李志彬,張羽霓,王雪鶴,林永峰

(中國直升機設(shè)計研究所 直升機動力學全國重點實驗室,江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

噪聲大直接限制了直升機在軍用領(lǐng)域的生存能力和民用領(lǐng)域的適航范圍,氣動聲學設(shè)計也因此成為現(xiàn)代直升機設(shè)計過程中重要的研究內(nèi)容。

旋翼噪聲作為直升機的主要噪聲之一[1-2],因其頻率低、傳播遠的特性而備受關(guān)注。當前,直升機的主動和被動降噪設(shè)計[3-4]一般會導致其它關(guān)鍵性能參數(shù)的降低,比如前飛升阻比等。此外,主、被動降噪設(shè)計由于要改變旋翼結(jié)構(gòu),并不能直接應(yīng)用于現(xiàn)役直升機。調(diào)整直升機飛行軌跡和姿態(tài)的“使用降噪技術(shù)”是一種具有潛力的低成本直升機降噪方法。實施這一技術(shù)對旋翼結(jié)構(gòu)不產(chǎn)生影響,因此,低噪聲飛行軌跡設(shè)計成為了拓展直升機任務(wù)范圍最有希望的途徑之一[5-7]。

水平轉(zhuǎn)彎是一種非常重要的飛行姿態(tài),是直升機完成部分復(fù)雜機動動作的前提[8]。研究并掌握水平轉(zhuǎn)彎狀態(tài)不同飛行參數(shù)下的旋翼氣動噪聲特性,對直升機低噪聲軌跡設(shè)計具有重要意義。從公開文獻來看,國內(nèi)外對水平轉(zhuǎn)彎狀態(tài)下的旋翼氣動噪聲研究較少。國外主要通過試驗測試方法研究了轉(zhuǎn)彎狀態(tài)與直升機直線飛行的噪聲區(qū)別,發(fā)現(xiàn)轉(zhuǎn)彎狀態(tài)噪聲顯著增大[9]。國內(nèi)南京航空航天大學朱晨帆[10]通過準定常映射的計算方法,引入二級聲輻射球的概念建立了水平轉(zhuǎn)彎狀態(tài)下地面聲場的計算方法,但缺乏旋翼氣動力分析和噪聲指向性分析。

鑒于此,本文基于Camrad II/FW-H旋翼噪聲快速計算模型,在相同轉(zhuǎn)彎半徑下計算了前進比對旋翼氣動噪聲的影響,并基于二級聲輻射模型,分析了前進比對地面輻射聲場的影響,得出了一些有價值的結(jié)論。

1 計算方法

1.1 非定常載荷計算

為快速獲得旋翼槳葉的非定常氣動力,本文采用Camrad II計算旋翼槳葉的非定常氣動載荷。在計算模型中,每片槳葉采用11個非線性梁單元建模,每片槳葉包含15個槳葉載荷(升力系數(shù)、阻力系數(shù))輸出剖面。為了更好地捕捉槳-渦干擾現(xiàn)象,一個旋轉(zhuǎn)周期采用360個方位角來描述,分辨率為1度。旋翼入流計算采用自由尾跡幾何模型,升力被分解到槳葉固定坐標系中,然后通過Camrad II數(shù)據(jù)后處理程序從結(jié)果文件中提取配平后操縱量以及旋轉(zhuǎn)時間的相關(guān)函數(shù)(方位角、展向位置、當?shù)伛R赫數(shù)、升力系數(shù))。

圖1 水平轉(zhuǎn)彎受力分析圖

(1)

所以對于某一前飛速度和轉(zhuǎn)彎半徑,通過式(1)計算得到水平轉(zhuǎn)彎需要的坡度角和偏航角速率,代入Camrad II計算模型進行旋翼載荷計算。

1.2 噪聲計算方法

FW-H方程是氣動噪聲計算經(jīng)典方程。對于亞音速狀態(tài)的旋翼噪聲,Farassat 1A公式(以下通稱F 1A公式)是FW-H方程解的時域積分表達式。為了使用Camrad II計算得到的槳葉剖面氣動力,基于緊致源模型,將F 1A公式中的載荷噪聲部分寫成緊致源形式[11-12]:

