李東紅，黃慶彩，楊亦春

(1.太原科技大學(xué)電子信息工程學(xué)院，太原030024；2.中國科學(xué)院聲學(xué)研究所，北京100190)

直升機(jī)的噪聲問題嚴(yán)重制約了直升機(jī)在實(shí)際中的應(yīng)用。探索降低直升機(jī)噪聲的方法是直升機(jī)研究和發(fā)展的重要課題之一。Farassat給出了亞音速下旋翼噪聲的計(jì)算公式[1-2]，徐國華利用Farassat提出的方法計(jì)算了直升機(jī)的噪聲[3]。Farassat還分析了槳尖后掠對(duì)噪聲的影響，發(fā)現(xiàn)后掠可以降低槳葉產(chǎn)生的噪聲[4]。王立群、宋文萍等人利用Kirchhoff方法分析了槳尖后掠對(duì)高速脈沖噪聲(HSI)的影響[5-6]，結(jié)果表明槳尖后掠可以降低噪聲峰值。孫曉峰等介紹了一種針對(duì)后掠葉柵噪聲的遠(yuǎn)場(chǎng)分析方法[7]。P.A.Shahady分析并試驗(yàn)驗(yàn)證了槳葉間距非均勻?qū)υ肼暤挠绊?，發(fā)現(xiàn)非均勻槳可以減低噪聲線譜的幅值[8]。Brentner、蔡偉等人分析了槳葉間距非均勻?qū)π碓肼暤挠绊慬9-10]。Bryan Edward等將非均勻槳作為旋翼噪聲控制的重要手段之一[11]。W.Dobrzynski研究了將槳葉間距非均勻用于螺旋槳時(shí)的噪聲變化并開展了相關(guān)的試驗(yàn)[12]。

采用后掠槳可以降低旋翼的噪聲，而非均勻槳可以改變?cè)肼暤念l譜特征，因此本文主要分析二者結(jié)合后對(duì)厚度噪聲的影響，包括對(duì)比厚度噪聲的聲壓級(jí)和指向性兩方面的變化以及不同調(diào)制模式及后掠角度對(duì)噪聲的影響，從而為旋翼噪聲的分析和控制提供有益的借鑒和指導(dǎo)。

1 厚度噪聲的計(jì)算方法

旋翼噪聲通常可分為厚度噪聲、載荷噪聲和四極子噪聲。厚度噪聲是指直升機(jī)旋翼在運(yùn)動(dòng)過程中由于排開空氣引起壓力擾動(dòng)而產(chǎn)生的噪聲，主要與槳葉的幾何形狀和飛行狀態(tài)密切相關(guān)。厚度噪聲屬于單極子噪聲，其傳播方向主要在槳盤平面內(nèi)。Farassat對(duì) FW-H方程進(jìn)行了求解，得到了Formulation 1A 解[1-2]。根據(jù) Formulation1A 公式，在亞音速條件下若忽略四極子噪聲，旋翼噪聲則表示為厚度噪聲和載荷噪聲之和，其中厚度噪聲的預(yù)估計(jì)算公式如下[1-2]:

相關(guān)的理論分析及具體計(jì)算過程可參見Brentner等人的研究結(jié)果[13]。在前飛條件下，厚度噪聲是槳盤平面的主要噪聲成分，其數(shù)值遠(yuǎn)大于載荷噪聲的計(jì)算結(jié)果[13]，因此本文主要針對(duì)厚度噪聲來展開研究。在計(jì)算前飛條件下的槳葉噪聲時(shí)，通常分析隨直升機(jī)一起移動(dòng)的觀測(cè)點(diǎn)的噪聲。若設(shè)直升機(jī)的速度為V(t)，則任意t時(shí)刻移動(dòng)坐標(biāo)系的原點(diǎn)在大地坐標(biāo)系的對(duì)應(yīng)向量X0(t)表示為[2]:

若計(jì)算移動(dòng)坐標(biāo)系內(nèi)點(diǎn)X的聲壓則等同于計(jì)算大地坐標(biāo)系內(nèi)點(diǎn)X+X0(t)的聲壓，即:

此外，關(guān)于噪聲計(jì)算時(shí)的延時(shí)方程的求解方法以及如何分析槳葉剛性振動(dòng)等參數(shù)的影響可參見相關(guān)的文獻(xiàn)[13]。為了說明噪聲計(jì)算方法的有效性，本文計(jì)算了文獻(xiàn)14中的算例。其中觀測(cè)點(diǎn)在槳盤平面內(nèi)距離槳轂中心約4 m處的聲壓，具體位置為(3.27，-2.16，-0.17)，如圖1 所示。其中槳葉的半徑為 1.829 m，弦長(zhǎng)為 0.133 4 m，翼型為 NACA0012，共2片槳葉。旋翼轉(zhuǎn)速為1 300 rpm，前飛速度為 41.4 m/s.聲速 c0為 350.1 m/s，槳盤傾斜角 αt為 -8.76°[14-15]，計(jì)算結(jié)果如圖 2 所示。

