變距四旋翼飛行器氣動力及噪聲特性計算研究

趙俊 李志彬

摘要：基于計算流體力學（CFD）建立了適用于多旋翼飛行器的流場計算模型，采用嵌套網格方法模擬旋翼運動、雙時間方法進行時間推進，分析變距四旋翼飛行器的氣動力特性。在此基礎上，采用FW-H（Ffowcs Williams-Hawkings）方程計算了變距四旋翼飛行器的噪聲特性（包括考慮和不考慮旋翼間氣動干擾兩種情況）。計算結果表明，由于旋翼間的氣動干擾，致使變距四旋翼的載荷噪聲較大，進而導致總噪聲較大。在對變距四旋翼飛行器噪聲進行仿真時，考慮旋翼間氣動干擾是必要的。

關鍵詞：變距四旋翼；計算流體力學；FW-H方程；噪聲特性；氣動干擾

中圖分類號：211.52文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.04.008

基金項目：航空科學基金（20200057002001）；國防基礎科研計劃資助（JCKY2019205D002）

相比于固定翼飛機，多旋翼飛行器可以實現定點懸停、垂直起降，具有機動性高的特點；相比于常規直升機，它具有尺寸小、結構簡單、操控簡單和成本低的特點。這些特征使得多旋翼飛行器得到迅猛發展，工業和商業應用領域的需求逐年增長[1-2]。

為了提高多旋翼飛行器的續航時間和可靠性，了解旋翼的氣動性能對初步設計、氣動優化、結構分析和控制設計具有重要意義[3-4]。此外，商用多旋翼飛行器可能會在人口密集的地區飛行，其產生的氣動噪聲也會引起周圍社區的關注[5-6]。因此，針對目前多旋翼飛行器對旋翼的高要求，對旋翼的氣動和聲學性能進行研究是非常必要的。

與單旋翼直升機相比，多旋翼構型中旋翼與旋翼間的相互作用現象嚴重，導致尾跡流場高度復雜。此外，旋翼間的相互作用效應可能會引起明顯的升力波動以及噪聲水平的變化。因此，需要對旋翼干擾作用引起的尾跡非定常特性進行深入研究，為低噪聲多旋翼系統的設計提供技術基礎。

在國外，先前關于多旋翼飛行器的氣動及聲學特性研究大多采用試驗方法進行，并且集中于氣動方面。C. Russell等[7]測量獲得了商用多旋翼模型在不同風速、旋翼轉速和飛行器姿態下的性能。D. Shukla等[8]研究了多旋翼無人機復雜的氣動特性，并利用流動可視化和高速立體粒子圖像測速法（PIV）獲取了詳細的流體結構、渦旋演變以及渦旋之間的相互作用。S. Yoon等[9]用分離渦模擬方法研究了懸停狀態下傾轉旋翼機的氣動干擾作用。N. W. Intaratep等[10]測量了一架四旋翼飛行器的氣動力和聲學特性，雖然他們對比分析了四旋翼飛行器設置為1、2和4副旋翼時聲學特性的區別，但沒有分析出旋翼間的氣動干擾對聲學特性的影響。在國內，楊璐鴻[11]開展了縱列式六旋翼大載荷無人機氣動特性數值模擬及其優化研究。T. Zhou等[12]采用試驗測量與數值預測相結合的方法，研究了旋翼間距對雙旋翼構型的氣動性能和噪聲特性的影響，但是仍然缺乏考慮氣動干擾的前后對比分析。

1計算方法

1.1流場計算方法

多旋翼構型中旋翼與旋翼間的相互作用現象嚴重，導致多旋翼飛行器的流場高度復雜。計算中采用慣性坐標系下的三維非定常雷諾平均N-S（Navier-Stokes）方程作為主控方程。

在流場計算時，對網格單元內流場變量進行重構時采用二階MUSCL（monotone upwind schemes for scalar conservation laws）格式，計算網格交界面上對流通量時采用低耗散的Roe格式，模擬流場的高度非定常效應時采用雙時間法。同時，湍流模型采用S-A（spalart-allmaras）一方程模型。采用無窮遠處無干擾流場作為初始條件，以無滑移邊界條件為物面處的運動學邊界條件[13]。

