渦槳飛機螺旋槳氣動噪聲特性試驗研究

耿 欣 胡天翔 周若君 劉文波 劉沛清*

(1. 北京航空航天大學(xué)陸士嘉實驗室(航空氣動聲學(xué)工信部重點實驗室)， 北京 100191；2. 航空工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院, 西安 710089)

0 引言

隨著航空公司短途航線由渦扇發(fā)動機轉(zhuǎn)向渦輪螺旋槳發(fā)動機，以及機場周邊噪聲污染的限制越來越嚴格，商用螺旋槳飛機的聲學(xué)特征正成為關(guān)鍵的設(shè)計參數(shù)。新的國際民用航空組織(ICAO)噪聲標(biāo)準(zhǔn)在第1卷第14章的附件16中，將有效感知噪聲水平的嚴格程度提高了7 dB，并適用于2020年后55 t以下的螺旋槳飛機。此外，螺旋槳附近的外部噪聲源會通過結(jié)構(gòu)部件傳遞到客艙內(nèi)部，從而影響乘客的舒適度。雖然小型的螺旋槳飛機產(chǎn)生的噪聲可以忽略，但對于較大的螺旋槳飛機，機艙內(nèi)噪聲和社區(qū)噪聲仍是一個值得關(guān)注的問題，尤其是葉尖螺旋馬赫數(shù)在超聲速條件下工作的高效率槳扇發(fā)動機。在螺旋槳飛機的發(fā)展過程中，由螺旋槳引起的嚴重氣動噪聲和振動問題已成為一個研究的熱點。

在引進噴氣發(fā)動機后，螺旋槳的發(fā)展遲滯了幾十年，直到20世紀70年代美國國家航空航天局(NASA)恢復(fù)螺旋槳的研究活動，并開始進行先進渦輪螺旋槳項目(Advanced Turboprop Project，簡稱ATP)，旨在探索客運飛機先進螺旋槳的發(fā)展?jié)摿ΑＳ蒒ASA及其合作伙伴提議并命名為“propfan”的先進螺旋槳概念于1975年發(fā)布，比ATP項目正式啟動提早了一年。然后對單旋轉(zhuǎn)螺旋槳和對旋螺旋槳的空氣動力學(xué)和氣動聲學(xué)設(shè)計進行了廣泛的研究，最終在McDonnell Douglas和波音飛機上進行了全尺寸對轉(zhuǎn)開式轉(zhuǎn)子(contra-rotating open rotors，簡稱CRORs)的飛行試驗。與此同時，歐洲空中客車公司在20世紀80年代早期開始了與螺旋槳相關(guān)的研究。在整個20世紀90年代，這種情況一直持續(xù)，歐盟資助的研究項目SNAAP、GEMINI、GEMINI II和APIAN主要研究集中在翼裝螺旋槳構(gòu)型中螺旋槳與機體相互作用產(chǎn)生的影響。自2000年代中期以來，航空旅行對全球變暖的影響越來越大，航空公司利潤率面臨的壓力越來越大，人們對螺旋槳技術(shù)的關(guān)注再次重燃。未來的飛機設(shè)計要實現(xiàn)性能上的飛躍，就需要高效的推進系統(tǒng)，先進的螺旋槳提供了一個潛在的解決方案，可以提供比渦扇發(fā)動機更高的推進效率。然而，使用螺旋槳有兩個主要的缺點：限制飛機的巡航速度和相對較高的噪聲排放。

螺旋槳是螺旋槳飛機部件中最主要的噪聲源，其流動特性也是較為復(fù)雜的。螺旋槳槳葉附近的流動從本質(zhì)上來講是三維流場結(jié)構(gòu)，不僅是因為槳轂的存在引起來流的徑向位移，也是由于沿徑向的當(dāng)?shù)貕毫Ψ植紝?dǎo)致的。關(guān)于流場的渦系結(jié)構(gòu)，本質(zhì)上有三個渦量較強區(qū)域：槳葉翼尖渦，槳葉根部馬蹄渦和尾緣渦系。葉尖渦沿著槳尖的螺旋軌跡分布且具有較強的渦量。相比之下，馬蹄渦的空間范圍要小得多。槳葉尾跡中則包含了一系列通常在一倍弦長距離內(nèi)就消失的尾緣渦。此外，還經(jīng)常會出現(xiàn)前緣渦和斜壓效應(yīng)引起的激波旋渦。對于拖拉式螺旋槳，機翼氣動面浸入螺旋槳滑流中會產(chǎn)生非定常負載，這可能導(dǎo)致振動和機艙噪聲；對于推進式螺旋槳，螺旋槳的流入受到上游支撐尾跡的干擾，導(dǎo)致葉片負載不穩(wěn)定，增加噪聲排放。

