帶下反槳尖旋翼氣動噪聲數值分析

曹亞雄，樊 楓

(中國直升機設計研究所 直升機旋翼動力學重點實驗室，江西 景德鎮 333001)

0 引言

早期的旋翼外形設計只考慮旋翼的氣動性能，往往忽視噪聲的影響。隨著現代直升機技術的發展，直升機噪聲尤其是旋翼的氣動噪聲問題越來越受到重視。旋翼的氣動噪聲問題十分復雜，不同飛行狀態下的旋翼噪聲成分也不同。其中，懸停、斜下降以及中速前飛等飛行狀態下旋翼會不同程度地產生槳-渦干擾(BVI)噪聲，一旦出現將會對周圍環境及地面人員產生較大影響。研究表明，通過優化槳葉氣動參數可以有效改善旋翼的噪聲特性[1-3]。槳尖作為槳葉的主要氣動參數之一，同時又是槳葉最為敏感的區域，其構型極大地影響著旋翼的氣動性能和噪聲特性。

槳尖形式包括后掠、尖削、前掠以及下反等。相對于后掠、尖削等槳尖二維平面形狀，槳尖下反的研究開展較晚但發展迅速，已成功應用于國外型號。BERP(英國實驗旋翼計劃)旋翼[4-5]裝配在“海王”、“灰背隼”和AW101等直升機上，取得了很好的實用效果。最新一代的BERPⅣ槳葉在BERPⅢ槳葉的基礎上進行了優化，下反角從20°增加到25°，提升了懸停氣動性能。日本的ATIC(通航直升機先進技術)項目[6-7]中的優化旋翼采用了下反槳尖，并改進了下反角，試驗結果表明該旋翼的BVI噪聲有所削弱。在國內，旋翼降噪設計方面，南京航空航天大學招啟軍[8-9]等吸取了曲線后掠槳尖和鋸齒形槳尖等槳尖形狀的設計思想，設計了一種變弦長，尖部尖削，具有非常規曲線前后掠形狀的槳尖——CLOR槳尖，之后又對CLOR槳尖的氣動性能進行了分析和優化，進而發展出CLORⅡ槳尖。槳尖外形對噪聲的影響研究方面，西北工業大學[10]和中國直升機設計研究所[11]都開展了一些研究。目前，國內專門針對帶下反槳尖旋翼的氣動噪聲計算研究還很少。

鑒于此，本文采用高精度的CFD/FW-H數值模型，針對帶不同下反角度槳尖的旋翼氣動噪聲進行計算分析，重點分析了下反角為0°、20°和45°的三副旋翼近場噪聲及地面噪聲特性。

1 數值模擬方法

1.1 旋翼流場CFD計算模型

本文借助于先進的CFD方法[12]對旋翼流場進行數值模擬與分析，為噪聲計算提供高精度的流場信息。采用慣性坐標系下的三維非定常雷諾平均N-S(RANS)方程進行求解，方程的具體形式可以表達為：

(1)

本文采用二階MUSCL格式對單元內流場進行重構以獲得網格交接面兩側的流場變量，并使用低耗散的ROE格式[13]計算網格交界面上的對流通量：

(2)

1.2 旋翼氣動噪聲計算模型

目前，旋翼氣動噪聲預測方法主要是基于FW-H方程和Kirchhoff方程的噪聲分析方法。Kirchhoff方法能比較好地求解遠場預測點總氣動噪聲，但Kirchhoff公式僅適用于線性區域，要求控制面能盡量地包含所有非線性不連續區域，具有較差的魯棒性。FW-H方程物理意義明確，能比較好地計算旋翼厚度噪聲和載荷噪聲，而基于可穿透積分面的FW-H方程的提出，彌補了其計算四極子噪聲的能力不足的缺陷，因此，基于FW-H方程的噪聲分析方法正越來越成為預測噪聲的主要手段。而Farassat 1A公式是FW-H方程的時域解，能應用于實際運動物體所致聲場的計算。

