直升機涵道尾槳氣動噪聲特性風洞試驗研究

丁存偉，周國成，陳寶，仲唯貴

1.中國航空工業空氣動力研究院，哈爾濱 150001

2.黑龍江省空氣動力噪聲及其控制重點實驗室，哈爾濱 150001

3.低速高雷諾數氣動力航空科技重點實驗室，哈爾濱 150001

4.中國直升機設計研究所，景德鎮 333000

0 引 言

在直升機設計研究領域中，氣動噪聲問題已經成為一個重要的研究方向。尾槳和主旋翼是直升機氣動噪聲的主要來源，二者在噪聲主要頻率和指向性方面存在差異。尾槳氣動噪聲研究是直升機降噪設計研發的一個重要方面。涵道尾槳具有氣動效率高、安全性好、噪聲水平低等特點，在多種型號的直升機中得到應用，如法國的EC 系列，美國的科曼奇，俄羅斯的卡-60，中國的直-9、直-19、AC312 等機型[1-2]。涵道尾槳氣動噪聲特性與降噪設計研究有利于進一步改善直升機噪聲水平，是直升機降噪設計研究領域中的重要方向之一。

歐美較早開展了涵道尾槳風洞試驗研究，至20 世紀90 年代，相關風洞試驗的硬件建設和技術能力都已達到比較成熟的水平，具備試驗所需的消聲室、聲學風洞等設施，以及功能完善的試驗臺、測量設備與儀器、數據采集與處理系統等，為涵道尾槳氣動噪聲研究提供了手段。如法國CEPRA 19 風洞具備0.88 m 直徑涵道尾槳氣動噪聲試驗能力，以EC135 直升機涵道尾槳為研究對象，開展了懸停、前飛狀態下涵道尾槳氣動噪聲風洞試驗測量，研究了尾槳葉片和定子葉片干擾噪聲抑制方法[3-4]。歐洲直升機公司開展了涵道尾槳直升機飛行試驗[5-6]，獲得了真實飛行條件下涵道尾槳直升機噪聲特性，其中Blacodon 等[6]針對海豚直升機開展的噪聲源定位飛行試驗結果表明，在2 000～3 000 Hz 的中頻范圍內，涵道尾槳是主要的噪聲源。NASA 在其RAH66 直升機研制期間，開展了涵道尾槳氣動噪聲研究[7-8]，通過全尺寸地面試驗臺和風洞內縮比模型試驗，研究了懸停、前飛狀態下涵道尾槳的氣動噪聲特性。國外在涵道尾槳噪聲計算和降噪設計方面開展了大量研究。如Roger 等[9]對涵道尾槳噪聲特性進行了理論和試驗研究，通過計算和模型試驗手段研究了涵道的反射、屏蔽作用。Pongratz 等[10]在空客AGI 聲學試驗室內開展了涵道尾槳懸停狀態聲學特性試驗，研究了聲襯式涵道內壁的降噪效果，試驗表明采用聲襯可實現約2 dB 的降噪量。Riley 等[11]研究發現表面涵道尾槳葉片非均勻分布可以有效降低涵道尾槳氣動噪聲。

國內早期關于直升機噪聲的研究主要集中在旋翼氣動噪聲方面，對涵道尾槳噪聲特性關注較少[12]，僅開展了少量的噪聲預測方法及試驗測試技術等方面的研究。中國直升機設計研究所的仲唯貴等[13]以Farassat 1A 公式進行了尾槳自由場噪聲計算，采用邊界元方法分析涵道的聲學散射效應，形成了涵道尾槳氣動噪聲特性計算方法。在試驗研究方面，仲唯貴等[1]在無來流試驗條件下，以懸停狀態為主，測量分析了涵道尾槳噪聲輻射特性。目前國內鮮有公開發表的涵道尾槳聲學風洞試驗相關成果，對前飛狀態下的噪聲特性試驗研究不足。

本文基于中國航空工業空氣動力研究院 FL-52航空聲學風洞試驗條件，開展涵道尾槳懸停、前飛狀態下的噪聲試驗研究，分析噪聲頻譜及遠場指向性等噪聲特性，可為涵道尾槳降噪設計提供驗證條件和數據參考。

1 涵道尾槳氣動噪聲風洞試驗方法

1.1 FL-52 風洞

FL-52 風洞為單回路、開/閉口試驗段兩用的航空聲學風洞，主要用于氣動噪聲產生機理及抑制方法研究、噪聲計算技術驗證等，其主要參數見表1。

表1 FL-52 風洞性能參數Table 1 The performance parameters of FL-52 wind tunnel

1.2 試驗模型

試驗采用由中國航空工業空氣動力研究院設計加工的金屬涵道模型和復合材料尾槳模型。模型縮比為1∶1.5。如圖1 所示，Rotor1 模型為葉片沿槳轂均勻布置構型，Rotor2 模型為葉片非均勻布置構型，二者幾何尺寸相同。試驗模型主要參數如表2 所示。

