陳平劍, 仲唯貴, 段廣戰(zhàn)

(中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所, 江西 景德鎮(zhèn) 333000)

直升機(jī)氣動噪聲研究進(jìn)展

陳平劍*, 仲唯貴, 段廣戰(zhàn)

(中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所, 江西 景德鎮(zhèn) 333000)

對直升機(jī)氣動噪聲的研究進(jìn)展進(jìn)行了綜述，內(nèi)容包括試驗(yàn)技術(shù)、理論分析方法和噪聲抑制技術(shù)。聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)是直升機(jī)氣動噪聲研究的基本手段，其中非定常載荷測試、流場顯示和聲源定位等先進(jìn)測試技術(shù)已實(shí)現(xiàn)應(yīng)用；飛行試驗(yàn)在直升機(jī)噪聲適航標(biāo)準(zhǔn)完善和噪聲控制技術(shù)研究等方面已成為必不可少的研究和驗(yàn)證手段。直升機(jī)氣動噪聲的理論體系不斷完善，包括聲類比法、Kirchhoff/CFD混合法等旋翼氣動噪聲分析方法都已形成分析程序，成為直升機(jī)研發(fā)的有效工具。直升機(jī)氣動噪聲的抑制仍然以旋翼槳尖設(shè)計(jì)為主，飛行軌跡優(yōu)化、旋翼噪聲主動控制等新技術(shù)已實(shí)現(xiàn)飛行驗(yàn)證，但尚未進(jìn)行型號應(yīng)用。在用戶和市場需求的推動下，在新型直升機(jī)的研發(fā)中，引入氣動噪聲的抑制技術(shù)將是必然的發(fā)展趨勢。

直升機(jī)；旋翼噪聲；氣動噪聲；聲學(xué)試驗(yàn)；噪聲控制

0 引 言

在直升機(jī)設(shè)計(jì)中，飛行速度、高度、航程及操縱特性等指標(biāo)一直是最主要的設(shè)計(jì)需求，通過技術(shù)進(jìn)步提升直升機(jī)的飛行性能和操縱品質(zhì)也一直是設(shè)計(jì)者努力的方向。隨著現(xiàn)代直升機(jī)的飛行速度、槳盤載荷、機(jī)動能力等越來越高，使用范圍日益廣泛，直升機(jī)的噪聲、特別是旋翼噪聲產(chǎn)生的不利影響越來越突出。

民用直升機(jī)經(jīng)常在人口稠密的城區(qū)起飛著陸，并且多數(shù)是低空慢速飛行，噪聲污染嚴(yán)重，世界各國民航組織均對民用直升機(jī)噪聲水平制定了嚴(yán)格的規(guī)定；軍用直升機(jī)的噪聲水平會影響其可探測性和機(jī)組成員的舒適性，將決定直升機(jī)的作戰(zhàn)效能和戰(zhàn)場生存能力，噪聲水平已成為現(xiàn)代軍用直升機(jī)的一項(xiàng)重要戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)。因此，直升機(jī)的氣動聲學(xué)設(shè)計(jì)是今后直升機(jī)研制過程中不可或缺的環(huán)節(jié)，以實(shí)現(xiàn)直升機(jī)噪聲水平的控制和降低[1]。

隨著人們對直升機(jī)噪聲問題的重視，直升機(jī)氣動噪聲技術(shù)獲得了長足的進(jìn)步，已逐步向多學(xué)科融合的方向發(fā)展，涉及到直升機(jī)空氣動力學(xué)、計(jì)算流體力學(xué)、氣動聲學(xué)、旋翼動力學(xué)、風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)等多個學(xué)科。直升機(jī)氣動噪聲技術(shù)的發(fā)展成為直升機(jī)技術(shù)進(jìn)步的重要推動力量。

1 直升機(jī)氣動噪聲的組成

直升機(jī)以旋翼系統(tǒng)為升力面、推進(jìn)面和操縱面，這種操縱方式?jīng)Q定了直升機(jī)具有復(fù)雜的非定常流動環(huán)境，包含了氣流失速、跨音速流、槳-渦干擾和槳尖渦系等[2]，如圖1所示。這些流動現(xiàn)象決定了直升機(jī)氣動噪聲具有復(fù)雜的構(gòu)成和非定常特性。