圖1 厚度噪聲觀測(cè)點(diǎn)位置示意圖Fig.1 Schematic of observer positions of thickness noise

圖2 本文計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比Fig.2 Comparison of numerical results and the experimental results

從圖2中可見，本文所計(jì)算的厚度噪聲基本上反映了旋翼在槳盤平面的噪聲變化規(guī)律。

2 槳尖后掠對(duì)厚度噪聲的影響

槳尖的改型是提高旋翼性能的一個(gè)重要途徑。后掠槳尖除了可提升懸停效率外，在削弱激波方面也有明顯的作用[16]。后掠槳尖帶來氣動(dòng)性能改善的同時(shí)，也會(huì)相應(yīng)降低旋翼產(chǎn)生的噪聲。本文所分析的后掠槳尖的結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 后掠槳葉結(jié)構(gòu)示意圖Fig.3 Schematic of configuration of the blade with swept tip

圖3中O為轉(zhuǎn)軸中心，旋轉(zhuǎn)角速度記為ω，無后掠時(shí)的槳尖長(zhǎng)度 Ltip=0.05*R.其中xoy所在平面對(duì)應(yīng)槳葉的旋轉(zhuǎn)平面，槳尖后掠的起始位置記為R0，槳尖處無后掠時(shí)某一點(diǎn)的坐標(biāo)為(x0，y0，z0)，則槳尖后掠后該點(diǎn)的坐標(biāo)(xs，ys，zs)應(yīng)滿足下式

為了問題的簡(jiǎn)化，僅分析1片槳葉。觀測(cè)點(diǎn)位于槳盤平面內(nèi)距離槳轂中心3 m處。后掠角δ的變化范圍為0～80°，其中后掠角為0°的情況相當(dāng)于無后掠。不同后掠角的厚度噪聲計(jì)算結(jié)果如圖4所示，相應(yīng)的轉(zhuǎn)速為1 296 rpm，槳葉的弦長(zhǎng)為0.133 4 m，翼型為n12，槳葉半徑R為1.829 m.

從圖4中各條曲線的對(duì)比可見，采用后掠槳尖可以明顯降低厚度噪聲，而且隨著后掠角的增大，負(fù)向脈沖峰值減小。厚度噪聲聲壓級(jí)隨后掠角的變化如圖5所示。

從圖5中可見，隨著后掠角的增大，使槳葉產(chǎn)生的厚度噪聲明顯降低。槳尖后掠80°時(shí)的厚度噪聲聲壓值比無后掠時(shí)的聲壓值減小約3 dB.

圖4 懸停狀態(tài)下不同后掠角的厚度噪聲對(duì)比Fig.4 Comparision of thickness noise of hovering rotor with various swept angles

圖5 聲壓有效值隨后掠角的變化曲線Fig.5 Overall sound pressure of thickness noise via swept angle

3 非均勻槳葉間距與槳尖后掠對(duì)厚度噪聲的影響

3.1 懸停狀態(tài)下的聲壓級(jí)

非均勻槳是指槳葉間距不均勻，假設(shè)均勻間距情況下某一個(gè)槳葉的相角為θi，經(jīng)過正弦調(diào)制后的槳葉相角為 θ'i，則:

其中i=1，2，…N;N為槳葉的總數(shù)。調(diào)制參數(shù)b表示槳葉間夾角變化量的最大值，m表示調(diào)制的循環(huán)次數(shù)。θi為槳葉間距均勻條件下第i片槳葉相對(duì)于槳葉起始位置θ0=0之間的夾角。

非均勻槳可以改變?cè)肼暤淖V線特征，主要是降低槳葉通過頻率的譜線峰值，而槳尖后掠可降低噪聲。如果將二者結(jié)合，則可以發(fā)揮其各自的優(yōu)點(diǎn)，即在獲得一定降噪效果的同時(shí)減弱噪聲的特征。因此本文對(duì)槳葉周向間距非均勻槳且槳尖后掠的5槳葉旋翼厚度噪聲進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，相關(guān)參數(shù)同前文所述，懸停狀態(tài)下槳盤平面內(nèi)距離槳轂中心3 m處的計(jì)算結(jié)果如圖6所示。

圖6 非均勻+后掠槳厚度聲壓有效值隨后掠角的變化曲線Fig.6 Overall sound pressure of thickness noise for rotor with uneven blade spacing and swept tip via swept tip angle

