陳絲雨，招啟軍，倪同兵，朱正

南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016

基于HHC方法的旋翼噪聲抑制機(jī)理及參數(shù)影響

陳絲雨，招啟軍*，倪同兵，朱正

南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016

旋翼槳-渦干擾(BVI)噪聲是旋翼氣動(dòng)噪聲抑制的主要對(duì)象之一。其中，高階諧波控制(HHC)是一種較為有效的噪聲主動(dòng)抑制方法。為探究HHC方法的降噪效果、降噪機(jī)理及參數(shù)影響規(guī)律，基于嵌套網(wǎng)格生成方法，采用可壓雷諾Navier-Stokes方程對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行求解，建立了適合于模擬旋翼槳-渦干擾流場(chǎng)的計(jì)算流體力學(xué)(CFD)數(shù)值方法。在流場(chǎng)CFD分析的基礎(chǔ)上，采用FW-H(Ffowcs Williams-Hawking)方程預(yù)測(cè)槳-渦干擾狀態(tài)下的旋翼噪聲，通過(guò)對(duì)施加高階諧波控制后的BO-105模型旋翼BVI噪聲進(jìn)行算例驗(yàn)證，得到了一套可以應(yīng)用于高階諧波控制下旋翼BVI噪聲估算的CFD/FW-H方法。通過(guò)對(duì)不同HHC方案的數(shù)值模擬，發(fā)現(xiàn)在直升機(jī)斜下降狀態(tài)下，施加高階諧波控制后的旋翼BVI噪聲能夠降低多達(dá)4～7 dB。進(jìn)一步，細(xì)致分析了HHC方案的控制頻率、輸入相位以及輸入幅值3個(gè)參數(shù)對(duì)旋翼BVI噪聲抑制效果的影響，得到了相關(guān)參數(shù)的影響規(guī)律。并且，基于輸入幅值對(duì)HHC降噪效果的影響規(guī)律，對(duì)高階諧波控制方法的降噪機(jī)理做出了進(jìn)一步的說(shuō)明。

旋翼BVI噪聲；RANS方程；FW-H方程；高階諧波控制；參數(shù)分析；降噪機(jī)理

旋翼槳-渦干擾(Blade-Vortex Interaction,BVI)是由于旋轉(zhuǎn)的后行槳葉與前行槳葉槳尖渦相遇碰撞而產(chǎn)生的直升機(jī)旋翼所特有的干擾現(xiàn)象。槳-渦干擾現(xiàn)象一旦發(fā)生，隨之就會(huì)引起強(qiáng)烈的旋翼BVI噪聲。該噪聲不僅僅具備中低頻噪聲在大氣中傳播遠(yuǎn)、難衰減的特點(diǎn)，而且具有較強(qiáng)的輻射特性，會(huì)給周圍環(huán)境帶來(lái)一定的負(fù)面影響[1]。因此，旋翼槳-渦干擾噪聲已經(jīng)逐漸成為限制直升機(jī)發(fā)展的重要因素。

基于BVI噪聲的產(chǎn)生機(jī)理，學(xué)者們提出了高階諧波控制(Higher Harmonic Control,HHC)這一主動(dòng)降噪方法，即通過(guò)降低渦強(qiáng)、增加槳-渦相遇距離以及改變槳-渦干擾夾角等措施來(lái)實(shí)現(xiàn)旋翼降噪的目的。1986年，Hardin和Lamkin[2]建立了旋翼BVI噪聲的參數(shù)影響模型，指出HHC技術(shù)在旋翼BVI噪聲主動(dòng)抑制方面可能具備的突出潛力和應(yīng)用前景。隨后，NASA Langley研究中心[3]以及德國(guó)宇航局[4]各自開(kāi)展了風(fēng)洞試驗(yàn)，以進(jìn)一步探究高階諧波控制對(duì)旋翼BVI噪聲的影響。通過(guò)對(duì)不同的HHC方案進(jìn)行測(cè)試，充分證實(shí)了HHC方法在旋翼降噪方面具備的能力。并且發(fā)現(xiàn)，在直升機(jī)斜下降狀態(tài)下，通過(guò)施加適當(dāng)?shù)腍HC控制，能夠使旋翼BVI噪聲降低多達(dá)5～6 dB。同時(shí)，Beaumier等[5]對(duì)高階諧波控制下的BO-105旋翼BVI噪聲進(jìn)行了預(yù)測(cè)，并提出了通過(guò)改變高階諧波控制的輸入項(xiàng)可能會(huì)更大程度上降低旋翼BVI噪聲的設(shè)想。2001年，美國(guó)軍方聯(lián)合NASA Lang-ley研究中心、德國(guó)及法國(guó)宇航局，對(duì)BO-105模型旋翼進(jìn)行了噪聲抑制試驗(yàn)[6]。該試驗(yàn)對(duì)高階諧波控制方法在旋翼降噪方面的潛力進(jìn)行了全面的評(píng)估，并且驗(yàn)證了采用數(shù)值方法對(duì)施加控制后的旋翼BVI噪聲進(jìn)行預(yù)測(cè)的可行性。