為提高流場計算效率，在雙時間法中的偽時間步引入高效的LU-SGS隱式時間格式來加快流場求解的收斂速度；同時，采用OpenMP并行策略對流場的求解過程進行加速處理。

采用嵌套網格技術對多旋翼飛行器流場空間進行離散。根據旋翼槳葉幾何特點，采用“平鋪法”生成C-O或CH型槳葉三維網格[13]。背景網格采用笛卡兒網格類型，在旋翼位置進行網格局部加密。

1.2聲學計算方法

以上公式的詳細推導和參數定義可參見參考文獻[14]，噪聲計算中選取槳葉貼體網格作為聲源積分面，聲源面隨槳葉運動，聲源面的輸入參數由流場中獲得。F 1A公式易于求解、物理意義明確，被廣泛應用于直升機旋翼、螺旋槳等旋轉葉片的聲學研究中。

1.3計算方法驗證

本文選取中國直升機設計研究所在中國空氣動力研究與發展中心4m×5.5m聲學風洞的旋翼試驗數據對計算結果進行驗證。試驗中采用2m級直徑模型旋翼，測量了旋翼的性能數據和噪聲數據。模型旋翼有5片槳葉，槳葉弦長0.062m，槳尖拋物線后掠，采用線性扭轉。傳聲器陣列以槳中心為球心，測量距離為5倍旋翼半徑。

圖1給出了懸停狀態下不同觀測點處聲壓歷程的計算值與試驗值對比（拉力系數CT=0.014）。

從圖1中可以看出，本文建立的旋翼噪聲計算模型計算得到的觀測點處的聲壓歷程與試驗值吻合得很好，表明了本文建立方法對孤立旋翼噪聲計算的有效性。

目前，國內外可供對比的多旋翼飛行器試驗數據較少，本文選取了參考文獻[15]中的共軸雙旋翼為驗證算例。參考文獻[15]采用Helios和RCAS進行共軸雙旋翼流場計算，噪聲計算則采用PSU-WOPWOP程序。本文以參考文獻中的某一前飛狀態為算例，對比結果如圖2所示。從圖中可以看出，計算的聲壓時間歷程與文獻值在相同的時間內聲壓周期是一致的，雖然部分區域的聲壓有一定的差別，但整體的峰峰值相差不大，說明本文建立的方法能夠有效地計算雙旋翼間的氣動干擾噪聲。

2計算分析

2.1變距四旋翼計算模型

本節針對中國直升機設計研究所研制的20kg級變距四旋翼進行研究。變距四旋翼包括4副旋翼，每副旋翼兩片槳葉，如圖3所示。

根據旋翼槳葉幾何特點，采用“平鋪法”生成圍繞槳葉的C-H型貼體網格。圖4給出了變距四旋翼計算網格系統。槳葉網格數為185×47×87，背景網格數為367×169×357。

旋翼半徑為0.825m，翼型為SD7032，轉速為700r/min，相鄰旋翼中心間距為1.76m。采用變扭轉角和變弦長設計，弦長雷諾數為1.64×105。槳葉只有總距控制，無周期變距，無揮舞鉸，擺振自由。旋翼編號和飛行姿態如圖5所示，其中兩幅旋翼俯視逆時針旋轉，兩幅旋翼俯視順時針旋轉，平飛時靠前的旋翼為rotor1和rotor3。計算包括懸停和小速度平飛兩個狀態，懸停時的操縱總距為10°，平飛時槳盤迎角為-5°，操縱總距為8.4°。操縱量是由單副旋翼配平5kgf（1kgf≈9.8N）升力后得到的。

為了研究旋翼間氣動干擾對變距四旋翼噪聲特性的影響，計算了兩種情況：第一種情況，不考慮旋翼間氣動干擾，將四旋翼分為四副單旋翼進行氣動力計算和噪聲計算，通過疊加獲得四旋翼的計算結果；第二種情況，考慮旋翼間氣動干擾，對完整的變距四旋翼進行建模計算分析。

