測BVI噪聲的主要特征,只是在復雜的BVI噪聲聲壓局部細節變化之處有所差別。

3 IBC主動控制機理分析

基于上述分析方法和算例驗證,本文重點進行了IBC主動控制方法的控制機理研究。首先對有/無IBC主動控制輸入下UH-60A旋翼在斜下降飛行時的氣動聲學特性進行計算。該旋翼由4片槳葉組成。計算狀態如下:Matip=0.642,μ′=0.164,αs=-4°,下降軌跡角為10°。計及IBC輸入的槳葉槳距角為

式中:n為不同頻率諧波的個數;θ0為總距;θ1C為橫向周期變距;θ1S為縱向周期變距;θIBC為幅值;kIBC為頻率階次;ψIBC為相位角。若是單頻諧波輸入,則式(9)簡化為

不同相位角、不同幅值及不同頻率IBC主動控制輸入下的噪聲聲壓級(SPL)對比如圖5所示。首先固定IBC主動控制幅值為2°、頻率階次為2/rev,對相位從0°～360°進行掃略。從圖5(a)中可以看出,在控制相位掃略過程中,厚度噪聲變化ΔSPL基本不隨相位角的改變而變化,這說明IBC噪聲主動控制對厚度噪聲的影響微乎其微。而選取適當的相位角輸入(如100°～200°),可以大幅度降低前行側的BVI噪聲,在150°相位角時,BVI噪聲降低可超過5 d B。同時可以看出,選取適當的相位角輸入,也可以降低后行側的BVI噪聲;但在相位角輸入較小時,BVI噪聲可能反而變的更大,并且噪聲增大值會隨著相位角的增加而迅速降低,相位角達到150°時,BVI噪聲開始比沒有控制時減小,可降低2 dB。

在相位掃略結果的分析基礎上,重點進行了BVI噪聲幅值掃略和頻率掃略研究。圖5(b)為在2/rev同頻率諧波、150°同相位輸入條件下對IBC幅值進行掃略得到的變化曲線,結果顯示,在前行側,隨著IBC控制幅值輸入的增大,BVI噪聲降噪效果越來越好。但當IBC幅值輸入到較大值時,降噪能力將趨于緩和。當幅值達到3°時,BVI噪聲降低可達6.5 d B。

圖5(c)給出了固定IBC主動控制幅值為2°、相位為150°,對頻率進行掃略的噪聲降低對比圖。從圖中可以看出,絕大部分的IBC控制頻率輸入都可以有效降低前行側的BVI噪聲,而且頻率為2/rev的頻率輸入在單頻諧波輸入中效果最好,噪聲減小可達5.5 dB。同時,混合諧波輸入降噪效果略好于單頻諧波輸入。當采用2/rev和3/rev混合諧波輸入時,BVI噪聲降低超過7 dB。

為了清晰顯示在空間范圍內,BVI噪聲的輻射特性和IBC主動控制對BVI噪聲抑制的有效性,圖6給出了2/rev頻率階次IBC控制下降噪效果較好的控制輸入與無IBC控制輸入下的噪聲云圖對比。從圖6(a)未施加IBC控制的噪聲聲壓級云圖中可以看出,在旋翼槳盤的前下方集中很強的噪聲能量,證明了BVI噪聲具有很強的輻射方向性,其輻射方向指向旋翼槳盤的前下方,尤其是前行側的前下方。從圖6(b)和圖6(c)的噪聲變化云圖(圖中縱坐標Λ為槳盤平面至槳盤正下方的角度,橫坐標為噪聲觀察位置相對于槳葉初始位置的方位角)可以明顯看出,在前行側BVI噪聲得到了有效的降低(圖中的虛線圓圈內),而該處正是BVI噪聲最強烈的位置,這進一步證明了IBC控制方法可以有效降低BVI噪聲。盡管在某些地方(實線方框區域內)噪聲增大,但由于這些地方噪聲原本就不大,即使增加了一些,總噪聲相對其他噪聲大的區域來說也并不高?？傮w來說,適當的IBC主動控制可以有效降低旋翼BVI噪聲。