在國(guó)內(nèi)，史勇杰等[7]基于CFD方法在旋翼BVI噪聲的估算及特性分析方面開(kāi)展了相關(guān)研究，但尚未涉及噪聲的主動(dòng)控制。在旋翼噪聲主動(dòng)抑制方面，國(guó)內(nèi)研究較少。馮劍波等[8]采用自由尾跡模型分析了HHC方法對(duì)旋翼BVI噪聲的影響規(guī)律，通過(guò)依次對(duì)幅值和相位掃略，獲得了HHC控制的較優(yōu)方案和較劣方案。但由于自由尾跡法無(wú)法準(zhǔn)確計(jì)算槳葉表面載荷，導(dǎo)致很難精確估算旋翼BVI噪聲特性，這會(huì)對(duì)HHC降噪效果評(píng)估及參數(shù)影響分析的結(jié)果產(chǎn)生一定的干擾影響。

最近幾年，學(xué)者們?cè)诟唠A諧波控制的發(fā)生裝置方面做了一些研究[9]，但更多的關(guān)注重點(diǎn)已經(jīng)被轉(zhuǎn)移到了單片槳葉控制(Individual Blade Control,IBC)上。而IBC雖然具有操縱自由等優(yōu)點(diǎn)，但其系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜、操縱困難、重量和花費(fèi)較大。HHC與之相比，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、重量輕、可靠度高、易于操作及實(shí)現(xiàn)等優(yōu)點(diǎn)[10]。因此，HHC是一種既具有理論意義，同時(shí)具備較高工程價(jià)值的主動(dòng)降噪方法，值得深入研究。盡管國(guó)外很早就已提出將HHC應(yīng)用于旋翼噪聲抑制研究，并且相關(guān)工作已開(kāi)展多年，但國(guó)外僅有的與HHC相關(guān)的風(fēng)洞試驗(yàn)都存在著無(wú)法避免的局限性，比如在麥克風(fēng)布置數(shù)量以及HHC方案變化等方面都受到限制。而已有的數(shù)值模擬又大多局限于對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的驗(yàn)證，缺少參數(shù)影響分析及噪聲抑制機(jī)理的深入研究。

因此，為了客觀反映HHC方法對(duì)旋翼BVI噪聲的抑制效果，需要結(jié)合較為精確的CFD手段對(duì)其進(jìn)行更加全面的評(píng)估。此外，HHC方案的輸入?yún)?shù)對(duì)旋翼BVI噪聲抑制效果的影響，以及HHC方法實(shí)現(xiàn)旋翼BVI噪聲抑制的內(nèi)在機(jī)理仍需要進(jìn)一步的研究來(lái)揭示。鑒于此，本文首先建立了一套能夠用于HHC控制下旋翼BVI噪聲預(yù)測(cè)的數(shù)值方法，并對(duì)BO-105模型旋翼進(jìn)行了算例驗(yàn)證。在此基礎(chǔ)上，為避免高階諧波控制方案中控制頻率選取的局限性，選取AH-1模型旋翼作為研究對(duì)象，通過(guò)依次改變HHC方案中的控制頻率、輸入幅值與輸入相位的方式，探究HHC方法的各輸入?yún)?shù)對(duì)旋翼BVI噪聲抑制效果的影響規(guī)律。通過(guò)對(duì)HHC方法降噪效果的參數(shù)影響規(guī)律進(jìn)行分析，提出了“微小擾動(dòng)假設(shè)”，從而進(jìn)一步解釋了高階諧波控制能夠?qū)崿F(xiàn)旋翼BVI噪聲抑制的內(nèi)在機(jī)理。

1 數(shù)值計(jì)算方法

1.1 嵌套網(wǎng)格方法

網(wǎng)格生成是CFD方法的基礎(chǔ)。本文首先通過(guò)求解泊松方程來(lái)獲得二維翼型各剖面的網(wǎng)格，然后對(duì)各剖面網(wǎng)格進(jìn)行展向插值，得到整個(gè)槳葉的網(wǎng)格。為了更好地捕捉槳尖渦細(xì)節(jié)，通過(guò)采用繞翼型中弧線翻折策略，生成圍繞槳葉的三維C-O型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格[11]。該區(qū)域流場(chǎng)由Navier-Stokes方程計(jì)算。

考慮到前飛情況，背景網(wǎng)格選取長(zhǎng)方體的笛卡爾網(wǎng)格。并且，為了更好地捕捉槳尖渦信息，準(zhǔn)確估算槳-渦干擾噪聲，對(duì)旋翼槳尖渦形成及傳播位置的背景網(wǎng)格進(jìn)行了加密。

此外，本文采用了改進(jìn)的“透視圖”挖洞方法[12]來(lái)處理槳葉網(wǎng)格與背景網(wǎng)格之間的嵌套關(guān)系。為實(shí)現(xiàn)對(duì)背景網(wǎng)格洞邊界單元的貢獻(xiàn)單元進(jìn)行快速搜尋，本文將Inverse Map方法[13]和偽貢獻(xiàn)單元搜尋法[14]相結(jié)合，較大程度上提高了流場(chǎng)計(jì)算效率。圖1給出了本文建立的運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格系統(tǒng)示意圖。

圖1 運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格系統(tǒng)示意圖Fig.1 Sketch of moving-embedded grid system

1.2 CFD方法

前飛狀態(tài)，旋翼流場(chǎng)同時(shí)存在可壓流動(dòng)(槳尖高雷諾數(shù)區(qū)域)和不可壓流動(dòng)(槳根低雷諾數(shù)區(qū)域)的特性，為精確捕捉旋翼非定常渦流動(dòng)特性，以可壓Navier-Stokes方程作為旋翼貼體網(wǎng)格流場(chǎng)求解的控制方程。考慮到旋翼運(yùn)動(dòng)的周期性，將坐標(biāo)系建立在槳葉旋轉(zhuǎn)中心，建立Navier-Stokes方程組

