渦槳飛機氣動噪聲的預估方法

王天波,夏冰,杜晨曦,丁亞修

(中航西飛民用飛機有限責任公司,西安 710089)

由于其良好的經濟性與起降性能,渦槳飛機在軍民用飛機市場有著重要地位[1-2]。相對于渦扇飛機,渦槳飛機的螺旋槳直接暴露在空氣中,所產生的強烈噪聲將傳播到遠場以及機體表面,導致相對于渦扇飛機更嚴重的噪聲問題[3]。隨著國際民航組織、中國民航局等不斷持續提高適航噪聲標準,降低渦槳飛機氣動噪聲已經成為其設計的關鍵問題[4]。各國對航空器噪聲的要求越來越嚴格,現有所有型號的民用航空器都必須滿足制造國以及國際民用航空組織(International Civil Aviation Organization,ICAO)的噪聲限值。而準確預估渦槳飛機噪聲特性,對于開展飛機低噪聲設計、確保其環保性以及舒適性有著重要意義[5]。

螺旋槳、增升裝置與起落架是渦槳飛機最主要的噪聲源,準確預測這三個噪聲源的噪聲特性是渦槳飛機噪聲預測前提。另一個需要引起重視的是機體對螺旋槳噪聲的散射。由于螺旋槳距離機艙很近,其槳尖距離機艙表面往往不足1 m,機艙表面將對螺旋槳噪聲產生強烈的散射,進而顯著影響螺旋槳噪聲在近場與遠場的分布。因此,要準確預測渦槳飛機噪聲特性,必須考慮機體對螺旋槳噪聲的散射。

基于氣動聲學基礎理論的飛機氣動噪聲工程預估方法是飛機低噪聲設計的重要工具。歐美國家基于其豐富的氣動噪聲試驗數據,結合深入的發聲機理研究,發展了各自的預估方法。較有名的有歐洲的工程科學數據集(engineering sciences data unit,ESDU)噪聲預估系列程序[6]以及美國航空航天局(National Aeronautics and Space Administration,NASA )的ANOPP(aircraft noise prediction program)噪聲預估平臺[7]。這兩套預測系統均包含發動機噪聲、螺旋槳噪聲、機體噪聲等預估能力以及大氣衰減、地面反射等多種修正,廣泛應用在飛機設計上。而NASA正在開發的下一代預測平臺ANOPP2則重點加強了對噪聲安裝效應的預測,對翼身融合體等新型布局的預測更為準確[8]。

近年來,為滿足民機工業發展的需要,相關單位也陸續開展飛機噪聲預測技術研究。張召悅等[9-10]先后研究了基于航跡特征和航跡分段的飛機噪聲預測技術;董寧娟等[11]研究了基于VA-ONE的渦槳飛機湍流邊界層噪聲計算方法。徐康樂[5]、李卿[12]等發展了基于物理機制模型的機體噪聲預測方法。這些方法的建立,為飛機噪聲的快速預測提供了更可靠的手段。

氣動噪聲是民用飛機適航審定的重要部分,進行飛機氣動噪聲預估是開展噪聲適航審定的基礎。現基于螺旋槳噪聲與機體噪聲工程預估方法,結合等效噪聲源法來預測機體對螺旋槳噪聲的散射,形成渦槳飛機氣動噪聲預估程序,并采用某型渦槳飛機的飛行試驗噪聲數據進行對比驗證。

1 預估方法

1.1 機體噪聲預估方法

飛機在干凈構型下,機翼、尾翼等產生的尾緣噪聲是飛機主要的機體噪聲源,高雷諾數流動下的尾緣噪聲,來源于機翼表面附面層的不穩定以及湍流附面層與機翼尾緣的相互作用。尾緣噪聲的聲能量主要集中在高頻段,因其噪聲主要源于小尺度的附面層湍流。

起降構型下的增升裝置噪聲主要由縫翼噪聲、襟翼邊緣噪聲以及導軌噪聲等組成。襟翼邊緣噪聲是增升裝置噪聲的重要組成部分,尤其是襟翼載荷較大的飛機。增升裝置噪聲的主要特點有:頻域范圍寬;產生機理多樣且復雜,與分離流動、渦脫落、脫落渦與結構相互作用等復雜流動現象有關;增升裝置噪聲與飛機結構的耦合作用,并影響噪聲的產生于傳播過程。