(2)

式中,

(3)

(4)

式中,L為截面升力矢量,R為槳葉半徑,y是緊致源點所在徑向位置。

在公式(4)中,槳葉表面載荷分布體現(xiàn)為槳葉截面升力在槳葉中弧面四分之一弦長處的集中分布。

1.3 方法驗證

為了驗證本文噪聲計算方法的可靠性,在中國空氣動力學研究與發(fā)展中心4 m×5.5 m聲學風洞開展了模型旋翼聲學驗證試驗。

試驗中模型旋翼直徑為2 m,具有5片槳葉。槳葉采用OA系列翼型,槳尖拋物線后掠,線性負扭轉(zhuǎn)。試驗中槳尖轉(zhuǎn)速為208.3 m/s(95%額定槳尖速度環(huán)境修正值)。圖2給出了槳盤平面內(nèi)和槳盤夾角20°處聲壓歷程的本文計算值與試驗值對比。

圖2 模型旋翼聲壓時間歷程對比

從圖中可以看出,本文采用旋翼噪聲計算模型計算得到的觀測點處的聲壓歷程與試驗值吻合得很好,表明了本文方法的有效性。

2 噪聲計算分析

2.1 計算模型方法驗證

本文計算采用的直升機旋翼有5片槳葉,旋轉(zhuǎn)方向為俯視逆時針,采用NACA系列翼型,槳尖拋物線后掠,采用線性負扭轉(zhuǎn)。采用拉力式尾槳,旋轉(zhuǎn)方向為底向前。對于逆時針旋翼,每一種轉(zhuǎn)彎都有不同的尾跡干涉和聲學特性,因此左、右轉(zhuǎn)彎都進行評估。

本文研究結(jié)果可以用于輔助駕駛員實現(xiàn)低噪聲軌跡飛行?？紤]到駕駛員一般無法估計轉(zhuǎn)彎半徑,因此在表1中列出了Camrad II計算得到的轉(zhuǎn)彎半徑、前飛速度和坡度角的對應(yīng)關(guān)系,其中R為旋翼半徑,φ為坡度角。從表中可以看出,在轉(zhuǎn)彎半徑相同的情況下,坡度角隨前飛速度增大而增大。相同飛行速度下,左轉(zhuǎn)彎對應(yīng)坡度角比右轉(zhuǎn)彎大。左、右轉(zhuǎn)彎坡度角不對稱是由于旋翼槳葉在前行側(cè)和后行側(cè)入流速度的差異,以及全機配平差異(尾槳拉力方向)造成的。

表1 轉(zhuǎn)彎半徑與前飛速度對應(yīng)關(guān)系

為了分析旋翼的氣動噪聲特性,以旋翼槳轂中心為球心,取1387個觀測點組成的半徑為25R的聲輻射半球。聲輻射半球是水平固定的,不隨旋翼坡度角變化,如圖3所示。在后續(xù)分析中,將半球面以Y正半軸等角割圓錐投影轉(zhuǎn)換,得到聲輻射半球的Lambert投影。

圖3 左轉(zhuǎn)彎狀態(tài)聲輻射半球示意圖

2.2 不同前進比旋翼噪聲特性

圖4和圖5給出了左轉(zhuǎn)彎和右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)下旋翼氣動噪聲云圖。從圖中可以看出,左轉(zhuǎn)彎狀態(tài)對應(yīng)輻射半球的噪聲熱點區(qū)域相比于右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)偏右。本文定義噪聲級較大區(qū)域為噪聲熱點區(qū)域,噪聲級較小區(qū)域為噪聲冷點區(qū)域。

左轉(zhuǎn)彎狀態(tài)下,隨著前進比的增大,噪聲熱點區(qū)域逐漸向方位角較小、槳盤夾角較小區(qū)域偏移。從圖4中96 dB等值線環(huán)繞面積可以看出,隨著前進比的增大,輻射噪聲先減小后增大。