(1)

式中：t為時(shí)間；V為控制體體積；S為控制體表面積;W為守恒變量；F和Fv分別為對(duì)流通量和黏性通量。守恒形式變量和通量為

式中：(u,v,w)為氣流速度；E和H分別為總能和總焓；ρ為氣流密度;p為壓強(qiáng);τij為黏性應(yīng)力張量;n=[nx,ny,nz]T為表面單位法矢;Θ=[Θx,Θy,Θz]為與黏性應(yīng)力和溫度導(dǎo)數(shù)相關(guān)的項(xiàng);Vr為相對(duì)逆變速度，表達(dá)式為

Vr=V-Ve=nxu+nyv+nzw-

(nxue+nyve+nzwe)

其中，Ve=[ue,ve,we]T為牽連速度，即網(wǎng)格運(yùn)動(dòng)速度；V=[u,v,w]T為氣流速度。

黏性系數(shù)計(jì)算采用S-A(Spalart-Allmaras)湍流模型，槳葉表面采用無(wú)滑移條件，物面處氣流與槳葉運(yùn)動(dòng)的相對(duì)速度為零。遠(yuǎn)場(chǎng)采用無(wú)反射邊界條件，即擾動(dòng)波不會(huì)反射回流場(chǎng)。對(duì)一般亞聲速問(wèn)題，有Riemann不變量

式中：下標(biāo)∞和e分別表示來(lái)流值和內(nèi)場(chǎng)值；γ為比熱比。因而有邊界上的法向速度Vn和聲速c，即

根據(jù)法向速度的符號(hào)(當(dāng)Vn<0為入流邊界，Vn>0為出流邊界)，可從來(lái)流值或內(nèi)場(chǎng)值中分別得到上邊界的熵s′和切向速度Vt，具體為

1) 亞聲速入流邊界

2) 亞聲速出流邊界

3) 超聲速入流邊界

ρ=ρ∞,V=V∞,p=p∞

4) 超聲速出流邊界

ρ=ρe,V=Ve,p=pe

根據(jù)邊界上的變量值可以算出邊界上的速度、密度和壓力，進(jìn)一步可求出邊界上的守恒變量值。

為了提高流場(chǎng)求解的效率，本文的時(shí)間推進(jìn)方法采用隱式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)格式。空間離散采用有限體積法，對(duì)于交界面上的對(duì)流通量，采用ROE-MUSCL(ROE-Monotone Upwind-centered Scheme for Conservation Laws)格式[15-16]計(jì)算無(wú)黏通量和網(wǎng)格面上的流動(dòng)變量。與二階中心差分格式相比，可有效地減少由于截?cái)嗾`差和人工黏性導(dǎo)致的槳葉尾跡數(shù)值耗散，提高數(shù)值計(jì)算精度。

1.3 噪聲計(jì)算方法

在旋翼BVI噪聲預(yù)測(cè)方面，采用由Farassat給出的FW-H(Ffowcs Williams-Hawking)[15-17]方程時(shí)域解——Farassat1A公式[17]。由于BVI噪聲通常發(fā)生在直升機(jī)低速斜下降的情況下，其主要成分是載荷噪聲。相比其他噪聲計(jì)算方法，該方法的聲源積分面選在槳葉表面，能夠更加精準(zhǔn)地從流場(chǎng)中提取槳葉表面載荷信息。因此，采用FW-H方程對(duì)旋翼BVI噪聲進(jìn)行估算是較為合理的，并且能夠保證較好的計(jì)算精度。Farassat 1A公式為

(2)

為提高噪聲計(jì)算精度，本文采用旋轉(zhuǎn)積分面[18]，直接從槳葉表面的網(wǎng)格上提取流場(chǎng)信息，避免插值引入額外的誤差。

1.4 BVI噪聲算例驗(yàn)證

直升機(jī)斜下降飛行是產(chǎn)生槳-渦干擾噪聲的最典型狀態(tài)。本節(jié)以AH-1/OLS試驗(yàn)旋翼典型槳-渦干擾狀態(tài)為算例，通過(guò)比較槳葉表面的載荷分布和不同觀察位置的聲壓時(shí)間歷程，來(lái)驗(yàn)證本文給出的旋翼BVI噪聲估算方法的有效性。圖2給出了槳葉不同剖面(r/R=0.6、0.91)在不同方位角上的壓力系數(shù)Cp的分布(1 psi=6.895 kPa)。圖中，R為旋翼半徑,ca為弦長(zhǎng),x為軸向位置。觀察發(fā)現(xiàn)，計(jì)算值與試驗(yàn)值[19]總體吻合較好，說(shuō)明該方法能夠較好地模擬槳-渦干擾狀態(tài)下的流場(chǎng)。

在流場(chǎng)模擬的基礎(chǔ)上，為進(jìn)一步驗(yàn)證噪聲估算的精度，選取OLS(Operational Loads Survey)旋翼試驗(yàn)[20]中MIC3和MIC9作為觀察點(diǎn)進(jìn)行算例驗(yàn)證。MIC3坐標(biāo)為(0，2.979R，-1.72R)，MIC9坐標(biāo)為(-1.489R，2.579R，-1.72R)，其中，R為AH-1旋翼半徑，旋翼中心為坐標(biāo)原點(diǎn)，圖3給出了本文噪聲計(jì)算坐標(biāo)系，ψ為方位角。