2.2氣動特性分析

圖6給出了孤立旋翼拉力系數計算收斂曲線。從圖中可以看出，本文方法計算得到的低雷諾數旋翼流場結果是收斂的。懸停狀態是變距四旋翼重要的工作狀態之一，不考慮旋翼間氣動干擾的流場可認為是準定常的，因此可采用定常流場求解器進行計算。然而，真實變距四旋翼的組合流場即使在懸停狀態也是高度非定常的，為增強對比分析的置信度，兩種情況均采用非定常數值方法求解。由圖6（a）可見，懸停狀態不考慮氣動干擾的變距四旋翼拉力隨方位角變化很小，這與實際情況相符，表明本文采用非定常流場求解器計算懸停狀態是有效的。

圖7計算了變距四旋翼拉力隨方位角的變化曲線，懸停狀態下，考慮氣動干擾狀態的變距四旋翼拉力系數在方位角135°～180°和315°～360°范圍內產生了較大的脈動。從圖7（b）中可以看出，平飛狀態下考慮氣動干擾的拉力脈動量幅值較大，這都是旋翼間氣動干擾導致的。

圖8示出了懸停狀態旋翼槳葉r/R=0.625、0.8、0.97三個剖面處的法向力系數CN隨方位角的變化情況，其中R為旋翼半徑，r為剖面展向位置。由圖8可見，考慮氣動干擾時旋翼槳葉剖面CN的脈動幅值很大。在本文的計算狀態下，0.97R剖面CN的脈動幅值甚至與不考慮氣動干擾的剖面CN均值相當。因此，在對旋翼槳葉進行強度校核時，應充分考慮到由氣動干擾引起的脈動載荷。

圖9給出了平飛狀態旋翼槳葉r/R=0.625、0.8、0.97三個剖面處的法向力系數隨方位角的變化情況。由圖可見，變距四旋翼rotor1（靠前）的CN隨方位角的變化趨勢相近，但CN脈動量要略大于孤立旋翼狀態。變距四旋翼rotor2（靠后）的CN分布與rotor1存在明顯區別。在0.625R剖面，CN脈動量要小于孤立旋翼狀態，但在0.8R和0.97R兩個剖面，考慮氣動干擾的CN脈動量均大于孤立旋翼，這是因為靠后的旋翼與靠前旋翼尾跡產生氣動干擾導致的。

2.3噪聲特性分析

噪聲計算的觀測點以變距四旋翼中心形成輻射半球面，半徑為5倍旋翼半徑，將半球面以來流方向等角割圓錐投影轉換，得到聲輻射球的Lambert投影，如圖10所示。這里定義噪聲熱點區域是指噪聲級較高的觀測點區域，噪聲冷點區域是指噪聲級較低的觀測點區域。

厚度噪聲是由于旋轉槳葉的運動引起流體擾動而產生的，載荷噪聲是由作用在旋轉槳葉表面上的氣動載荷引起的壓力波動而產生的。從式（2）可以看出，影響厚度噪聲的因素主要是槳葉旋轉速度和運動速度。因此，旋翼間的氣動干擾對厚度噪聲基本無影響，主要影響的是載荷噪聲。

圖11給出了變距四旋翼的厚度噪聲云圖。由圖11可知，懸停狀態下厚度噪聲的熱點區域位于槳盤平面內，且對應的方位角在旋翼中心與飛行器中心連線的角平分線上。還可以看出，四副旋翼正下方分別存在一個噪聲冷點區域。

平飛狀態下厚度噪聲的熱點區域分布與懸停狀態相同，但是方位角0°/360°的熱點區域對應噪聲級更高。同時，還可以發現，噪聲冷點區域相比于懸停狀態有明顯變化，從4個冷點區域變為1個，并且位于變距四旋翼中心正下方。

圖12給出了懸停狀態下變距四旋翼的載荷噪聲云圖?？紤]和不考慮氣動干擾的載荷噪聲差值繪制于圖12（c）中。由圖12可知，兩種情況下的載荷噪聲熱點區域一致，均在飛行器中心的正下方。但可以看出，考慮氣動干擾情況的載荷噪聲級明顯較高。從圖12（c）中可以看出，考慮旋翼間氣動干擾情況的載荷噪聲級在所有觀測點均較大，在載荷噪聲主要傳播方向（飛行器中心下方區域）噪聲差值為3～6dB。