為進一步了解IBC主動控制降低BVI噪聲的特性,圖7(a)給出了3種典型IBC控制條件(無IBC控制、降噪效果好的較優IBC控制以及降噪效果不好的較差IBC控制)下的槳距輸入和噪聲特性對比。在頻率為4/rev的IBC輸入下,較優IBC控制和較差IBC控制時槳葉的槳距輸入相位相反。圖7(b)給出的3種不同IBC控制條件下的BVI噪聲聲壓時間歷程對比結果顯示,較優IBC控制條件下的聲壓比無IBC控制的聲壓低,而較差IBC控制條件下的聲壓比無IBC控制的聲壓要高。較優IBC控制下的聲壓峰值比其他控制條件下的峰值要低,且聲壓時間歷程曲線也更加光滑。從圖7(c)3種不同IBC控制輸入下的噪聲頻譜結果對比可知,在較優IBC控制條件下,BVI中頻噪聲可降低8～10 dB,而BVI噪聲的主要部分是中頻噪聲,圖中橫坐標頻率表示基頻的倍數。

為進一步揭示IBC主動控制的降噪機理,首先在圖8給出了IBC較優控制和無IBC控制下槳葉在不同方位角和不同徑向位置處槳葉剖面的壓力系數分布。從圖中可以看出,加入IBC較優控制以后,在前行側,尤其是槳-渦干擾的發生位置,槳葉剖面的上表面負壓峰值低于無IBC控制的負壓峰值,這將有利于抑制氣流分離的產生,從而有利于改善對應位置剖面處的氣動特性。而通過旋翼配平,旋翼的總載荷并沒有減小。

為進一步分析載荷分布與BVI噪聲降低的內在聯系,圖9給出了0°～180°不同方位角處IBC較優控制和無IBC控制下的槳葉上表面的壓力等值線分布圖。從圖中可以看出,在大部分方位角處,有IBC控制的槳葉尖部的負壓區域相對于無IBC控制槳葉尖部有一定的減弱,這也證明了前面的結論,即IBC主動控制可以適當改善槳葉尖部的氣動特性。而BVI噪聲在本質上屬于載荷噪聲,其噪聲的大小與旋翼槳葉的載荷分布密切相關。從圖中可以看出,施加了IBC主動控制后,在旋翼的前行側(0°～180°方位角處),槳葉的上表面負壓峰值減弱,尤其是在槳葉的尖部。而前行側這些位置尤其是90°～180°方位角處正好是發生槳-渦干擾最嚴重的區域,因此該區域槳葉上表面負壓峰值的減弱直接帶來了旋翼BVI噪聲的降低。

圖10(a)給出了IBC較優控制和無IBC控制下在90°方位角處槳葉與槳尖渦的位置關系,渦量大小為0.4。長框表示該時刻槳葉所在的位置(方位角90°),虛線圈表示前面的槳葉脫出的渦此刻相對于槳葉的位置。從俯視圖可以看出,加入IBC控制后,改變了槳尖渦的空間分布。從正視圖可以發現,有IBC控制的旋翼槳尖與前面槳葉脫出的槳尖渦的距離比無IBC控制的距離大,這增加了槳尖渦到槳盤平面之間的距離,因此減弱了槳尖渦對旋翼槳葉的干擾,從而減小BVI噪聲。從圖10(b)中可以看出,當槳葉旋轉到0°方位角處,采用IBC主動控制后,槳葉下方的脫落渦強度減弱,且渦離槳葉的距離較未加主動控制時相比更遠。且從圖10(b)和圖10(c)中還可以看出,在槳盤的中心區域,從旋翼前飛方向吹過來的渦也明顯減小,這也進一步降低了槳-渦之間的干擾強度,從而對抑制BVI噪聲有利。

4 結 論

1)發展的基于CFD/CSD/FW-H_pds方程的綜合噪聲分析方法可以有效模擬槳-渦干擾發生時的旋翼非定常氣動載荷和噪聲特性。

2)選取合理的IBC主動控制輸入,可以有效降低旋翼的BVI噪聲,噪聲降低可超過7 dB;混合諧波的IBC控制效果比單頻諧波的IBC控制效果更好。

3)在較優IBC控制條件下,聲壓峰值比其他IBC控制要低,聲壓時間歷程曲線也更光滑,可以顯著降低BVI中頻噪聲。

4)通過本文IBC降噪機理的分析可以發現:IBC主動控制可以降低槳葉剖面的負壓峰值,改善槳葉表面的低壓區域,從而改善氣動特性;同時IBC主動控制改變了槳尖渦的結構,減小了槳尖渦的集中程度,并且可以有效增加槳葉與槳尖渦之間的距離,從而降低槳-渦干擾噪聲。

[1] YANG C,AOYAMA T,CHAE S.Blade planform optimization to reduce HSI noise of helicopter in hover[C]//64th Annual Forum of the American Helicopter Society.Fairfax,VA:American Helicopter Society(AHS)International,Inc.,2008.