圖1 尾槳試驗模型Fig.1 Test models of ducted tail rotor

表2 試驗模型主要參數Table 2 Experimental model parameters

如圖2 所示，采用單槳支撐裝置進行模型安裝固定，模型置于試驗段中心。以變頻電機驅動涵道尾槳，可根據試驗需求控制調節轉速。

圖2 風洞內涵道尾槳試驗系統Fig.2 Ducted tail rotor test system in aero-acoustic wind tunnel

1.3 噪聲測試系統

采用弧形陣列測量氣動噪聲的指向性，在消聲室內的布置如圖3 所示。自由場選用電容麥克風B&K4954A（直徑6.35 mm，動態范圍40～159 dB）。使用7 個麥克風進行測量，測量半徑均為5 m。R1～R6 麥克風與槳轂中心在同一水平面內，布置角度范圍為80°～130°，角度間隔10°，R2 麥克風位于尾槳拉力正前方（90°）。為避免來流影響，R7 麥克風布置在風洞中軸線正下方槳盤旋轉平面內，處于來流下游靠近收集器一側，測點距槳轂中心5 m（水平方向距離4 m，垂直方向距離3 m），處于水平方位角180°處。

圖3 遠場測點布置示意圖Fig.3 Diagram of noise measurement points

1.4 射流剪切層影響修正

與懸停狀態不同，前飛狀態下風洞內氣動噪聲試驗須考慮射流剪切層影響。聲波在穿過開口試驗段的射流剪切層時會發生折射，導致由遠場傳聲器測量得到的聲波傳播路徑發生變化，使測點角度、傳播距離均與無氣流時不同，最終影響指向性曲線繪制。為了得到正確的聲源角度和聲壓級，須對信號進行剪切層修正。基于Amiet 理論對剪切層進行建模[14-15]，假設它是無窮薄的渦流層且其兩側氣流均勻，進而構建聲折射的Snell 定律：

式中：ci、ca分別為氣流內部和外部聲速，θ 為折射角，θr為修正角，v 為開口試驗段射流速度。結合傳播路徑之間的幾何關系（如圖4 所示，其中t 為傳播時間），可以得出：

圖4 射流剪切層構建Snell 定律Fig.4 Scheme of Snell law in the shear-layer

式中：θi為入射角，xm為沿流場方向傳聲器與聲源的距離，通過迭代求解，可以得到入射角 θi和折射角θ，進而得出修正角 θr。

以來流風速30 m/s 為例，各測點修正角度見表3，可以看到，在80°～130°范圍內，受剪切層影響的角度修正量均小于0.5°。這是因為剪切層對噪聲傳播路徑的影響在上游表現得更加明顯，試驗監測的角度以下游為主，且來流風速較低，所以受射流剪切層影響較小。值得注意的是，如果開展高風速條件、0°～60°范圍內的上游區域噪聲試驗研究，剪切層的影響將會更加突出，對指向性的影響也不可忽略。

表3 來流風速30 m/s 下剪切層修正角度Table 3 Correction results of jet shear layer at the velocity of 30 m/s

2 涵道尾槳噪聲特性分析

2.1 懸停狀態噪聲特性分析

懸停狀態試驗模型為Rotor1（均勻槳葉）和Rotor2（非均勻槳葉），槳葉總距為20°、25°，試驗轉速為2 400、2 700、3 000 r/min。

R2 麥克風測得的噪聲頻譜如圖5～7 所示（Lp為聲壓級）。表4 給出了2 種模型尾槳噪聲頻譜的若干典型頻率聲壓級。可以看到，Rotor1 模型噪聲頻譜中以槳葉通過頻率500 Hz（軸頻率50 Hz ×槳葉數目）最突出，聲壓級達70.9 dB，其整數倍頻率（1 000、1 500 Hz）的離散噪聲從低頻向高頻逐漸降低，其他寬頻噪聲幅值低于離散峰值20 dB 以上。Rotor2 模型噪聲頻譜中10 倍軸頻率（500 Hz）不再是最突出成分，聲壓級僅為61.3 dB，離散峰值分散到軸頻率的2、6、8、12 倍等多個頻率上，各頻率之間聲壓級較為接近。這是由于均勻分布的槳葉通過頻率是穩定的，與周圍空氣介質相互作用周期固定，其離散噪聲以槳葉通過頻率及其諧波頻率為主。非均勻分布槳葉間的周向距離不相同，因此槳葉通過頻率和流場均產生變化，導致離散噪聲頻率的改變。一般認為這種變化可以避免聲能量在單一頻段集中，分散到多個更低的頻率，有利于降低人耳對該類噪聲的感知[4]。