圖2 槳葉剖面壓力系數(shù)分布Fig.2 Distribution of pressure coefficient on blade section

圖4(a)和圖4(b)給出了相應(yīng)聲壓時(shí)間歷程與試驗(yàn)值的對(duì)比情況。從計(jì)算結(jié)果可以看出，預(yù)測(cè)得到的聲壓波形和峰值與試驗(yàn)數(shù)據(jù)擬合情況較好，這表明本文建立的數(shù)值方法是能夠較好地應(yīng)用于旋翼BVI噪聲的預(yù)測(cè)。

圖3 噪聲計(jì)算坐標(biāo)系Fig.3 Coordinate system for noise calculation

圖4 聲壓時(shí)間歷程與試驗(yàn)值對(duì)比Fig.4 Comparison of predicted sound pressure time histories with test data

1.5 HHC理論模型

高階諧波控制是通過(guò)控制旋翼槳距來(lái)降低槳-渦干擾處槳葉升力/渦強(qiáng)度，甚至改變槳-渦干擾位置，從而實(shí)現(xiàn)降低槳-渦干擾強(qiáng)度，降低BVI噪聲的目的。圖5(a)和圖5(b)分別給出了施加高階諧波控制前后的槳-渦干擾示意圖。

HHC方法是通過(guò)在自動(dòng)傾斜器的不旋轉(zhuǎn)環(huán)上施加高階諧波操縱輸入，從而實(shí)現(xiàn)槳距的主動(dòng)控制。施加HHC控制后，旋翼槳距的變化規(guī)律[21]為

(3)

式中：NB為槳葉片數(shù);ψi為第i片槳葉所在方位角;Ω為旋翼轉(zhuǎn)速;t為時(shí)間；旋翼槳距值θ由總距θ0、橫縱向周期變距θs、θc，以及高階諧波輸入項(xiàng)θHHC組成。其中，決定θHHC項(xiàng)的有3個(gè)變量：操縱輸入幅值θn、操縱輸入相位φC和控制頻率nΩ。

以n=4,θn=-1.2°,φC=120°為例，圖6給出了在施加高階諧波控制前后，AH-1旋翼槳距隨運(yùn)動(dòng)方位角的變化情況，圖中P為頻率階數(shù)。

圖5 槳-渦干擾示意圖Fig.5 Sketch of blade vortex interaction

圖6 旋翼槳距隨方位角的變化Fig.6 Variation of rotor pitch with azimuthal angle

需要注意的是控制頻率nΩ的選取受槳葉片數(shù)的限制[20]，n的值必須為槳葉片數(shù)的整數(shù)倍或槳葉片數(shù)整數(shù)倍加減1。對(duì)于四片槳葉的旋翼來(lái)說(shuō)，HHC的控制頻率被限制在3，4，5/rev(或7，8，9/rev……)的范圍內(nèi)，部分控制頻率如2/rev、6/rev則無(wú)法應(yīng)用。該局限性導(dǎo)致學(xué)者們逐漸將研究重點(diǎn)轉(zhuǎn)移至控制頻率不受限的單片槳葉控制。但其實(shí)對(duì)于槳葉片數(shù)不大于3的旋翼來(lái)說(shuō)，HHC并不存在控制頻率受槳葉片數(shù)限制的問(wèn)題。如兩片槳葉的旋翼，HHC的控制頻率可以為1，2，3，4，5/rev……本文將以帶有兩片槳葉的AH-1模型旋翼為例，探究在直升機(jī)典型槳-渦干擾狀態(tài)下，HHC技術(shù)對(duì)旋翼BVI噪聲的抑制效果，以及HHC輸入?yún)?shù)對(duì)抑制效果的影響，從而分析HHC的噪聲主動(dòng)抑制機(jī)理。

1.6 施加HHC方案下的旋翼BVI噪聲計(jì)算

在建立旋翼BVI噪聲估算方法的基礎(chǔ)上，為探究高階諧波控制對(duì)BVI噪聲的影響，并對(duì)高階諧波控制方案中的輸入?yún)?shù)進(jìn)行參數(shù)影響分析，應(yīng)首先對(duì)本文的方法能否較好地應(yīng)用于施加HHC方案后的旋翼BVI噪聲估算進(jìn)行驗(yàn)證。因此，本節(jié)依照現(xiàn)有的HHC試驗(yàn)，選取40%縮比的BO-105模型旋翼進(jìn)行算例驗(yàn)證。表1給出了BO-105旋翼基本參數(shù)及試驗(yàn)狀態(tài)參數(shù)，其他詳細(xì)參數(shù)見(jiàn)文獻(xiàn)[4]。

計(jì)算觀察點(diǎn)位置坐標(biāo)為(1.6,0.4,-2.4)，即試驗(yàn)中的麥克風(fēng)位置。坐標(biāo)系如圖3所示噪聲計(jì)算坐標(biāo)系。

選取文獻(xiàn)[4]中的2種HHC方案：4Ω,θn=-0.8°；4Ω,θn=-1.2°分別進(jìn)行驗(yàn)證，其中相位φC變化范圍為0° ～ 360°。圖7給出了兩種不同HHC方案施加前后，觀察點(diǎn)處噪聲聲壓級(jí)(Sound Pressure Level,SPL)隨相位角的變化情況。觀察可知，計(jì)算值與試驗(yàn)值具有一致的變化趨勢(shì)，對(duì)于不同的HHC方案，計(jì)算值能給出與試驗(yàn)值變化相符的響應(yīng)趨勢(shì)，這說(shuō)明該數(shù)值方法能夠有效地評(píng)估不同HHC方案對(duì)旋翼BVI噪聲的影響。而試驗(yàn)值與計(jì)算值在數(shù)值上略有不同，這可能是計(jì)算無(wú)法完全模擬風(fēng)洞試驗(yàn)條件所引起的，但這并不影響HHC對(duì)旋翼BVI噪聲降噪效果的評(píng)估以及參數(shù)影響分析。

