旋翼槳-渦干擾噪聲特性風洞試驗研究

2023-07-12 01:12:52劉向楠劉少騰周國成邵天雙陳寶

實驗流體力學 2023年3期

劉向楠，劉少騰，周國成，邵天雙，陳寶

1.中國航空工業空氣動力研究院，哈爾濱 150001

2.中國航空工業空氣動力研究院低速高雷諾數航空科技重點實驗室，哈爾濱 150001

3.中國航空工業空氣動力研究院黑龍江省空氣動力噪聲及其控制重點實驗室，哈爾濱 150001

0 引言

直升機由于具有垂直起降、懸停等功能，被廣泛應用于運輸、巡邏、救援、旅游等領域，但其飛行高度較低，對地面的噪聲輻射較大，這成為制約其應用的主要問題。美國聯邦航空局（FAA）和國際民用航空組織（ICAO）已經把噪聲相關環保問題提高到與飛行安全同等重要的地位。直升機噪聲分為外部噪聲和艙內噪聲。外部噪聲主要是旋翼氣動噪聲。復雜的氣動環境導致了旋翼氣動噪聲組成的多樣性，如厚度噪聲、載荷噪聲、高速脈沖噪聲、槳-渦干擾（BVI）噪聲和寬帶噪聲等。其中，BVI 噪聲由直升機主旋翼槳葉切割脫落渦形成，是直升機在前飛狀態時的主要輻射聲源，一直是直升機旋翼氣動聲學研究的重點[1]。

針對BVI 噪聲特性的研究主要有計算和試驗2 種方法。BVI 噪聲計算的準確性很大程度上依賴于槳葉脈動載荷分布的計算精度。早期的升力線理論過于簡化，導致計算結果不理想[2]；CFD 方法中的數值耗散和嵌套網格交接面插值誤差都會使得旋翼的尾跡快速耗散，導致尾跡捕捉能力不足，同時求解所需的巨大計算資源和時間成本使得全流場模擬難以應用在BVI 噪聲問題的研究中[3-4]。雖然近年來兼具計算精度和效率的數值模擬方法得以發展，但模擬的有效性仍缺乏試驗數據的驗證[5-7]。

國外在試驗研究方面開展了較為深入的研究。早在1988 年，美國就利用BO-105 縮比模型在DNW（German-Dutch Wind Tunnels）開展了不同飛行狀態及拉力的噪聲試驗，對旋翼噪聲組成及BVI 噪聲特點進行了研究[8]。20 世紀90 年代，由歐盟多國及組織發起了HELINOISE 計劃，開展了旋翼噪聲源及BVI 噪聲輻射機理的研究[9-11]。1994 年和2001 年，美國蘭利研究中心（Langley）、德國宇航中心（DLR）、法國宇航中心（ONERA）與DNW 合作開展了HART I 和HART II 試驗，利用BO-105 模型進行了高階諧波控制（Higher Harmonic Control,HHC）和單片槳葉控制（Individual Blade Control,IBC）的降噪試驗[12-17]。2002 年，歐盟多國及相關機構啟動了HeliNOVI 項目，研究了尾槳噪聲特性及旋翼和尾槳干擾的噪聲特性[18-19]。我國開展旋翼氣動噪聲試驗研究較晚，同時由于試驗設施和試驗能力不足，對旋翼噪聲特性的研究大多針對懸停狀態，鮮有涉及前飛狀態[20-21]。對BVI 噪聲的研究大多在懸停消聲室采用基于渦發生器產生的渦與槳葉模型之間的干擾來實現[22-23]，這種方法雖然簡單，易于實現，但與實際BVI 現象有所不同，不能準確模擬旋翼BVI 噪聲特性。

鑒于此，本文在中國航空工業空氣動力研究院（簡稱氣動院）的大型低速聲學風洞（FL-10）中開展旋翼前飛狀態BVI 噪聲特性試驗研究，建立基于旋翼下滑角的旋翼氣動噪聲傳播特性測量方法，并利用氣流內測量陣列，開展4 m 直徑的BO-105 主旋翼縮比模型噪聲試驗，研究不同飛行狀態下BVI 噪聲傳播特性，并對典型狀態下噪聲聲壓（p）-時間歷程及頻譜數據進行分析。

1 試驗設備

1.1 噪聲風洞

試驗在氣動院FL-10 風洞進行。該風洞是一座開閉口兩用回流式風洞，風洞試驗段長20 m、寬8 m、高6 m，開口試驗段最大風速85 m/s。配備全消聲室，具有良好的聲學測試環境，能夠滿足航空飛行器低噪聲設計對大尺寸模型氣動噪聲風洞試驗的需求。如圖1 所示。

1.2 旋翼試驗臺

試驗臺由試驗臺架系統、測量系統、控制與監視系統等組成。旋翼氣動力采用六分量應變天平測量，扭矩采用單分量應變天平測量。六分量應變天平和單分量應變天平載荷見表1，其中：Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz分別為六分量應變天平所測阻力、升力、側力、滾轉力矩、偏航力矩和俯仰力矩，Mk為單分量應變天平所測扭矩。