圖5 尾槳模型Rotor1 總距25°噪聲頻譜Fig.5 Noise spectrum of Rotor1 at total pitch angle of 25°

表4 2 種試驗模型懸停狀態典型頻率對比Table 4 Typical frequency of two test models in hover

試驗還測試了總距20°、25°懸停狀態下的噪聲特性，結果顯示：總聲壓級隨著總距的增大而升高，總距增大5°，總聲壓級升高約2 dB。對比分析圖6和7 可知：總距增大會導致槳葉通過頻率（500 Hz）和其倍頻上的離散噪聲增大2～3 dB，但對寬頻噪聲影響較小。

圖6 尾槳模型Rotor2 總距25°噪聲頻譜Fig.6 Noise spectrum of Rotor2 at total pitch angle of 25°

圖7 尾槳模型Rotor1 總距20°噪聲頻譜Fig.7 Noise spectrum of Rotor1 at total pitch angle of 20°

試驗測量了不同轉速（2 400、2 700、3 000 r/min，分別對應槳尖馬赫數Ma1=0.246、Ma2=0.277、Ma3=0.308）懸停狀態下的噪聲特性，結果顯示，總聲壓級隨著轉速的增大而升高。以90°測點（R2 麥克風）為例，轉速為2 700 和3 000 r/min 時，總聲壓級差量為-2.9 dB（接近10 lg(Ma2/Ma3)6=-2.76），聲功率與馬赫數6 次冪成正比，表明該狀態下涵道尾槳噪聲符合載荷噪聲隨馬赫數變化的規律。

由圖8 所示的噪聲指向性可見，在7.5 倍槳盤直徑（5 m）觀測距離上，在80°～130°范圍內（R1～R6），涵道尾槳懸停噪聲總聲壓級除90°處略高以外，整體差異不明顯，在旋轉平面內（R7）降低約2～3 dB。

圖8 懸停狀態下涵道尾槳噪聲指向性Fig.8 Directivity of ducted tail rotor noise in hover state

2.2 前飛狀態噪聲特性分析

前飛狀態試驗模型為Rotor1（均勻槳葉）和Rotor2（非均勻槳葉），槳葉總距為20°，試驗轉速為3 000 r/min，來流風速為20、25、30 m/s。

前飛狀態下，由于前行葉片和后行葉片速度不一致，同時也存在涵道和葉片在來流作用下形成的氣動噪聲，因此難以進行噪聲和槳尖馬赫數比例律分析。以均勻槳葉（Rotor1）為例，來流風速每增大5 m/s，噪聲總聲壓級升高約2 dB。圖9 為Rotor1模型前飛狀態下的噪聲指向性，在80°～130°范圍內，沿來流方向噪聲水平無明顯變化。在旋轉平面內，180°測點（R7）噪聲水平顯著降低，聲壓級比其他測點低5～8 dB，遠高于懸停狀態下噪聲差量。

圖9 前飛狀態下的噪聲指向性Fig.9 Directivity of ducted tail rotor noise in forward flight

從圖10 和11 的噪聲頻譜中可見，前飛狀態下寬頻噪聲占比明顯增大，90°測點處，1 000～3 000 Hz頻率范圍內噪聲水平達到60 dB，遠高于懸停狀態下的40～50 dB。相比之下，從90°測點處的噪聲頻譜中可以看到，槳葉通過頻率（500 Hz）的離散噪聲降低了約3 dB，1 000 Hz 以上寬頻噪聲降低了約10 dB，因此導致總聲壓級指向性變化明顯。

圖10 尾槳模型Rotor1 前飛狀態噪聲頻譜Fig.10 Noise spectrum of Rotor1 in forward flight

圖11 尾槳模型Rotor2 前飛狀態噪聲頻譜Fig.11 Noise spectrum of Rotor2 in forward flight

3 結 論

依托FL-52 航空聲學風洞試驗系統，開展了涵道尾槳氣動噪聲特性試驗研究，主要結論如下：

1）涵道尾槳氣動噪聲頻譜以槳葉通過頻率的離散噪聲為主，同時伴有寬頻噪聲，噪聲水平隨著尾槳的槳尖馬赫數的增大而升高，懸停狀態下涵道尾槳噪聲符合載荷噪聲馬赫數比例律。

2）涵道對尾槳噪聲的傳播起到了明顯的遮擋作用，涵道平面內噪聲水平低于其他方向：懸停狀態下，噪聲降低約2 dB；前飛狀態下降低更為明顯，除離散噪聲成分有3 dB 的降低外，寬頻噪聲大幅降低約10 dB，總聲壓級降低約5～8 dB。

3）槳葉的非均勻布置會改變涵道尾槳的噪聲頻譜，使槳葉均勻分布時突出的單一頻率噪聲峰值變為數個水平接近的離散噪聲，具有一定降噪潛力。