表1 BO-105旋翼基本參數(shù)及試驗(yàn)狀態(tài)參數(shù)

圖7 HHC下BVI噪聲計(jì)算值與試驗(yàn)值對(duì)比Fig.7 Comparison of calculated BVI noise under HHC with test data

2 高階諧波控制的參數(shù)影響規(guī)律

為規(guī)避HHC方案中控制頻率選取的局限性，選擇具有兩片槳葉的AH-1模型旋翼作為算例，原因已在1.5節(jié)中說(shuō)明。該算例涉及的主要參數(shù)由表2給出。

已有研究表明，旋翼BVI噪聲具有明顯的指向性，槳盤前行側(cè)斜下方位置的BVI噪聲最強(qiáng)烈，對(duì)地面的影響也最為嚴(yán)重。針對(duì)這一現(xiàn)象，圖8給出了槳盤前行側(cè)斜下方8個(gè)觀察點(diǎn)的位置示意圖。8個(gè)觀察點(diǎn)均分布在距槳轂中心3.44R的球面上，其中觀察點(diǎn)#1，#2，#3，#4位于槳盤斜下方30°平面，#5，#6，#7，#8位于槳盤斜下方45°平面。通過(guò)對(duì)比不同HHC方案施加前后這8個(gè)觀察位置的噪聲總聲壓級(jí)大小，來(lái)探究HHC方案對(duì)旋翼BVI噪聲的降噪效果，以及HHC方案中的各輸入?yún)?shù)對(duì)旋翼BVI噪聲抑制效果的影響。

表2 AH-1旋翼基本參數(shù)及試驗(yàn)狀態(tài)參數(shù)Table 2 Basic parameters of AH-1 rotor and test state

圖8 觀察點(diǎn)位置示意圖Fig.8 Sketch of locations of observation points

2.1 控制頻率對(duì)HHC降噪效果的影響

由式(3)可知，控制HHC方案的輸入?yún)?shù)有：輸入幅值θn、輸入相位φC和控制頻率nΩ。圖9給出了輸入幅值和輸入相位一定的情況下，不同控制頻率(3Ω、4Ω、5Ω)對(duì)8個(gè)觀察位置BVI噪聲的影響。橫坐標(biāo)代表圖8中給出的8個(gè)觀察點(diǎn)編號(hào)，縱坐標(biāo)代表觀察點(diǎn)BVI噪聲的總聲壓級(jí)。從圖中可發(fā)現(xiàn)，僅改變控制頻率，不同的HHC方案產(chǎn)生的降噪效果具有相似的趨勢(shì)，這與已有試驗(yàn)獲得的結(jié)論[4]是相同的。

由1.5節(jié)可知，HHC控制頻率的選取受槳葉片數(shù)的限制，而對(duì)于槳葉片數(shù)在2～5片之間的旋翼來(lái)說(shuō)，4Ω的控制頻率普遍適用。為盡可能考慮工程實(shí)用性，后文在進(jìn)一步探究輸入幅值與輸入相位對(duì)旋翼BVI噪聲的影響時(shí)，暫將控制頻率設(shè)定為4Ω。

圖9 不同HHC控制頻率對(duì)降噪效果的影響Fig.9 Effects of different HHC frequencies on noise reduction

2.2 輸入幅值對(duì)HHC降噪效果的影響

圖10 BVI噪聲隨HHC輸入幅值的變化(4Ω，φC=30°)Fig.10 Variation of BVI noise with HHC input amplitude (4Ω，φC=30°)

圖10給出了控制頻率和輸入相位一定的情況下，BVI噪聲隨HHC輸入幅值的變化。輸入相位為30°，控制頻率為4Ω，輸入幅值的變化范圍為(-2，-0.4)及(0.4，2)。圖10(a)和圖10(b)分別給出了控制頻率和輸入相位一定的情況下，正、負(fù)輸入幅值對(duì)BVI噪聲的影響。從圖中可以看出，HHC方法對(duì)BVI噪聲具有較好的抑制效果。對(duì)于BVI噪聲輻射較強(qiáng)的槳盤前行側(cè)斜下方的8個(gè)觀察點(diǎn)，適當(dāng)?shù)腍HC方案甚至能使BVI噪聲降低4～7 dB。

此外，不同的輸入幅值將會(huì)產(chǎn)生不同的降噪效果。無(wú)論是正輸入幅值還是負(fù)輸入幅值，隨著輸入幅值數(shù)值的減小，BVI噪聲也隨之減小，HHC方案產(chǎn)生的降噪效果明顯提升(如：-0.4°比-2°的降噪效果更好，0.4°比2°的降噪效果好)。但通過(guò)觀察可發(fā)現(xiàn)，不同的輸入幅值僅影響噪聲降低的程度，對(duì)BVI噪聲的輻射指向性影響不大。