由于螺旋槳的旋轉(zhuǎn)會產(chǎn)生周期性的噪聲。周期性激發(fā)的噪聲組成包括厚度噪聲和(非)定常載荷噪聲。厚度噪聲是由周期性通過螺旋槳葉片的體積所引起的空氣位移而產(chǎn)生的；定常載荷噪聲是由產(chǎn)生升力和阻力(即推力和扭矩分量)的槳葉壓力場所決定的；非定常載荷噪聲是由不斷入射的非均勻流動引起的。而寬頻帶噪聲往往是由槳葉與湍流相互作用引起槳葉載荷的隨機變化導(dǎo)致的。

本文針對民用渦槳支線客機的螺旋槳噪聲問題及其中涉及到的各個物理問題，開展了氣動聲學(xué)風(fēng)洞實驗研究，并利用片條理論氣動性能預(yù)測方法與實驗結(jié)果進行了對比分析。為進一步研究螺旋槳氣動噪聲的致聲機理和降噪技術(shù)方面的問題提供參考。

1 實驗設(shè)置

1.1 螺旋槳模型

試驗中所使用的螺旋槳為電機驅(qū)動的六葉可調(diào)距螺旋槳，在0.7R處調(diào)整安裝角，表示翼型的幾何弦線與旋轉(zhuǎn)平面之間的夾角。試驗?zāi)Ｐ桶ㄕ髡帧⒙菪龢D(zhuǎn)子兩部分，六葉螺旋槳直徑D=4.42 m，模化比7.4，即轉(zhuǎn)子模型直徑D=0.6 m，試驗?zāi)Ｐ屯庑屋喞耆M真實螺旋槳技術(shù)狀態(tài)，圖1為縮比模型槳的示意圖。葉片采用碳纖維復(fù)合材料，表面平整光滑，強度滿足需求，根部由圓柱段和倒楔組成，用于與槳轂葉組件連接，槳葉按氣動設(shè)計的剖面分為多個截面進行過渡層鋪設(shè)計。

圖1 縮比模型槳外形圖

1.2 風(fēng)洞實驗

本實驗所使用的風(fēng)洞為北航D5低湍流低噪聲氣動聲學(xué)風(fēng)洞。該風(fēng)洞位于北京航空航天大學(xué)沙河校區(qū)，是一座開閉兩用風(fēng)洞。開口條件下，實驗段的尺寸為1 m(寬)×1 m(高)×2 m(長)，閉口實驗段尺寸為1 m(寬)×1 m(高)×2.5 m(長)。風(fēng)洞穩(wěn)定段和實驗段的截面收縮比為9∶1。該風(fēng)洞在開口條件下最大氣流速度為80 m/s，在閉口條件下最大氣流速度為100 m/s。實驗段核心區(qū)湍流度小于0.08%。風(fēng)洞風(fēng)扇采用380 V交流電機驅(qū)動，載變頻器驅(qū)動下，該電機可以在0 r/min～750 r/min范圍內(nèi)實現(xiàn)無極變速。電機的最大輸出功率為210 kw。風(fēng)洞的平面結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 北航D5風(fēng)洞平面結(jié)構(gòu)圖

1.3 測量設(shè)備

實驗測量了螺旋槳產(chǎn)生的氣動力，以及遠場的聲輻射。螺旋槳性能(推力、扭矩)是通過安裝在螺旋槳和電機之間的六分量桿式應(yīng)變天平測量的。天平測力的輸出信號通過滑環(huán)裝置導(dǎo)入數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。該數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)由模數(shù)轉(zhuǎn)換器、信號放大器和數(shù)據(jù)采集計算機組成。測試采樣率為1 kHz，每個測試點的采樣時間為60 s。

用5個遠場麥克風(fēng)測量螺旋槳的聲發(fā)射信號，如圖3所示。使用Brüel & Kj?r 12通道聲振動分析系統(tǒng)測量遠場噪聲，包括一個12通道緊湊型LAN-XI模塊和1/2英寸自由場麥克風(fēng)(4189型)。自由場傳聲器靈敏度為50 mV/Pa，動態(tài)范圍為14.6 dB～146 dB。在采樣頻率為65 536 Hz的時間間隔內(nèi)，測量了聲信號50 s。遠場麥克風(fēng)陣列允許麥克風(fēng)放置在遠離螺旋槳盤幾何中心2.5 m的位置，軸向指向性角度在50°～145°(間隔5°)之間。在徑向0.7 r/R位置處槳葉角設(shè)置為36°。電機轉(zhuǎn)速恒定為2 300 rpm，自由來流速度范圍是9 m/s～35 m/s。