通過比較圖6中兩種調(diào)制方式在相同條件下的聲壓有效值，可見隨著后掠角度的增大，厚度噪聲聲壓的有效值都隨之降低。結(jié)合槳葉間距調(diào)制和槳尖后掠的方式比相同條件下只采用后掠的方式進(jìn)一步降低厚度噪聲。對(duì)比均勻槳和采用正弦調(diào)制(b=0.15)非均勻槳的噪聲頻譜可見，將槳葉間距非均勻調(diào)制與槳尖后掠二者結(jié)合可以使厚度噪聲主要線譜的幅值明顯降低，但是槳葉通過頻率及其諧頻外的其它頻率上的線譜幅值有可能增大。

圖7 正弦調(diào)制參數(shù)b=0.15且后掠角δ=40°時(shí)非均勻槳與均勻槳的頻譜對(duì)比Fig.7 Comparison of spectra of thickness noise between normal rotor and rotor with uneven blade spacing(b=0.15，δ =40°)

3.2 后掠非均勻槳的指向性

圖8 槳盤平面內(nèi)厚度噪聲指向性Fig.8 Directivity pattern of thickness noise in rotor disc plane

本文計(jì)算了前飛速度為60 m/s時(shí)位于槳盤平面內(nèi)距離槳轂中心3 m處的均勻槳和槳尖后掠40°的非均勻槳(正弦調(diào)制參數(shù)b=0.15)厚度噪聲的指向性，如圖8所示。從圖8可知，由于前飛速度的影響，槳盤平面內(nèi)厚度噪聲的指向性圖具有一定的特點(diǎn)，即出現(xiàn)了噪聲聲壓級(jí)的峰值和谷點(diǎn)。此外，槳葉間距均勻槳和非均勻槳的厚度噪聲指向性具有明顯的區(qū)別。由于槳葉間距的調(diào)制作用，槳盤平面內(nèi)的厚度噪聲指向性相比于均勻槳的情況發(fā)生了一定的改變。槳葉間距調(diào)制后，可以降低某一方向上的噪聲聲壓級(jí)(圖8中θ=30°方向)，但是會(huì)導(dǎo)致另一方向上噪聲的增強(qiáng)(圖8中θ=310°方向)。如果在調(diào)制槳葉間距的同時(shí)，考慮槳葉槳尖的后掠，則可以使旋翼的噪聲相比于無后掠的情況降低，且指向性曲線的變化趨勢(shì)同非均勻正弦調(diào)制槳大致相同。

4 結(jié)果分析

無后掠時(shí)，假設(shè)槳尖處的某一點(diǎn)為i，其距離轉(zhuǎn)軸的中心為R0+Li，顯然，由于旋轉(zhuǎn)，該點(diǎn)相應(yīng)的線速度為ω(R0+Li)。在槳尖后掠角為θ時(shí)，同一點(diǎn)的線速度變?yōu)棣豏s，如圖3所示。由于R0+Li＞Rs，因此槳尖后掠的線速度小于無后掠的情況，而從厚度噪聲的計(jì)算結(jié)果來看，槳尖處的噪聲與速度密切相關(guān)，槳尖處的速度越大，產(chǎn)生的噪聲也越大。因此通過槳尖后掠可以降低槳尖處的速度，進(jìn)而降低其厚度噪聲。

前飛時(shí)，對(duì)于前行槳葉由于其速度等于線速度與前飛速度之和，因此其附近的噪聲得到了明顯的增強(qiáng)。對(duì)于后行槳葉，其速度等于線速度與前飛速度的差，故其附近的噪聲相對(duì)減弱。前行和后行槳葉的速度差異造成了聲場(chǎng)的分布差異。

槳葉間距的非均勻主要是改變了厚度噪聲的頻譜特征。引起的主要變化是使噪聲的頻譜從均勻槳情況下的一個(gè)槳葉通過頻率和其諧頻變?yōu)槎鄠€(gè)槳葉通過頻率。將非均勻槳和后掠槳尖二者相結(jié)合，可在降噪的同時(shí)使頻譜特征也得到改變。

5 結(jié)論

非均勻槳可以降低旋翼厚度噪聲的頻譜特征，而采用后掠槳尖則可以降低旋翼噪聲，將二者結(jié)合可在獲得降噪效果的同時(shí)減弱噪聲的頻譜特征，這對(duì)于提高直升機(jī)的反探測(cè)能力具有十分重要的意義。使用該方法時(shí)必須考慮到槳葉間距調(diào)制對(duì)流場(chǎng)的影響，如對(duì)載荷平衡的影響，因此可酌情選擇調(diào)制系數(shù)和后掠角。

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