本文直接給出Farassat 1A公式[14]：

(3)

(4)

(5)

(6)

上述公式都是在延遲時間下進行計算，因此在噪聲計算之前必須求得延遲時間。延遲時間τ計算公式可以表達為：

(7)

流場計算輸出氣動噪聲計算所需的積分面處的壓強等信息，噪聲計算物理量的時間導數通過中心差分方法求解，延遲時刻的載荷通過插值得到。

1.3 模型算例驗證

為檢驗本文的數值模型對直升機旋翼氣動噪聲的計算能力，選取了AH-1/OLS模型旋翼作為驗證算例。美國學者Schmitz等人[15]測量了AH-1/OLS模型旋翼多個狀態下的噪聲數據，而這些噪聲數據已被諸多學者作為其噪聲計算方法的驗證數據。選取“10014狀態”進行噪聲計算，此時槳盤傾角αTPP為1°，旋翼流場中存在明顯的槳-渦干擾(BVI)現象，可以驗證本文噪聲方法計算槳-渦干擾噪聲的能力。

從圖1可以看出，本文方法在相位和幅值上均能較為準確地計算出AH-1/OLS旋翼在該狀態下45°方位角左右的聲壓正峰值，這也正是槳-渦干擾狀態的典型特征。作為旋翼空氣動力學的一個研究重點，旋翼槳尖渦形成和運動的準確模擬至今仍比較困難，而本文方法能夠分辨出該狀態下的主要干擾點已屬難得。因此，本文方法能夠計算旋翼非定常槳-渦干擾狀態的噪聲，表明了本文方法具有計算旋翼槳-渦干擾狀態氣動性能和噪聲特性的能力。

圖1 AH-1G/OLS旋翼在典型槳-渦干擾狀態下噪聲對比

2 槳尖下反角度對旋翼懸停噪聲的影響

針對槳尖下反構型，詳細計算了不同下反角度對旋翼懸停噪聲的影響，考慮到槳葉的結構設計和動力學影響，研究的槳尖下反角變化范圍為0°～45°，旋翼外形為某型號旋翼的縮比模型，槳尖下反則從95%R處開始直線下反。觀測點位置如圖2所示。從圖3(a)可以看出，觀測位置#1和#2處的噪聲總聲壓級隨著槳尖下反角的增大而增大，這是因為#1和#2點均處于槳盤平面，該處的噪聲以旋翼厚度噪聲為主，而槳尖下反角增大(旋翼半徑不變)將使得槳葉表面積增大，進而導致旋翼的厚度噪聲增大，計算結果很準確地反映出了這一現象。此外，#3、#4、#5、#6號點處的噪聲總聲壓級則隨著槳尖下反角的增大而逐漸減小，其中槳尖下反45°時，旋翼噪聲降低約1dB。需要指出的是，懸停狀態下，槳尖馬赫數約為0.6左右，旋翼載荷和壓縮性較小，旋翼噪聲本身不大，采用槳尖下反得到的噪聲降幅實屬難得，這表明槳尖下反角對降低旋翼噪聲是行之有效的。從圖3(b)可以看出，槳尖下反旋翼在高速狀態下的降噪效果與低速狀態下相近，表明槳尖下反對高速脈沖噪聲影響不大。

圖2 懸停觀測點位置

圖3 懸停狀態下槳尖下反角度對旋翼噪聲的影響

借助所建立的旋翼氣動分析模型，分析槳尖下反降噪的氣動機理，為了減少計算量，選取下反角0°、20°和45°三副旋翼進行對比分析。圖4給出了不同槳尖下反角旋翼的渦流場情況，從圖中可以看出，槳尖下反使得旋翼槳尖渦遠離槳盤平面，同時，槳尖渦強度也有所減弱，這對降低直升機旋翼槳-渦噪聲具有積極意義。