表1 六分量應變天平和單分量應變天平載荷Table 1 Measurement range of six-component and single-component strain-gage balance

1.3 噪聲采集陣列

噪聲采集陣列位于氣流內，呈U 字形。陣列安裝在移測架上，沿氣流方向最大移動范圍為10 m。陣列截面設為對稱翼型，以減少對氣流的干擾。為避免陣列移動時與旋翼臺互相干涉，陣列分成2 部分，每部分各包含11 個B&K1/4 inch（1 inch=2.54 cm）傳聲器。傳聲器均布在陣列上，間隔0.4 m。傳聲器前端安裝低噪聲鼻錐以減小氣流對傳聲器的影響。在旋翼天平整流罩90°和270°方位安裝2 個表面傳聲器，以觀察陣列移動對噪聲的影響。如圖2 所示。

圖2 傳聲器分布（順氣流方向觀看）Fig.2 Microphone positions (looking upstream)

1.4 旋翼模型

旋翼系統如圖3 所示。旋翼模型為BO-105 主旋翼40%縮比模型，直徑4 m，預錐角2.5°；槳葉線性負扭轉8°，弦長0.121 m，翼型為NACA23012；旋翼實度0.077，逆時針旋轉（俯視）。

圖3 旋翼系統Fig.3 Rotor system

2 試驗方法和試驗內容

2.1 試驗方法

試驗時，槳轂中心距風洞噴口7 m（主軸傾角αs=0°時），槳盤平面位于風洞軸線上方1 m，旋翼額定轉速為1 050 r/min，槳葉通過頻率（BPF）為70 Hz，懸停槳尖馬赫數為0.641。陣列以αs=0°時槳轂中心位置為零點（x=0）。不同試驗狀態下，噪聲測量陣列由上游4.5 m（x=4.5 m）處移動到下游4.5 m（x=-4.5 m）處，每間隔0.5 m 采集旋翼噪聲數據，采集頻率為40 960 Hz，采樣時間為10 s。試驗設置如圖4 所示。

圖4 試驗設置（側視圖）Fig.4 Experimental setup (side view)

2.2 試驗內容

試驗模擬旋翼在自由流內中速飛行時的爬升、平飛和斜下降狀態，直升機下滑角θFT從6°到-6°，風速從20 m/s 到33 m/s。試驗采用“槳轂力矩最小”配平方式，固定主軸傾角，配平垂向力系數Cw=0.004 4，槳轂力矩為0。在每個試驗狀態下，氣流內測量陣列從上游4.5 m 處移動到下游4.5 m 處，沿氣流方向共采集19 個位置的旋翼噪聲數據。

在開口風洞中試驗時，由于射流邊界的存在，導致旋翼下洗流的偏移量大于自由流飛行狀態。風洞試驗時，為了獲得旋翼自由流飛行狀態下的噪聲特性，須計算由射流邊界產生的氣流偏移量。定義該偏移量為誘導角 Δα，則旋翼在自由流中的下滑角與風洞試驗時的主軸傾角αs有如下關系：

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采用Heyson 方法[24-27]計算 Δα，假設旋翼的尾流由有限條半無限長偶極子線構成，分別考慮垂向偶極子線和縱向偶極子線的干擾因子，然后將各條偶極子線的誘導干擾作用疊加，得到整個槳盤的干擾因子。

根據Cw和旋翼模型尺寸及其在風洞中的位置等參數，計算得到槳盤中心處的干擾速度值：

式中：Δw 和Δv 分別為槳盤中心處垂向和縱向干擾速度；δw,L、δw,D為垂向誘導速度產生的洞壁干擾因子；δv,L、δv,D為縱向誘導速度產生的洞壁干擾因子；Am為旋翼槳盤面積；AT為風洞橫截面積，w0、v0分別為旋翼中心垂向和縱向誘導速度。于是有：

根據θFT即可得到對應的αs，而后可以根據自由流飛行狀態確定對應的風洞試驗狀態，如表2 所示。

表2 風洞試驗狀態Table 2 Matrix of test in wind tunnel

2.3 傳聲器校準

為了保證噪聲測量的精準度，采用互易法[28]（reciprocity calibration）對傳聲器進行校準，并在聲學風洞中對不同類型的鼻錐性能進行了測試。如圖5 所示，傳聲器安裝在前掠的低噪聲氣流內支架上，標準聲源發聲，對不同風速、不同類型鼻錐進行性能測試。結果表明：GRAS 鼻錐具有較低的自噪聲，可用于氣流中旋翼噪聲的測量。

圖5 風洞鼻錐性能測試Fig.5 Wind tunnel test setup for nose cone performance test

3 試驗結果與分析

3.1 背景噪聲

試驗背景噪聲是在相應風速下不安裝槳葉、槳轂以額定轉速（1 050 r/min）旋轉的條件下采集的。

圖6 不同陣列位置時的背景噪聲頻譜對比Fig.6 Comparison of background noise spectra at different positions of array