為探究輸入幅值越小，HHC方案對(duì)旋翼BVI噪聲產(chǎn)生的抑制效果是否就越好，在-0.4°～-0.02°的范圍內(nèi)選取了更多的數(shù)值，作為HHC方案的輸入幅值，進(jìn)行旋翼BVI噪聲估算。圖11的結(jié)果表明，HHC方案的降噪效果與其輸入幅值存在相關(guān)性。即輸入幅值數(shù)值越小，BVI噪聲的降噪效果越明顯。但當(dāng)輸入幅值在-0.4°～-0.05°的范圍內(nèi)變化時(shí)，HHC方案產(chǎn)生的降噪效果近乎不變。當(dāng)輸入幅值降低到-0.02°時(shí)，HHC方案產(chǎn)生的降噪效果有所削弱，這是由于幅值過(guò)小，槳葉表面的振動(dòng)對(duì)流場(chǎng)產(chǎn)生的影響很微弱所致。由于受到嵌套網(wǎng)格方法的限制，微小的輸入量變化很難在流場(chǎng)結(jié)果中有所體現(xiàn)。當(dāng)輸入幅值變化量小于0.03°時(shí)，流場(chǎng)的計(jì)算精度難以保證，同時(shí)考慮到在實(shí)際試驗(yàn)以及工程應(yīng)用上很難達(dá)到如此小的幅值，因此本文在幅值0.02°～0.05°之間并未給出更多的結(jié)果。但由已有的結(jié)果已經(jīng)可以看出，微小的輸入幅值對(duì)HHC方案產(chǎn)生的降噪效果具有直接影響。

圖11 微小輸入幅值對(duì)BVI噪聲的影響(4Ω，φC=30°)Fig.11 Effects of minor input amplitude on BVI noise (4Ω，φC=30°)

2.3 輸入相位對(duì)HHC降噪效果的影響

為進(jìn)一步探究高階諧波控制中的輸入相位對(duì)旋翼BVI噪聲的影響，圖12給出了控制頻率(4Ω)和輸入幅值(θn=-1.2°)一定的情況下，BVI噪聲總聲壓級(jí)隨輸入相位的變化規(guī)律。由圖可知，輸入相位在30°～150°范圍內(nèi)，或在210°～270°范圍內(nèi)變化時(shí)，不同HHC方案對(duì)BVI噪聲產(chǎn)生的降噪效果較為接近，但兩者相比差距較大。這是由于控制頻率為4Ω時(shí)，輸入相位在一定范圍內(nèi)變化時(shí)，實(shí)際上只會(huì)引起槳距發(fā)生較小的相位平移，超過(guò)一個(gè)臨界范圍時(shí)，則會(huì)產(chǎn)生相位相反的結(jié)果。

圖12 輸入相位對(duì)BVI噪聲的影響(4Ω，θn=-1.2°)Fig.12 Effects of input phase on BVI noise (4Ω，θn=-1.2°)

圖13 不同輸入相位對(duì)槳距的影響Fig.13 Effects of different input phases on rotor pitch

圖13(a)給出了輸入相位分別為30°和90°時(shí)，槳葉旋轉(zhuǎn)一周所引起的槳距變化。對(duì)比可知，這兩種輸入相位引起的槳葉槳距隨方位角變化的趨勢(shì)相似，對(duì)于任意位置的槳葉，對(duì)應(yīng)的槳距值差距不大。圖13(b)給出了輸入相位分別為90°和270°時(shí)，槳葉旋轉(zhuǎn)一周所引起的槳距變化。結(jié)果表明，這2個(gè)輸入相位引起的槳距隨方位角變化的趨勢(shì)完全相反，除個(gè)別方位角處槳距值不變外，大部分位置的槳葉槳距值均發(fā)生了較大的改變。

而由HHC降噪機(jī)理可知，槳距的變化直接影響了槳-渦干擾的發(fā)生。這合理地解釋了輸入相位在一定范圍內(nèi)變化時(shí)對(duì)旋翼BVI噪聲產(chǎn)生的降噪效果相似，而超出一定變化范圍時(shí)，產(chǎn)生的降噪效果則完全不同。

3 HHC降噪機(jī)理分析

基于2.2節(jié)中得到的輸入幅值對(duì)HHC降噪效果的影響規(guī)律(即：在一定范圍內(nèi)，輸入幅值越小，對(duì)旋翼BVI噪聲的抑制效果越好)，嘗試提出“微小擾動(dòng)假設(shè)”：旋翼BVI噪聲是源于前行槳葉槳尖渦與后行槳葉相遇發(fā)生的猛烈撞擊。若通過(guò)HHC方案中的微小輸入幅值給槳葉施加微小振動(dòng)，則槳-渦相遇時(shí)，該微小振動(dòng)會(huì)起到打散槳尖渦的作用，槳-渦碰撞的強(qiáng)度會(huì)在一定程度上有所緩和，渦的強(qiáng)度以及槳-渦干擾的發(fā)生位置也會(huì)發(fā)生改變，從而使旋翼BVI噪聲顯著降低。若給槳葉施加的振動(dòng)幅值過(guò)大，則該振動(dòng)本身會(huì)引起更大的載荷噪聲，不利于總噪聲的降低。