圖4 左轉(zhuǎn)彎狀態(tài)旋翼氣動噪聲云圖

右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)下,隨著前進比的增大,噪聲熱點區(qū)域逐漸向方位角較大、槳盤夾角較小區(qū)域偏移。從圖5中98 dB等值線環(huán)繞面積可以看出,隨著前進比的增大,輻射噪聲呈脈動變化,無明顯規(guī)律。

圖5 右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)旋翼氣動噪聲云圖

2.3 不同前進比旋翼氣動力分析

圖6分別給出了前進比0.2時左、右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)旋翼尾跡的俯視圖、側(cè)視圖和后視圖。從圖中可以看出,前行側(cè)干涉強,后行側(cè)干涉相對較弱。這是渦旋對流的結(jié)果,也是因為橫向周期變距控制槳葉在前行側(cè)揮舞下降,在后行側(cè)揮舞上升。比較圖6(e)和圖6(f)可以看出,右轉(zhuǎn)彎在前行側(cè)尾跡更加集中,槳渦干擾會更加強烈,所以右轉(zhuǎn)彎對應(yīng)的噪聲相對較大。

由旋翼載荷噪聲計算公式(4)可知,旋翼載荷噪聲與槳葉氣動載荷的脈動量直接相關(guān)。為了進一步分析2.2節(jié)旋翼噪聲級變化的原因,圖7和圖8給出了旋翼槳葉展向位置0.875R、0.9475R兩個截面的升力在槳葉旋轉(zhuǎn)一周內(nèi)的變化規(guī)律。

從圖中可以看出,槳葉剖面升力在60°～120°和240°～300°方位角范圍內(nèi)均發(fā)生了不同程度的振蕩,這是由于槳渦干擾導致的。從圖7可以看出:前進比0.1狀態(tài)的升力曲線在方位角90°附近發(fā)生多次明顯振蕩;相比之下,前進比0.25狀態(tài)的升力曲線在方位角90°附近振蕩明顯較小,槳渦干擾現(xiàn)象減弱。所以,前進比0.25狀態(tài)的噪聲要明顯小于前進比0.1狀態(tài)。從圖8可以看出,在方位角90°附近,前進比0.15狀態(tài)的升力曲線發(fā)生了多次明顯振蕩,其余狀態(tài)振蕩程度明顯較小。因此,前進比0.15狀態(tài)是右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)中噪聲最大的。

圖7 左轉(zhuǎn)彎狀態(tài)旋翼槳葉非定常氣動力

圖8 右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)旋翼截面升力隨方位角的變化

從以上分析可以得出,左轉(zhuǎn)彎前進比0.1狀態(tài)和右轉(zhuǎn)彎前進比0.15狀態(tài)為槳渦干擾最強狀態(tài),此時槳-渦干擾噪聲占優(yōu)。隨著前進比進一步增大,直升機坡度角增大,旋翼拉力增大,此時旋翼拉力對于噪聲占主導地位。

圖9給出了左轉(zhuǎn)彎兩個狀態(tài)典型觀測點處的聲壓時間歷程,其中典型觀測點分別位于兩個狀態(tài)輻射半球上的噪聲級最大處。從圖中可以看出,前進比0.1狀態(tài)在方位角20°附近存在明顯的聲壓正峰值,這是槳-渦干擾狀態(tài)的典型特征,說明此時旋翼噪聲主要是BVI噪聲。而前進比0.25狀態(tài)無明顯的槳-渦干擾現(xiàn)象。

圖9 典型觀測點試驗時間歷程對比

3 地面聲場計算分析

本節(jié)基于二級聲輻射模型完成地面聲場的快速預(yù)測[13]。針對轉(zhuǎn)彎飛行,將軌跡分成一系列連續(xù)的軌跡段,將每一段軌跡稱之為軌跡元素,元素間距對應(yīng)直升機旋轉(zhuǎn)一圈行進的距離。取每一段軌跡的中間為控制點,每個控制點對應(yīng)了不同狀態(tài)的聲輻射球數(shù)據(jù);再通過二級聲輻射球模型進行地面點定位,輻射到地面觀測點上,得出本文需要的地面聲場數(shù)據(jù)。

圖10 二級聲輻射球模型[13]