圖7 為下滑角6°、前進比0.150 時，陣列在x=0 時傳聲器1 與傳聲器11 的噪聲及相應背景噪聲頻譜對比圖。從圖中可以看出：頻譜的中低頻段主要為脈沖噪聲，高頻段主要為寬頻噪聲。在整個頻譜內，旋翼噪聲水平明顯高于背景噪聲，說明旋翼噪聲的測量具有較高的信噪比，測量結果可靠。

圖7 旋翼噪聲與背景噪聲頻譜對比Fig.7 Spectra comparison between rotor noise and background noise

圖8 為未安裝槳葉、槳轂以額定轉速旋轉、風速33 m/s、陣列在不同位置時天平整流罩上傳聲器23 的噪聲頻譜圖。從圖中可以看出：其噪聲頻譜對陣列位置的變化并不敏感，說明陣列自身不會產生額外的背景噪聲。

圖8 陣列不同位置時傳聲器 23 的頻譜對比Fig.8 Comparison of mic 23 spectra at different positions of array

3.2 不同下滑角時槳-渦干擾噪聲特性

圖9 為陣列在x=0、不同下滑角時對應的傳聲器7 的聲壓-時間歷程曲線，圖10 為對應的頻譜圖。從圖9 可以看出，與下滑角為-6°時相比，下滑角為6°時產生了明顯的聲壓脈沖，由于此時前行側槳尖馬赫數為0.74，未產生激波，所以此聲壓脈沖信號主要成分不是高速脈沖噪聲而是BVI 噪聲。從圖10可以看出：BVI 噪聲在頻譜上表現為明顯的離散噪聲，且主要集中在6～40 階諧波頻率（“中頻”）部分。這與文獻[1]中采用氣流外測點測量旋翼噪聲特性及對BVI 噪聲頻譜特性分析的結果是一致的，也在一定程度上說明了本次試驗對BVI 噪聲測量及分析的有效性。

圖9 不同下滑角時噪聲聲壓-時間歷程對比（傳聲器 7，x=0，μ=0.150）Fig.9 Spectra comparison between different descent angles (mic 7,x=0,μ=0.150)

圖10 不同下滑角時噪聲頻譜對比（傳聲器 7，x=0，μ=0.150）Fig.10 Spectra comparison between different descent angels (mic 7,x=0,μ=0.150)

以6～40 階諧波頻率進行聲壓級積分來表示BVI 噪聲強度。圖11 為前進比0.150 時不同下滑角槳盤下方的中頻聲壓級云圖，圖中，v 為來流風速，黑色圓表示旋翼所在位置，箭頭表示旋翼旋轉方向。從圖中可以看出：垂向力系數相同時，旋翼BVI 噪聲的產生受下滑角的影響非常明顯。在下滑角為-6°～6°時，隨著旋翼下滑角增大，BVI 噪聲聲壓級逐漸增強。6°下滑角時噪聲增強最為明顯，在前行側和后行側下方都出現了較強的BVI 噪聲，且前行側槳盤區域較大，主要集中在槳盤上游和槳盤下方，后行側槳盤較小，主要集中在槳盤下游。這主要是因為隨著下滑角增大（-6°～6°），旋翼尾跡傾斜并靠近槳盤平面，使得槳盤平面發生BVI 的位置增多，且在前行側發生BVI 的位置比后行側更多。

圖11 不同下滑角時中頻聲壓級云圖（μ=0.150，Cw=0.004 4）Fig.11 Mid frequency sound pressure level contour at different descent angles (μ=0.150,Cw=0.004 4)

前行側最大聲壓級位置出現在下滑角6°、x=-0.5 m、傳聲器 9 處，位于前行側槳盤下方；后行側最大聲壓級位置出現在下滑角6°、x=-2.5 m、傳聲器 15 處，位于后行側槳盤后下方。圖12 為2 個陣列位置中頻聲壓級隨下滑角變化曲線圖。從圖中可以看出：總體上前行側聲壓級大于后行側，隨著下滑角增大，2 處聲壓級都逐漸增大；在下滑角-6°～3°時，由于后行側還未出現明顯的BVI 噪聲，前、后行側聲壓級差量較大；在下滑角為6°時，前后行側均出現了較嚴重的BVI 現象，聲壓級均明顯增大，前行側達到112.2 dB，后行側也達到了110.7 dB。

圖12 中頻聲壓級隨下滑角變化曲線（μ=0.150）Fig.12 Sound pressure level as a function of descent angel (μ=0.150)

3.3 不同前進比下的槳-渦干擾噪聲特性

圖13 為6°下滑角、不同前進比下的中頻聲壓級積分云圖。從圖中可以看出：前進比為0.092 時，旋翼還未產生明顯的槳-渦干擾噪聲；隨著風速增大，前進比達到0.138 時，前行側出現了較明顯的BVI噪聲；當前進比達到0.150 時，后行側槳盤下游出現了較明顯的BVI 噪聲。這說明BVI 發生的位置受前進比影響較為明顯，前進比不同，BVI 在前行側與后行側分布也不同。從圖13 還可以看出：隨著前進比增大，BVI 噪聲的傳播有向槳盤下游偏移的趨勢。這是因為隨著前進比增大，旋翼尾跡渦線向槳盤下游移動，導致BVI 發生的位置向后移動。