圖4 不同槳尖下反角旋翼渦流場計算結果

3 槳尖下反角度對旋翼前飛噪聲的影響

3.1 近場噪聲

為進一步分析研究下反角度對前飛狀態下旋翼氣動噪聲的影響規律，對槳尖下反角0°、20°、45°三副旋翼的氣動噪聲進行了計算。旋翼槳葉片數為5片，計算狀態為直升機斜下降狀態，即典型的槳-渦干擾狀態：以-6°下滑角進行斜下降飛行，V=125km/h，Mtip=0.635。該飛行狀態也接近于直升機噪聲適航進場狀態。

采用噪聲輻射球弧面云圖來表示旋翼近場噪聲的大小和方向，球半徑為4R，槳轂位于球心。圖5給出了三副旋翼的噪聲(單位：dB)輻射云圖對比。從圖中可以明顯地看出，旋翼的前下方和前行側下方噪聲集中，噪聲水平最高，表明這些區域出現了典型的槳-渦干擾，其氣動噪聲含有大量BVI噪聲成分。另外，在噪聲最大的區域里，槳尖下反20°和下反45°旋翼的噪聲水平要明顯低于無下反槳尖旋翼，而槳尖下反45°旋翼的降噪效果更加顯著，這表明槳尖下反能夠有效地降低旋翼的槳-渦干擾噪聲。這是因為槳尖下反會使得槳尖渦在一定程度上遠離槳盤平面，且槳尖渦強度也有所減小，這兩方面原因均會減弱槳-渦干擾的強度，進而降低旋翼槳-渦干擾噪聲。

圖5 三副旋翼的噪聲輻射云圖(從上到下依次為槳尖下反角0°、20°、45°)

進一步對旋翼前方噪聲水平高的區域進行分析。圖6給出了三副旋翼在該計算狀態下的噪聲差值云圖。其中，緯線方向坐標為方位角，范圍為90°～270°；經線方向坐標為噪聲傳播方向與槳盤平面夾角，范圍為0°～70°。從圖中可以看出，噪聲降低區域集中在槳盤斜下方，尤其在前行側最為明顯，隨著下反角度增加，降噪區域擴大到后行側，噪聲最大差值增加，并向下方移動，其中，噪聲降低最大量約為4dB。在噪聲差值最大的區域取點1和點2進行噪聲時間歷程的對比分析，如圖7所示。圖中給出了在一個旋轉周期內，兩點處聲壓值隨方位角的變化對比，可以看出每片槳葉轉過約75°發生強的槳-渦干擾，聲壓出現正峰值，在兩次峰值之間有幾個次峰值，是多個干擾點引起的槳-渦干擾現象。隨著下反角增加，槳-渦干擾次數基本不變，聲壓正峰值明顯降低，這表明帶下反槳尖旋翼通過減弱槳-渦干擾強度來降低BVI噪聲。

圖6 三副旋翼的噪聲差值對比

3.2 遠場噪聲

為研究槳尖下反旋翼對地面附近噪聲的影響，計算了全尺寸旋翼的進場噪聲。觀測點陣列垂直于旋翼飛行方向，以飛行方向為中心線，布置在0m、+25m、+50m、+75m、+100m、+150m等側向位置，共計11個。旋翼半徑為6.75m，距離觀測點的水平距離為120m，垂直距離為120m。圖8給出了三副旋翼的噪聲水平對比結果。從圖中可以看出，在該飛行狀態下，槳尖下反旋翼仍然能夠有效地降低旋翼對地面的噪聲影響，噪聲最大降低量約1.5dB。

接下來，對旋翼大速度水平前飛狀態下的噪聲進行數值計算，計算狀態為：以250km/h的速度進行水平飛行。該飛行狀態接近于直升機噪聲適航飛越狀態。觀測陣列距離槳轂中心的水平距離為120m，垂直距離為150m。圖9給出了三副旋翼的飛越噪聲對比，從圖中看出無下反槳尖旋翼和槳尖下反20°旋翼的噪聲水平基本相當，槳尖下反45°旋翼噪聲最低，它在后行側附近有一定降噪效果。