直升機(jī)氣動噪聲主要來源于旋翼系統(tǒng)，可分為脈沖噪聲、旋轉(zhuǎn)噪聲和寬帶噪聲，圖2給出了直升機(jī)噪聲的主要組成。脈沖噪聲，又稱為槳葉拍擊噪聲，是周期性脈沖的聲壓擾動，可以認(rèn)為它是旋轉(zhuǎn)噪聲的極端情況，按產(chǎn)生方式可分為槳-渦干擾噪聲(BVI)和高速脈沖噪聲(HSI)。脈沖噪聲通常出現(xiàn)在諸如直升機(jī)拉平著陸，小角度下降和減速急降轉(zhuǎn)彎這些機(jī)動飛行狀態(tài)以及高速前飛狀態(tài)，槳-渦干擾噪聲來源于旋翼槳葉與槳尖渦的干擾，高速脈沖噪聲來源于大馬赫數(shù)下的厚度效應(yīng)。旋轉(zhuǎn)噪聲是一種純粹的周期性諧波噪聲，是由槳葉厚度和槳葉上周期性升力和阻力產(chǎn)生的，其頻譜是由旋翼通過頻率的各階諧波組成，通常在頻譜的低頻部分占主導(dǎo)地位。寬頻帶噪聲，也稱渦流噪聲，主要是由槳葉在擾動的尾渦中運(yùn)行而產(chǎn)生的隨機(jī)升力脈動所引起的，特別是由槳尖渦所誘導(dǎo)的動態(tài)槳葉載荷引起的高頻聲音[4]。

圖2 直升機(jī)氣動噪聲組成[3]

寬帶噪聲處于直升機(jī)噪聲頻譜中的中高頻部分，傳播中衰減快，而旋轉(zhuǎn)噪聲和脈沖噪聲處于低頻部分，傳播中衰減慢；并且脈沖噪聲的聲壓量級大，一旦產(chǎn)生就會成為直升機(jī)噪聲的主要成分。因此，在離直升機(jī)較遠(yuǎn)的距離，旋翼脈沖噪聲和旋轉(zhuǎn)噪聲是直升機(jī)噪聲的主要成分，直升機(jī)的聲學(xué)可探測性也主要取決于脈沖噪聲和旋轉(zhuǎn)噪聲。

2 直升機(jī)氣動噪聲試驗(yàn)技術(shù)

2.1 聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)手段不斷完善

直升機(jī)氣動噪聲試驗(yàn)主要分為2類，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)室環(huán)境中的聲學(xué)測量試驗(yàn)和外場飛行試驗(yàn)。聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)主要用于縮比或全尺寸模型的噪聲機(jī)理、傳播特性和控制策略研究。國外建成了一批專用聲學(xué)風(fēng)洞，具有代表性的主要有德國和荷蘭合作建設(shè)的DNW LLF風(fēng)洞、法國ONERA S1MA風(fēng)洞、NASA阿姆斯研究中心40英尺×80英尺低速風(fēng)洞等。在直升機(jī)旋翼氣動噪聲風(fēng)洞試驗(yàn)中要進(jìn)行載荷、流場和聲壓等參數(shù)的精確測量，隨著技術(shù)的發(fā)展，先進(jìn)的精確測試技術(shù)不斷應(yīng)用于風(fēng)洞試驗(yàn)中。

旋翼噪聲與槳葉氣動載荷密切相關(guān)，目前利用微型壓力傳感器直接測量槳葉表面壓力已成為旋翼氣動噪聲風(fēng)洞試驗(yàn)的主要手段，在進(jìn)行載荷與噪聲的相關(guān)研究和槳尖跨音速流研究中發(fā)揮了重要作用。為理解旋翼尾跡的演變、對流和消散，氣動聲學(xué)分析要求越來越詳細(xì)的尾跡測量，為此需采用更先進(jìn)的流動顯示技術(shù)。目前，激光片(LLS)技術(shù)已被成功地用于測量旋翼尾跡幾何形狀,這種技術(shù)的應(yīng)用和形成映像的數(shù)據(jù)處理過程都已非常成熟；隨著數(shù)字照相機(jī)分辨率的提高,使諸如粒子映像速度計(jì)(PIV)等面測量系統(tǒng)使用日益增多,可以獲得相當(dāng)大的區(qū)域上和體積內(nèi)的瞬時速度測量，使得PIV能滿足旋翼氣動聲學(xué)分析所要求的細(xì)節(jié)測量,對復(fù)雜尾跡研究特別有用。旋翼噪聲的遠(yuǎn)場傳播特性和槳葉上的分布特性一般都采用麥克風(fēng)及其陣列測量。為精確定位旋翼的噪聲位置，DNW采用了136通道的麥克風(fēng)陣列，并采用旋轉(zhuǎn)聲源定位技術(shù)，得到了清晰的噪聲分布圖[5-6]，如圖3所示。

圖3 旋翼聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)[6]

2.2 飛行試驗(yàn)在直升機(jī)噪聲研究中大量采用

飛行試驗(yàn)是通過聲學(xué)測試設(shè)備現(xiàn)場測量實(shí)飛狀態(tài)下的直升機(jī)噪聲輻射特性，是直升機(jī)噪聲測量和評估的直接手段。由于直升機(jī)氣動噪聲形成的復(fù)雜性和噪聲輻射極強(qiáng)的指向性，直升機(jī)噪聲水平直接受到飛行狀態(tài)的影響，民用直升機(jī)關(guān)注起飛和降落狀態(tài)的噪聲水平，而軍用直升機(jī)也會注重機(jī)動飛行狀態(tài)的噪聲水平。