[2] JOHNSON C,BARAKOS G N.A framework for the optimization of a BERP-like blade[C]//51st AIAA Aerospace Science Meeting.Reston:AIAA,2013.

[3] MEGAN S M.Helicopter blade-vortex interaction noise with comparisons to CFD calculations:NASA-TM-110423[R].Washington,D.C.:NASA,1996.

[4] YU Y H.Rotor blade-vortex interaction noise[J].Progress in Aerospace Science,2000,36(2):97-115.

[5] TANGLER J L,WOBLFELD R M,MILEY S J.An experimental investigation of vortex stability,tip shapes,compressibility and noise for hovering model rotors:NASA-CR-2305[R].Washington,D.C.:NASA,1973.

[6] 史勇杰,蘇大成,徐國華.槳葉氣動外形對直升機槳-渦干擾噪聲影響研究[J].南京航空航天大學學報,2015,47(2):235-242.SHI Y J,SU D C,XU G H.Research on influence of shape parameters on blade-vortex interaction noise of helicopter rotor[J].Journal of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics,2015,47(2):235-242(in Chinese).

[7] POLYCHRONIADIS M,ACHACHE M.Higher harmonic control:Flight tests of an experimental system on SA349 research gazelle[C]//42nd Annual Forum of the American Helicopter Society,1986.

[8] SPLETTSTOESSER W R,SCHULTZ K J,KUBE R,et al.A higher harmonic control test in the DNW to reduce impulsive BVI noise[J].Journal of the American Helicopter Society,1994,39(4):3-13.

[9] SPLETTSTOESSER W R,KUBE R,WAGNER W,et al.Key results from a higher harmonic control aeroacoustic rotor test(HART)in the German-Dutch wind tunnel[J].Journal of the American Helicopter Society,1997,42(1):58-78.

[10] NIESL G,SWANSON S M,JACKLIN S A,et al.Effect of individual blade control on noise radiation[C]//75th AGARD Fluid Dynamics Panel Meeting and Symposium on Aerodynamics and Aeroacoustics of Rotorcraft.Paris:AGARD,1994.

[11] SWANSON S M,JACKLIN S A,BLAAS A,et al.Individual blade control effects on blade-vortex interaction noise[C]//50th Annual Forum of the American Helicopter Society.Fairfax,VA:American Helicopter Society(AHS)International,Inc.,1994.

[12] YEO H,ROMANDER E A,NORMAN T R.Investigation of rotor performance and loads of a UH-60A individual blade control system[J].Journal of the American Helicopter Society,2011,56(4):1-18.

[13] SPLETTST??ER W R,SCHULTZ K J,VAN DER WALL B G,et al.Helicopter noise reduction by individual blade control(IBC)-selected flight test and simulation results[C]//RTO/AVT Symposium on Active Control Technology for Enhanced Performance Operational Capabilities of Military Aircraft,Land Vehicles and Sea Vehicles,2000.

[14] 馮劍波,陸洋,徐錦法,等.旋翼槳渦干擾噪聲開環槳距主動控制研究[J].航空學報,2014,35(11):2901-2909.FENG J B,LU Y,XU J F,et al.Research on the effect of open-loop active blade-pitch control on rotor BVI noise alleviation[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2014,35(11):2901-2909(in Chinese).

[15] ROE P L.Approximate riemann solvers,parameters vectors,and difference schemes[J].Journal of Computational Physics,1981,43(2):357-372.

[16] WANG B,ZHAO Q J,XU G H,et al.Numerical analysis on noise of rotor with unconventional blade tips based on CFD/Kirchhoff method[J].Chinese Journal of Aeronautics,2013,26(3):572-582.

[17] BLAZEK J.Computational fluid dynamics:Principles and applications[M].Netherlands:Elsevier,2001:204-208.