3.1 地面聲場特性

為了方便對比,轉(zhuǎn)彎飛行軌跡以(0 m,0 m,500 m)為固定經(jīng)過點,觀測點均位于地面(Z=0 m),轉(zhuǎn)彎角度為180°,轉(zhuǎn)彎半徑為40R,如圖11所示。

圖11 地面觀測點示意圖

地面聲場采用等效連續(xù)聲級(LEQ)作為度量,單位以dB表示。LEQ表示在聲場中某一位置上某一段時間內(nèi)的噪聲大小,是將連續(xù)變化的聲級以時間能量平均的方法計算出來的。通過LEQ在觀察平面上的等高線圖確定了相關(guān)軌跡的“相對噪聲”。這說明LEQ可便于量化每條軌跡的“持續(xù)噪聲影響”,可用于定性地判斷一條飛行軌跡相對于另一條飛行軌跡的“良好性”。等效連續(xù)聲級的計算公式:

(5)

式中,Δt表示旋翼旋轉(zhuǎn)一圈的時間,下標i表示飛行軌跡離散點的編號,T0為某段時間的總量。

圖12和圖13分別給出的是左轉(zhuǎn)彎、右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)旋翼噪聲輻射的地面聲場。在本文的研究范圍內(nèi),與右轉(zhuǎn)彎相比,左轉(zhuǎn)彎的等效連續(xù)聲級相對較低。對于左轉(zhuǎn)彎,最佳的前進比為0.25;對于右轉(zhuǎn)彎,最佳的前進比為0.2。

圖13 右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)旋翼噪聲輻射的地面聲場

從圖中可以看出,左轉(zhuǎn)彎時噪聲熱點區(qū)域在Y軸正半軸地面區(qū)域;而對于右轉(zhuǎn)彎,噪聲熱點在Y軸負半軸區(qū)域。對于噪聲敏感區(qū)域,比如學校、養(yǎng)老院等,駕駛員可以選擇一種轉(zhuǎn)彎來有效降低對該類地區(qū)的影響。

3.2 固定觀測點噪聲分析

圖14和圖15分別給出的是左轉(zhuǎn)彎、右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)地面固定觀測點聲壓級時間歷程。從圖中可以看出,對于同一類轉(zhuǎn)彎,不同前進比下的同一觀測點噪聲級有所區(qū)別。對比圖14(a)和圖14(c)中的A觀測點曲線,可以看出大部分時間前進比0.1對應(yīng)的噪聲級比前進比0.2狀態(tài)高約7 dB。

圖14 左轉(zhuǎn)彎狀態(tài)地面固定觀測點聲壓級時間歷程

對比相同轉(zhuǎn)彎半徑下的左、右轉(zhuǎn)彎狀態(tài),可以看出不同的轉(zhuǎn)彎方向會導致同一個觀測點出現(xiàn)明顯的噪聲級差異。對比圖14(d)和圖15(d)中的C觀測點曲線,可以看出在完成轉(zhuǎn)彎動作的大部分時間右轉(zhuǎn)彎噪聲級比左轉(zhuǎn)彎高8 dB以上。

圖15 右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)地面固定觀測點聲壓級時間歷程

4 結(jié)論

本文采用CAMRAD II/FW-H旋翼噪聲快速分析模型計算了水平轉(zhuǎn)彎狀態(tài)的旋翼氣動噪聲特性,可得出以下結(jié)論:

1)隨前飛速度增大,左/右轉(zhuǎn)彎的輻射噪聲級并不存在單調(diào)變化趨勢,這與槳-渦干擾程度密切相關(guān)。

2)當轉(zhuǎn)彎半徑為40R時,左轉(zhuǎn)彎狀態(tài)最佳前進比為0.25,右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)最佳前進比為0.2,通過合理地選擇轉(zhuǎn)彎前進比可以顯著降低旋翼噪聲。同時,應(yīng)避免左轉(zhuǎn)彎前進比0.1和右轉(zhuǎn)彎前進比0.15這些槳-渦干擾強烈的飛行狀態(tài)。

3)本文方法適用于工程計算分析,計算結(jié)果能夠?qū)χ鄙龣C低噪聲軌跡飛行提供有利指導,應(yīng)用前景廣闊。