采用Fink的機體噪聲預估方法分別對飛機的機翼、平尾、垂尾、增升裝置的噪聲進行預估。該方法對每一個機體部件的噪聲產生機理、聲強大小、指向性與頻譜特性等分別進行分析計算,然后求出總的機體噪聲。

飛機機體部件遠場噪聲均方聲壓可以統一用公式[13]表示為

(1)

Π*=K(M0)aG

(2)

1.2 起落架噪聲預估方法

起落架是飛行器起降裝置,同時也是飛機的重要噪聲源。起落架的特點如下。

(1)結構復雜:起落架關系到飛機起飛時的滑跑以及降落時的減速,通常由機輪、主支桿、側支桿、扭力臂、剎車盤及各種管線組成,部件繁多、結構復雜。

(2)部件尺度范圍大:起落架的機輪直徑通常是1 m量級;其次是各種支桿,尺寸范圍0.1～0.2 m;各種管線、臺階、螺孔等,尺寸通常在0.01 m左右。

(3)氣動外形差:為了滿足檢查與維修的要求,起落架部件大部分暴露在氣流中,氣動外形差、產生的噪聲強烈。

起落架噪聲的預估基于Boeing公司發布的預估方法。該預估方法基于氣動聲學的冪次定律,聲壓表達式[14]為

(3)

式(3)中:p為聲壓;α為大氣衰減系數;β為輻射效率因子,表征起落架運動的能量向不穩定流動的轉換效率;F為無量綱頻譜函數,是St的函數,采用試驗數據進行修正;D為指向性函數。

1.3 螺旋槳噪聲預估方法

對渦槳飛機來說,螺旋槳是飛機的噪聲主要來源。螺旋槳氣動噪聲來源于高速運動的螺旋槳槳葉與空氣之間的相互作用以及劇烈變化的螺旋槳尾流。從頻譜特性分析,將螺旋槳噪聲分為旋轉噪聲和寬頻噪聲兩部分,前者源于螺旋槳槳葉對周期空氣的排擠以及槳葉表面氣動力對空氣的反作用,分別對應厚度噪聲和載荷噪聲;后者則由槳葉與湍流的相互作用以及尾流中的湍流運動而產生,對應四極子聲源噪聲。

對螺旋槳噪聲源的預估采用Hanson的頻域方法。Hanson的螺旋槳頻域預估理論基于Goldstein的運動介質通用聲類比理論,通過將槳葉沿徑向和弦向離散成面元,并將面元簡化成線性單極子與偶極子來預測螺旋槳噪聲。

根據Hanson的螺旋槳噪聲理論,螺旋槳噪聲主要由厚度噪聲與載荷噪聲兩部分組成。

厚度噪聲表達式[15]為

(4)

(5)

(6)

式中:Vn(φ0)為槳葉位于方位角φ0時的法向速度;ΔA為離散槳葉面元的面積;φs為槳葉面元在延遲時間τ=0時的方位角。

(2)載荷噪聲可以表示為

(7)

(8)

(9)

(10)

式中:下標t′,x′分別表示圓柱坐標系中的切向與軸向;Mr為槳葉截面的相對馬赫數;Φ為氣流角。

綜上,可以得出螺旋槳噪聲源的強度。其中槳葉截面的升力系數與阻力系數采用翼型氣動力預估方法來得出。

在獲得螺旋槳噪聲源的強度后,整個螺旋槳用分布在槳盤區域內的大量單極子噪聲源與偶極子噪聲源來代替。這些噪聲源在遠場接收點產生的聲壓的和,則是螺旋槳的遠場噪聲。點聲源在遠場接收點產生的聲壓采用格林函數的方法來求解

運動介質中、頻域格林函數[6]表達式為

(11)

(12)

(13)

式中:x與y分別為接收點與聲源的位置;M為來流馬赫數;β2=1-M2;S為幅值半徑;σ為相位半徑。

對于機翼誘導流動的影響,采用升力面法求解機翼周圍的勢流場。升力面法采用渦環代替真實機翼。這種方法最大的優勢是易于編程實現。在升力面法中,需要滿足帶有彎度和任意平面形狀的機翼表面邊界條件來確定每一個渦的強度。求出所有渦環的強度之后就可以通過Biot-Savaart定律求出機翼周圍的誘導流場。與自由來流場疊加之后就得到流場內任意一點處的總速度,既能夠得到螺旋槳旋轉平面內的誘導速度。