該假設(shè)可對(duì)HHC降低BVI噪聲的機(jī)理起到進(jìn)一步揭示的作用。為驗(yàn)證微小擾動(dòng)假設(shè)在不同HHC方案中的普適性，本文又對(duì)輸入相位為60°的情況下，不同輸入幅值對(duì)BVI噪聲的影響進(jìn)行了估算，圖14(a)、圖14(b)和圖14(c)分別給出了圖8所示8個(gè)觀察位置的厚度噪聲、載荷噪聲、BVI噪聲總聲壓級(jí)的估算結(jié)果?？梢钥闯觯唠A諧波控制對(duì)旋翼厚度噪聲并沒(méi)有任何影響，對(duì)載荷噪聲的影響規(guī)律與對(duì)BVI總噪聲的影響規(guī)律相同，即HHC輸入幅值越小，噪聲聲壓級(jí)越小。當(dāng)幅值減小到-0.4°時(shí)，載荷噪聲不再降低。幅值過(guò)大時(shí)，載荷噪聲不降反升，這是由于槳葉較大幅度的振動(dòng)本身會(huì)引起較大的載荷噪聲所致，這與上文提出的“微小擾動(dòng)假設(shè)”相符。

圖14 BVI噪聲隨HHC輸入幅值的變化(4Ω，φC=60°)Fig.14 Variation of BVI noise with HHC input amplitude(4Ω，φC=60°)

為了能更清晰地認(rèn)識(shí)當(dāng)輸入幅值過(guò)大時(shí)，載荷噪聲以及BVI總噪聲不降反升的特性，選取了圖14算例中的2個(gè)典型幅值(-0.8°和-2.0°)作為輸入，計(jì)算給出了這2種HHC方案下旋翼厚度噪聲、載荷噪聲以及BVI總噪聲的聲壓時(shí)間歷程，如圖15所示。

通過(guò)對(duì)比圖15中的2個(gè)HHC方案對(duì)聲壓信號(hào)的影響，可以發(fā)現(xiàn)不同的輸入幅值對(duì)厚度噪聲沒(méi)有影響。相比輸入幅值為-0.8°的情況，當(dāng)輸入幅值為-2°時(shí)會(huì)引起更大的載荷噪聲脈沖(含BVI特征)，從而導(dǎo)致旋翼總噪聲增大。這與圖14中的結(jié)果相吻合，進(jìn)一步證實(shí)了幅值過(guò)大時(shí)，載荷噪聲不降反升，微小幅值更有利于BVI噪聲的降低。

為進(jìn)一步探究HHC降低旋翼BVI噪聲的內(nèi)在機(jī)理，圖16給出了未施加HHC控制以及施加HHC控制后，槳葉位于90°方位角時(shí)的渦量分布圖。其中，圖16(a)和圖16(b)分別給出了旋翼縱向截面(沿前飛方向截面)的渦量圖。從圖中可以看出，直升機(jī)在斜下降飛行時(shí)，采用HHC控制后，從前飛方向向后拖出的脫落渦強(qiáng)度減弱，且渦脫離槳葉的距離較未施加HHC控制相比更遠(yuǎn)。圖16(c)、圖16(d)和圖16(e)、圖16(f)分別給出了旋翼下方距槳盤0.1R、0.2R截面位置上，施加HHC控制前后的渦量對(duì)比圖。比較可知，在施加HHC控制后， 旋翼后方及下方的脫落渦強(qiáng)度都呈減弱趨勢(shì)，但脫落渦在空間中占據(jù)的范圍有所增大。

圖16 不同截面渦量分布圖Fig.16 Vorticity contours of different cross sections

為更好地理解BVI噪聲的產(chǎn)生機(jī)理，以及槳-渦干擾的發(fā)生位置，增加槳葉網(wǎng)格和背景網(wǎng)格的密度，同時(shí)降低真實(shí)時(shí)間步，以捕捉BVI狀態(tài)下Cp的擾動(dòng)量。圖17給出了在r/R=0.91的槳葉剖面位置上，翼型上表面不同弦向位置的表面壓力系數(shù)隨方位角的變化趨勢(shì)。η為計(jì)算點(diǎn)距翼型前緣點(diǎn)的弦向距離。從圖中可以看出，距離前緣較近的區(qū)域有明顯的壓強(qiáng)擾動(dòng)，距離前緣位置越遠(yuǎn)，壓強(qiáng)擾動(dòng)現(xiàn)象越不明顯，即槳-渦干擾現(xiàn)象主要發(fā)生在槳葉前緣附近。這與已有文獻(xiàn)[1]得到的結(jié)論相吻合。當(dāng)槳葉運(yùn)動(dòng)至45°、90°方位角以及300°、360°方位角時(shí)，槳葉前緣附近產(chǎn)生了較強(qiáng)的壓強(qiáng)擾動(dòng)，這與已有研究表明的BVI發(fā)生位置相吻合。這也進(jìn)一步說(shuō)明了BVI噪聲的產(chǎn)生是源于先行槳葉槳尖渦與后續(xù)槳葉相碰撞，引起后續(xù)槳葉表面的強(qiáng)壓強(qiáng)擾動(dòng)。

圖17 不同弦向位置壓力系數(shù)隨方位角的變化Fig.17 Variation of distribution of pressure coefficient at different chord positions with azimuthal angle

圖18 槳葉前緣壓力系數(shù)隨方位角的變化Fig.18 Variation of distribution of pressure coefficient on blade leading-edge with azimuthal angle