圖7 #1和#2處聲壓值隨方位角的變化

圖8 不同側向位置處測點處噪聲對比

圖9 水平前飛狀態不同側向位置處測點的噪聲對比

4 結論

本文針對下反槳尖旋翼降噪特性開展了數值研究，通過對計算結果進行分析，獲得了以下結論：

1)懸停狀態下，槳尖下反對旋翼厚度噪聲影響較小，但能夠在一定程度上減弱載荷噪聲，從而降低總的噪聲水平。在正常懸停狀態下，下反槳尖旋翼噪聲降幅可達1dB。

2)前飛狀態下，下反槳尖旋翼具有良好的降噪效果，通過減弱槳-渦干擾強度有效地減小BVI噪聲。相對于無下反槳尖旋翼，下反45°槳尖旋翼的近場噪聲在某些區域可降低4dB，遠場地面噪聲可降低約1.5dB。

3)僅從空氣動力學的角度考慮，下反45°槳尖旋翼不論在懸停狀態還是前飛狀態下的降噪能力都更為顯著。

[1] GOLUB R A, WEIR D S, TRACY M B．Application of the baseline ROTONET system to the prediction of helicopter tone noise[R]．AIAA-89-1135，1986.

[2] POLACSEK C，LAFON P．High-speed impulsive noise and aerodynamic results for rectangular and swept rotor blade tip tests in S1-Modane wind tunnel[C]．17th European Rotorcraft Forum, Berlin, 1991.

[3] PRIEUR J, LAFON P, CAPLOT M, et a1．Aerodynamics and acoustics of rectangular and swept rotor blade tips[J]．Journal of the American Helicopter Society, 1989, 34(1): 42-51.

[4] Robinson K, Brocklehurst A. BERPⅣ: aerodynamics, performance and flight envelope[C]. 34th European Rotorcraft Forum, 2008.

[5] Alan B, Earl P N D. Experimental and numerical study of the British Experimental Rotor Programme Blade[R]. AIAA-90-3008-CP.

[6] Hasegawa Y, Katayama N, Kobiki N, et al. Experimental and analytical results of whirl tower test of ATIC full scale rotor system[C]. 57th American Helicopter Society Annual Forum, 2001.

[7] Murashige A, Kobiki N, Tsuchihashi A. Second ATIC aeroacoustic model rotor test at DNW[C]. 26th European Rotorcraft Forum, 2000.

[8] 招啟軍, 徐國華. 新型槳尖旋翼懸停氣動性能試驗及數值研究. 航空學報[J]. 2009, 30(3):422-429.

[9] 王 博, 招啟軍, 樊楓, 趙國慶, 徐國華. 改進型CLOR槳尖旋翼懸停狀態氣動噪聲特性試驗與預估分析[J]. 空氣動力學學報, 2013, 31(4):454-461.

[10] 宋文萍，韓忠華，王立群,等，旋翼槳尖幾何形狀對旋翼氣動噪聲影響的定量計算分析]J].計算物理，2001, 18(006)：569-572．

[11] 曹亞雄，樊 楓，林永峰等，先進槳尖旋翼懸停噪聲計算與試驗研究[C]．第三十一屆中國直升機年會，2015．

[12] 樊 楓, 史勇杰, 徐國華, 剪刀式尾槳懸停狀態氣動力及噪聲特性計算研究[J]. 航空學報, 2013, 34(9): 2100-2109.

[13] Roe P L. Approximate Riemann solvers, parameter vectors, and difference schemes[J]. Journal of Computational Physics, 1981, 43(2): 357-372.

[14] Farassat F, Succi G P. The prediction of helicopter rotor discrete frequency noise[J]. Vertica, 1983, 7(4): 309-320.

[15] Boxwell D A, Schmitz F H, Splettstoesser W R, el al. Model helicopter rotor high speed impulsive noise-measured acoustics and blade pressures[C]. The 9th European Rotorcraft Forum, 1983.