1.4 螺旋槳噪聲機體散射預估方法

對螺旋槳噪聲機體散射的計算采用等效噪聲源法(equivalent source method,ESM)[16]。該方法的思想是在虛擬的聲源面上布置單極子聲源,用各個點聲源產生的聲壓代替散射聲壓,如圖1所示。散射聲壓與入射聲壓在散射面需要滿足阻抗邊界條件。

圖1 控制點與等效點聲源分布示意圖

強度為Qm的單極子聲源在接收點產生的聲壓為

Pm(x,y,ω)=Qm(y,ω)G(x,y,ω)

(14)

控制點上的散射聲壓是每一個單極子聲源在該點產生的聲壓的和,由此可得出描述散射聲壓與等效點聲源之間關系的線性方程為

Psc=AQeq

(15)

Aij=G(xi,yj,ω)

(16)

式(16)中:A為傳遞矩陣;i、j分別為控制點與等效點聲源編號。

而控制點上散射聲壓的法向梯度可以寫為

?nPsc=BQeq

(17)

Bij=?nG(xi,yj,ω)=ni?G(xi,yj,ω)

(18)

在散射面上,聲壓分布需要滿足阻抗邊界條件,即

(19)

式(19)中:Pt=Psc+Pin為總聲壓;Pin為入射聲壓;Z為聲阻抗。將散射聲壓Psc與法向梯度?nPsc代入式(19)中,最后可得

(20)

入射聲壓Pin為螺旋槳噪聲,通過前述的螺旋槳噪聲預估方法可以得出,因此求解式(20)則可得到各個等效點聲源的強度,進而求出散射場。散射場與入射場的疊加,則為總聲場。

2 氣動噪聲預估方法驗證

基于上述預估方法,開發了渦槳飛機氣動噪聲預估程序。程序采用MATLAB語言編寫,形成了包含機體噪聲、起落架噪聲、螺旋槳噪聲、機體散射、機體表面聲壓等預測功能,滿足了渦槳飛機噪聲特性預測需要。

針對渦槳飛機噪聲特性預測技術,先對螺旋槳噪聲預測方法進行驗證,進一步分析機翼誘導流動對螺旋槳噪聲的影響,最后采用某型渦槳飛機適航時的噪聲數據,對該預測技術進行綜合驗證。

2.1 螺旋槳噪聲預測方法驗證

對螺旋槳噪聲模塊的驗證使采用文獻[15]中的六葉槳。槳葉氣動外形相關參數以及各個截面上的穩態和非穩態升阻力系數、相對馬赫數以及迎角在文獻[15]中已經給出,在此直接引用。根據文獻[15]給定的氣動外形數據,在程序中生成的六葉槳模型如圖2所示。為了能夠得到詳細的指向性圖,在觀察點圓環上按10°間隔取36個等間距的觀察點,觀察點在螺旋槳旋轉平面內距旋轉中心1.5 m。表1給出了螺旋槳工作條件相關的參數。針對該工況下的螺旋槳噪聲進行預測,并與文獻[15]中給出的預測結果進行對比。

表1 螺旋槳工作條件

圖2 六葉螺旋槳幾何外形

為了充分對比,本文中還選取了也采用Hanson理論的ESDU 11005[17]軟件加入對比。將三者的厚度噪聲、載荷噪聲、總噪聲和相位角的計算結果進行對比如圖3所示。從圖3中可以看出,對螺旋槳厚度噪聲的預測結果與Hanson的預測結果相比,偏差小于0.5 dB,載荷噪聲預測結果偏差小于0.3 dB。因為載荷噪聲占主導,所以螺旋槳總噪聲預測結果和Hanson計算結果吻合較好,整體偏差小于0.4 dB。而程序對螺旋槳噪聲相位的計算結果與Hanson的計算結果基本一致。

圖3 螺旋槳噪聲預測結果對比

2.2 機翼誘導流動對螺旋槳噪聲的影響

采用文獻[15]中的六葉槳進一步研究機翼誘導流動對螺旋槳噪聲特性的影響,選取平直翼和后掠翼兩種機翼形式。平直翼和后掠翼的展長、投影面積、平均氣動弦長、展弦比、根梢比、上反角、最大彎度和最大彎度位置都相同,只有前緣后掠角不同,相關參數見表2。基于表2中的相關參數,在程序中生成的平直翼和后掠翼的3D圖如圖3和圖4所示。對比考慮誘導流動和不考慮誘導流動情況下觀察點處的聲壓大小和指向性。