[18] SPALART P R,ALLMARAS S R.A one-equation turbulence model for aerodynamic flows:AIAA-1992-0439[R].Reston:AIAA,1992.

[19] YUAN K A,FRIEDMANN P P.Aeroelasticity and structural optimization of composite helicopter rotor blades with swept tips:NASA-CR-4665[R].Washington,D.C.:NASA,1995.

[20] BRENTNER K S,FARASSAT F.Analytical comparison of the acoustic analogy and Kirchhoff formulation for moving surfaces[J].AIAA Journal,1998,36(8):1379-1386.

[21] POTSDAM M,YEO H,JOHNSON W.Rotor airloads prediction using loose aerodynamic/structural coupling[J].Journal of Aircraft,2004,43(3):732-742.

[22] YU Y H,TUNG C,GALLMAN J,et al.Aerodynamics and acoustics of rotor blade-vortex interactions[J].Journal of Aircraft,1995,32(5):970-977.

Active control mechanism of rotor BVl noise based on lBC method

Nl Tongbing,ZHAO Qijun*,MA Li

National Key Laboratory of Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China

A CFD/CSD/FW-H_pds coupling method is established to investigate the mechanism for rotor blade-vortex interaction(BVl)noise reduction based upon individual blade control(lBC)technique.The rotor aeroacoustics is closely related to the blade deformation,the airload characteristic and the blade-tip vortex structure.ln order to simulate the blade airload characteristic and blade-tip vortex structure effectively and have better capture ability for separated flows,the Navier-Stokes equations with Spalart-Allmaras turbulence model are adopted as the governing equations for the forward flight flowfield.The third-order MUSCL interpolation scheme and flux-difference splitting Roe scheme are used in spatial discretization,and the dual-time stepping method is employed in temporal discretization while the implicit LU-SGS scheme is used to march in the pseudo time step.ln order to improve the calculation accuracy of elastic deformation of blade,a CSD module is developed based on Hamilton's variational principles.Combined with high-accuracy CFD solver,a CFD/CSD coupling strategy is developed to adapt for elastic deformation and load characteristics simulation of blades.Based upon the simulated flowfield by CFD/CSD coupling method,calculations on aeroacoustic characteristics of the rotor are conducted based on the FW-H_pds equations with the penetrable integral surface.The numerical verifications of flowfield and noise analysis methods are first completed.The aeroacoustic characteristics of the UH-60A rotor in oblique descending flight are then calculated with and without lBC.Comparisons of the effects of different control parameters such as phase angle,amplitude and frequency on rotor aeroacoustic characteristics show that with lBC active control,the negative pressure peak of the blade surface(especially the blade-tip surface)in the advancing side decreases,resulting in decrease of the blade airloads where the BVl phenomenon occurs.ln addition,with lBC,the blade-tip vortex concentration decreases,and the distance between the blade and the blade-tip vortex increases,resulting in significant reduction of the blade vortex interaction noise.The BVl noise can be reduced about 5-7 dB with reasonable parameter combination of phase angle,amplitude and frequency.

rotor;blade-vortex interaction(BVl)noise;noise active control;Navier-Stokes equations;FW-H_pds method;CFD/CSD coupling method;individual blade control(lBC)

2016-09-01;Revised:2016-09-21;Accepted:2016-11-05;Published online:2016-11-21 14:39

URL:www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161121.1439.012.html

s:National Natural Science Foundation of China(11572156);A Project Funded by the Priority Academic Program Development of Jiangsu Higher Education lnstitutions

V211.52

A

1000-6893(2017)07-120744-13

10.7527/S1000-6893.2016.0284

2016-09-01;退修日期:2016-09-21;錄用日期:2016-11-05;網絡出版時間:2016-11-21 14:39

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161121.1439.012.html

國家自然科學基金(11572156);江蘇高校優勢學科建設工程資助項目

*通訊作者.E-mail:zhaoqijun@nuaa.edu.cn

倪同兵,招啟軍,馬礫.基于lBC方法的旋翼BVl噪聲主動控制機理[J].航空學報,2017,38(7):120744.Nl T B,ZHAO Q J,MA L.Active control mechanism of rotor BVl noise based on lBC method[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2017,38(7):120744.

(責任編輯:鮑亞平,李明敏)

*Corresponding author.E-mail:zhaoqijun@nuaa.edu.cn