圖13給出了懸停狀態下變距四旋翼的總噪聲云圖。對比圖12和圖13可以看出，懸停狀態下載荷噪聲與總噪聲云圖基本相同，這是因為載荷噪聲在總噪聲中占主導地位。從圖13（c）可以看出，懸停狀態下的總噪聲在主要傳播方向的差值為3～6dB。

圖14給出了平飛狀態下變距四旋翼的載荷噪聲云圖?？紤]和不考慮氣動干擾的載荷噪聲差值繪制于圖14（c）中。由圖可知，兩種情況下的載荷噪聲熱點區域一致，均在飛行器飛行方向的斜下方區域。但可以看出，考慮氣動干擾情況的載荷噪聲級明顯較高。從圖14（c）中可以看出，考慮氣動干擾的計算結果在絕大部分觀測點均較大。載荷噪聲差值最大區域位于槳盤夾角20°、方位角90°和270°附近，差值能夠達到8.4dB。在載荷噪聲主要傳播方向上差值為2～3dB。

圖15給出了平飛狀態下變距四旋翼的總噪聲云圖。對比圖14和圖15可以看出，平飛狀態下載荷噪聲與總噪聲云圖基本相同，這是因為載荷噪聲在總噪聲中占主導地位。從圖15（c）可以看出，平飛狀態下的總噪聲最大差值達到7.5dB，略小于載荷噪聲最大差值，這是由疊加厚度噪聲導致的。在載荷噪聲主要傳播方向上差值為2～3dB。

圖16計算了噪聲熱點區域觀測點位置處的聲壓級頻譜，圖中縱坐標為聲壓級SPL。從圖中可以看出，考慮氣動干擾的情況在前幾階諧波頻率上的噪聲級較大。

3結論

通過研究，可以得出以下結論。

（1）無論在懸停還是平飛狀態下，考慮氣動干擾的變距四旋翼拉力脈動量要大于不考慮氣動干擾的情況。在對旋翼槳葉進行強度校核時應充分考慮到由氣動干擾引起的載荷變化。

（2）在兩種飛行狀態下，變距四旋翼的載荷噪聲在總噪聲中占主導地位。懸停狀態下總噪聲主要傳播方向位于飛行器中心的正下方，5R處最大噪聲級為77.2dB，平飛狀態下總噪聲主要傳播方向位于飛行器飛行方向的斜下方，5R處最大噪聲級為80.4dB。

（3）考慮和不考慮旋翼間氣動干擾對變距四旋翼噪聲的主要傳播方向影響不大，但考慮氣動干擾時旋翼拉力脈動量的增大導致總噪聲增大，在主要傳播方向上的增大可達到6dB。因此，在對變距四旋翼飛行器噪聲進行仿真時，考慮旋翼間氣動干擾是必要的。

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Computational Research on Aerodynamic and Noise Characteristics of Variable Pitch Quadrotor Aircraft

Zhao Jun，Li Zhibin

Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics Laboratory，China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001，China

Abstract： In order to analyze the aerodynamic force characteristics of the multi-rotor aircraft， a flow field calculation modal is established based on the computational fluid dynamics （CFD）. The nested grid method is used to simulate the blade motion， and the dual-time method is used for time propulsion. Based on this， the noise characteristics of the multi-rotor aircraft are calculated by using FW-H equation. A variable pitch quadcopter is selected for the study which considers and does not consider the aerodynamic interference between the rotors， and the aerodynamic and noise characteristics are compared and analyzed. The calculation results show that the amplitude of aerodynamic pulsation amplitude of the quadrotor is larger due to aerodynamic interference between rotors. The intensity characteristics of the quadrotor will be overestimated if the aerodynamic interference between rotors is not considered. The load noise of the quadrotor plays a dominant role in the total noise， whether it is hovering of flying flat. Because of the aerodynamic interference between the rotors， the load noise of the quadrotor aircraft is larger， which leads to the larger total noise. It is necessary to consider aerodynamic interference between rotors when simulating the noise of quadrotor aircraft.

Key Words：variable pitch quadrotor；computational fluid dynamics；FW-H equation；noise characteristic； aerodynamic interference