表2 平直翼和后掠翼相關參數

圖4 平直翼模型

圖5 后掠翼模型

噪聲預測觀察點位于螺旋槳旋轉平面內,距離旋轉中心50 m的一個圓環,周向設置36個觀察點,間隔為10°,這組觀察點能夠考察對流效應和非定常載荷效應的影響,給出螺旋槳旋轉平面的指向性。

為了便于比較,平直翼和后掠翼的來流條件統一設置為總升力系數CL=0.4,相關計算參數如表3所示。

表3 平直翼和后掠翼的來流條件

令螺旋槳位于機翼投影平面內距機翼投影中軸線0.5b(b為半展長),軸向方向上距機翼前緣0.5D,1.0D和2.0D(D為螺旋槳直徑)三個位置進行對比。圖6所示為不同安裝位置下螺旋槳噪聲指向性對比。從圖6可以看出,隨著螺旋槳安裝位置遠離機翼前緣,聲壓級(sound pressure level,SPL),尤其是輻射向地面的聲壓級(65～85)降低,降低幅度取決于機翼形狀和旋轉方向,后掠翼左旋時噪聲降低最明顯。這是因為距機翼前緣距離越大,機翼誘導流動對當地影響越弱,槳葉收到的上洗氣流影響越小,槳盤旋轉平面內的流動不均勻性越小,因此槳葉上的非定常載荷更小,對應的非定常載荷噪聲也更小。

圖7 四葉螺旋槳幾何外形

2.3 渦槳飛機整機噪聲預測驗證

采用某型雙發渦槳飛機的飛行試驗數據對本文中渦槳飛機整機噪聲預測方法進行預測。該飛機采用采用四葉螺旋槳,槳盤直徑3.92 m,槳轂比為0.16。計算部分參數設定如表4所示。

表4 渦槳飛機整機噪聲預測部分參數

飛行試驗時測量點的布置如圖8所示。通過對試驗數據進行分析與對比,選取了飛行試驗中起飛與進場兩個狀態進行對比。確定狀態后,選擇兩個狀態中一個航次飛機過頂時作為對比點,采用該點的飛行參數、位置參數進行氣動噪聲預估。

圖8 飛行試驗噪聲測試點布置

確定對比點后,對飛機的機翼噪聲、襟翼噪聲、尾翼噪聲、起落架噪聲以及考慮機體散射后的螺旋槳噪聲進行預估,并將各個部件噪聲相加后得到飛機的總噪聲。將預估結果與飛行結果進行對比,如圖9、圖10所示。其中螺旋槳噪聲的預估只考慮其前三階諧頻噪聲分量。由圖中可以看出,預估結果在第一階與第二階諧頻噪聲與飛行結果吻合良好,而機體噪聲在大體趨勢上與飛行試驗結果吻合,在具體頻率上則有所出入。

圖9 進場狀態過頂點噪聲預估結果

圖10 起飛狀態過頂點噪聲預估結果

對頻譜求總聲壓級,并與兩種狀態下不同飛行條次的飛行試驗結果進行對比,結果列入表5當中。分析發現,盡管預估結果與飛行試驗結果在頻譜上有一定的差異,但是由于兩者在峰值頻率處的聲壓級很接近,導致對總聲壓級的預估結果與飛行結果很接近,誤差在2 dB以內。

表5 總聲壓級對比

3 結論

基于氣動噪聲預估方法,開發了一種渦槳飛機氣動噪聲特性預估程序,并采用某型渦槳飛機的飛行試驗噪聲數據進行了驗證,得出以下結論。

(1)采用的螺旋槳噪聲計算結果與Hanson計算結果和ESDU11005計算結果進行對比,吻合良好,證明螺旋槳噪聲預估的準確性。

(2)通過將螺旋槳相對于平直翼和后掠翼不同安裝位置的噪聲等級和指向性對比,證明螺旋槳安裝位置和旋轉方向以及機翼形狀都會對噪聲的產生和傳播產生影響。

(3)預估程序對飛機總噪聲水平的計算與試飛結果吻合良好,誤差在2 dB之內,能夠較好的反映飛機的噪聲特性與水平。

(4)對螺旋槳前兩階諧頻噪聲的預估與飛行試驗結果吻合良好,機體噪聲預估結果在趨勢上與飛行試驗結果一直,具體頻率上的分布則有出入。

(5)預估程序具備機體、起落架、螺旋槳等螺旋槳飛機主要噪聲部件的噪聲預估能力,能夠較全面的反映螺旋槳飛機的噪聲性能,能夠滿足當前的工程應用,可為型號噪聲適航審定提供評估基礎。