明確了BVI噪聲的產(chǎn)生機(jī)制是源于槳葉表面的壓強(qiáng)擾動(dòng)之后，本文嘗試通過(guò)對(duì)比HHC施加前后槳葉表面載荷的變化，來(lái)進(jìn)一步探究HHC方法的降噪機(jī)理。由于強(qiáng)壓強(qiáng)擾動(dòng)發(fā)生在槳葉前緣附近，故圖18給出了槳葉不同剖面(r/R=0.91、0.97)前緣位置的表面壓力系數(shù)隨方位角的變化。通過(guò)對(duì)比HHC施加前后BVI發(fā)生區(qū)域壓強(qiáng)擾動(dòng)的變化，可以發(fā)現(xiàn)，通過(guò)高階諧波控制可緩和槳葉表面的壓強(qiáng)擾動(dòng)，壓力變化相對(duì)趨于平緩。結(jié)合前面對(duì)渦量強(qiáng)度及分布規(guī)律的分析，可以得到進(jìn)一步的結(jié)論：HHC控制能夠通過(guò)給予槳葉微小的高頻振動(dòng)，使槳葉與渦相遇時(shí)，對(duì)渦產(chǎn)生高頻擾動(dòng)，起到打散槳尖渦、降低渦強(qiáng)、改變槳-渦干擾發(fā)生位置的作用，從而緩和槳葉表面壓強(qiáng)擾動(dòng)，實(shí)現(xiàn)從源頭上降低旋翼BVI噪聲的目的。

4 結(jié) 論

1) 當(dāng)直升機(jī)處于典型槳-渦干擾狀態(tài)(斜下降狀態(tài))下，適當(dāng)?shù)腍HC方案能使BVI噪聲輻射較強(qiáng)方向上的觀察點(diǎn)噪聲聲壓級(jí)降低4～7 dB。

2) HHC方案中的輸入幅值與降噪效果成明顯相關(guān)性。對(duì)于本文中的模型旋翼，控制頻率和輸入相位保持不變時(shí)，輸入幅值在一定變化范圍內(nèi)數(shù)值越小，降噪效果越好。當(dāng)幅值在-0.05°～0.4°范圍內(nèi)變化時(shí)，降噪效果趨于不變。不同的輸入幅值僅影響B(tài)VI噪聲降低的程度，對(duì)BVI噪聲的指向性影響不大。

3) HHC方案中的輸入相位在一定范圍內(nèi)變化時(shí)，槳距隨方位角變化趨勢(shì)相似，不同HHC方案產(chǎn)生的降噪效果仍然相似。輸入相位超出一定變化范圍時(shí)，槳距隨方位角變化趨勢(shì)相反，不同HHC方案產(chǎn)生的降噪效果則截然不同。這間接地說(shuō)明了HHC方法是通過(guò)控制槳距變化規(guī)律從而達(dá)到抑制旋翼BVI噪聲的目的。

4) 基于輸入幅值對(duì)旋翼BVI噪聲的影響規(guī)律，提出微小擾動(dòng)假設(shè)：若通過(guò)高階諧波控制的微小輸入幅值，給槳葉施加微小的高頻擾動(dòng)，則槳-渦相遇時(shí)，槳葉表面的振動(dòng)能夠起到打散槳尖渦的效果。渦的強(qiáng)度以及槳-渦干擾的發(fā)生位置會(huì)隨之改變，從而緩和槳葉表面壓強(qiáng)的擾動(dòng)，使旋翼BVI噪聲顯著降低。若高階諧波控制的輸入幅值過(guò)大，則給槳葉施加的振動(dòng)過(guò)大，這時(shí)會(huì)引起更大的載荷噪聲，不利于總噪聲的降低。

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RotornoisereductionmechanismandparameteranalysisofHHCmethod

CHENSiyu,ZHAOQijun*,NITongbing,ZHUZheng

NationalKeyLaboratoryofScienceandTechnologyonRotorcraftAeromechanics,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China

Rotorblade-vortexinteraction(BVI)noiseisoneofthemainobjectivesofrotoraerodynamicnoisereduction.Thehigherharmoniccontrol(HHC)methodhasbeendemonstratedtobeaneffectiverotornoisereductionmethod.Toobtainnoisereductioneffects,noisereductionmechanismandparametereffectsoftheHHCmethod,aCFDmethodforsimulatingblade-vortexinteractionisestablishedbasedonmoving-embeddedgridmethodandcompressibleReynoldsaveragedNavier-Stokes(RANS)equations.BasedonthepreviousflowfieldcalculationsandFW-Hequations,anoisepredictionmethodCFD/FW-HisestablishedtopredicttheBVInoise.ThecaseofBO-105rotorwithHHCiscalculatedusingtheproposedmethod.ThecalculationresultsobtainedbysimulatingdifferentCFDcasesdemonstratethatthesoundpressurelevelsofthecasewithHHCarereducedby4-7dBduringlowspeeddescent.Theeffectsofthefrequency,phaseandtheamplitudeofHHConrotorBVInoisecontrolhavebeenanalyzed.SomeconclusionsaboutrelativeparametereffectruleshavebeenobtainedandthemechanismofHHChasbeenfurtherexplainedbasedontheinfluenceofamplitudeonnoisereductioneffectsofHHC.

rotorBVInoise;RANSequations;FW-Hequations;higherharmoniccontrol(HHC);parameteranalysis;noisereductionmechanism

2016-11-28；Revised2017-03-10；Accepted2017-05-29;Publishedonline2017-06-061912

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10.7527/S1000-6893.2017.121000

V211.3

A

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2016-11-28；退修日期2017-03-10；錄用日期2017-05-29;< class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

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*

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陳絲雨，招啟軍，倪同兵，等．基于HHC方法的旋翼噪聲抑制機(jī)理及參數(shù)影響J.航空學(xué)報(bào)，2017,38(10):121000.CHENSY,ZHAOQJ,NITB,etal.RotornoisereductionmechanismandparameteranalysisofHHCmethodJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(10):121000.

(責(zé)任編輯：張晗)