(a) 螺旋槳氣動性能實驗測量

(b) 螺旋槳氣動噪聲實驗測量圖3 螺旋槳風(fēng)洞實驗測量

2 氣動性能結(jié)果分析

實驗測量結(jié)果與螺旋槳片條理論(Blade element momentum theory，簡稱BEMT)預(yù)測結(jié)果對比如圖4所示。可以看出，片條理論方法對螺旋槳拉力系數(shù)的預(yù)測精度在前進比大于1.2時較為合理；由于螺旋槳的轉(zhuǎn)速是固定的，前進比的變化是通過改變來流速度來實現(xiàn)的。因此，低前進比條件對應(yīng)于葉片截面上的低雷諾數(shù)。當(dāng)前進比小于1.2時，拉力系數(shù)曲線的非線性變得更加明顯。

(a) 拉力系數(shù)對比

(b) 功率系數(shù)對比

(c) 推進效率對比圖4 螺旋槳氣動性能對比

與拉力系數(shù)吻合較好的情況相比，即使在大前進比時，片條理論預(yù)測的功率系數(shù)和推進效率也有更顯著的偏差。實驗中螺旋槳的最大推進效率位于前進比等于1.35時，而在片條理論預(yù)測結(jié)果中，由于低估了功率系數(shù)，在更大的前進比處出現(xiàn)最大推進效率。功率系數(shù)在更大的前進比時差異顯著，而拉力則被很好地預(yù)測。這表明即使在這一范圍，在片條理論分析中黏性效應(yīng)仍然被低估。

3 噪聲特性結(jié)果分析

圖5提供了聲壓級水平曲線(SPL)相對于頻率的頻譜圖。聲學(xué)測量結(jié)果還提供了電機(未安裝槳葉狀態(tài))和風(fēng)洞背景噪聲。通過比較，三種來流速度情況下，槳葉通過頻率(BPF=230 Hz)處均出現(xiàn)了離散純音尖峰，三種前進比條件下對應(yīng)的聲壓級幅值(SPL)分別為69.85 dB、74.11 dB和71.18 dB。從氣動性能曲線中拉力系數(shù)隨前進比的變化趨勢可以看出，當(dāng)前進比為0.74時，葉片處于失速狀態(tài)，表面流動相對較為復(fù)雜，拉力系數(shù)處于非線性段。同時，在此前進比下，寬帶噪聲的幅值最大，這與螺旋槳葉片表面復(fù)雜流場引起的湍流噪聲有關(guān)。在較大的來流速度下，BPF的高次諧波特征明顯。

(a) J=0.74

(b) J=0.91

(c) J=1.26圖5 在90°方位角不同來流速度下的遠場噪聲頻譜圖

圖6顯示了螺旋槳一階基頻噪聲的指向性頻譜圖(在1BPF處)。當(dāng)方位角在50°～130°之間時，隨著前進比的增加，SPL值先增大后減小。在遠場位置軸向方位角為100°時，前進比為1.09對應(yīng)的SPL值最大為74.08 dB，相比于前進比為1.43時對應(yīng)的SPL值大6.71 dB。此外，位于槳盤上游位置的總聲壓級水平大于槳盤下游位置的總聲壓級水平，主要是因為螺旋槳槳盤前后的相對速度發(fā)生了變化，導(dǎo)致了聲傳播距離的延遲和加速現(xiàn)象。

圖6 各方位角及不同來流速度條件下的遠場噪聲指向性對比圖

4 結(jié)論

通過對某型渦槳飛機六葉螺旋槳的氣動性能和聲學(xué)特性進行氣動聲學(xué)風(fēng)洞實驗研究，得到了來流速度對螺旋槳遠場噪聲的影響規(guī)律：

1)在較大來流條件下離散部分噪聲能激發(fā)出更高階的諧波噪聲，各階諧波噪聲幅值隨著諧波數(shù)增大逐漸降低；

2)當(dāng)風(fēng)速較低時寬頻噪聲聲壓級增大，這是由于在低前進比條件下，葉片處于失速狀態(tài)，拉力系數(shù)處于非線性段，與葉片表面復(fù)雜流場引起的湍流噪聲增加有關(guān)；

3)位于槳盤上游位置的總聲壓級水平大于槳盤下游位置的總聲壓級水平。