直升機(jī)噪聲飛行試驗(yàn)測量是民機(jī)適航規(guī)范中規(guī)定的適航項(xiàng)目，規(guī)范中對飛行狀態(tài)、測量方法和噪聲水平評價(jià)有明確的規(guī)定和標(biāo)準(zhǔn)。國外研究機(jī)構(gòu)在進(jìn)行適航狀態(tài)直升機(jī)噪聲飛行試驗(yàn)的基礎(chǔ)上，也進(jìn)行適航標(biāo)準(zhǔn)的完善研究。同時，在直升機(jī)先進(jìn)旋翼系統(tǒng)研發(fā)和新型降噪手段研究中，直升機(jī)氣動噪聲飛行試驗(yàn)研究也已經(jīng)成為必要的研究手段，如在直升機(jī)先進(jìn)低噪聲旋翼設(shè)計(jì)、降噪的軌跡優(yōu)化研究、旋翼噪聲的主動控制技術(shù)等研究中，國外的研究計(jì)劃都將飛行試驗(yàn)作為項(xiàng)目研究和驗(yàn)證的手段[7-9]。

圖4 直升機(jī)噪聲飛行試驗(yàn)研究[7-8]

3 直升機(jī)氣動噪聲理論方法

3.1 建立了直升機(jī)氣動噪聲理論體系

直升機(jī)氣動噪聲的預(yù)測涉及氣動、動力學(xué)和聲學(xué)等多個學(xué)科，分析模型十分復(fù)雜。國外研發(fā)機(jī)構(gòu)較早地開始了直升機(jī)噪聲的研究，噪聲研究的計(jì)算方法一般分為頻域法和時域法。早期受計(jì)算能力限制，一般采用頻域法計(jì)算旋翼的旋轉(zhuǎn)噪聲，該類方法可估算遠(yuǎn)場厚度噪聲和載荷噪聲，缺點(diǎn)是計(jì)算公式復(fù)雜，難以處理近場噪聲，且不便于數(shù)值模擬，適用性不好。

為了解決直升機(jī)旋翼、飛機(jī)螺旋槳、風(fēng)扇等運(yùn)動物體發(fā)聲問題，F(xiàn)fowcs Williams與Hawkings基于Lighthill聲類比理論，應(yīng)用廣義函數(shù)法研究了運(yùn)動物體在流體中的發(fā)聲問題，得到了后來以他們的名字命名的著名Ffowcs Williams & Hawkings方程(簡稱FW-H方程)。FW-H方程認(rèn)為運(yùn)動物體與流體相互作用產(chǎn)生的聲場是由四極子源、偶極子源和由于位移所產(chǎn)生的單極子源的疊加組成的。該理論是將流體力學(xué)的N-S方程按波動方程的形式重新整理而成，推導(dǎo)過程嚴(yán)謹(jǐn)，嚴(yán)密性和正確性得到廣泛認(rèn)可[10]。

對于直升機(jī)旋翼氣動噪聲,聲類比法就是在得到非線性近場壓力解的基礎(chǔ)上,求解FW-H方程。國外研究者基于聲類比法發(fā)展了一系列的快速預(yù)測模型，與傳統(tǒng)的經(jīng)驗(yàn)預(yù)測模型相比，該方法建立在FW-H方程基礎(chǔ)上，能夠考慮到噪聲的實(shí)際物理機(jī)制，還能夠較快速得到計(jì)算結(jié)果，因此在直升機(jī)旋翼各類噪聲預(yù)估中已得到較廣泛的應(yīng)用。FW-H方程允許旋轉(zhuǎn)葉片做任意運(yùn)動，為解決直升機(jī)旋翼的噪聲輻射問題奠定了堅(jiān)實(shí)的理論基礎(chǔ)。

3.2 多種分析方法并行發(fā)展

經(jīng)過近50年的發(fā)展，直升機(jī)氣動噪聲預(yù)測方法已經(jīng)發(fā)展了多種基本方法，包括基于聲類比理論的FW-H方法、基于Kirchhoff和CFD的混合法等。目前，這些方法形成的軟件都在直升機(jī)噪聲預(yù)測中進(jìn)行了應(yīng)用，形成了并行發(fā)展的局面。

在基于FW-H方程的直升機(jī)噪聲聲類比分析方法的基礎(chǔ)上，產(chǎn)生了Farassat發(fā)展的時域法，將FW-H微分方程做積分形式時域轉(zhuǎn)化，適合于開展數(shù)值計(jì)算。從此，時域法與直升機(jī)氣動特性計(jì)算密切結(jié)合，廣泛用于直升機(jī)旋翼噪聲研究，該方法是以固體物面為積分面進(jìn)行噪聲信號的求解，對于空間四極子噪聲源則需要求解相當(dāng)復(fù)雜的體積分。

噪聲時域分析的另一條思路是基于CFD的Kirchhoff公式的數(shù)值方法，通過包含非線性區(qū)的聲源面的面積分，得到總的氣動噪聲，回避了直接求解復(fù)雜噪聲源所面臨的困難。1988年Farassat和Myers使用廣義函數(shù)理論導(dǎo)出了Kirchhoff公式更一般的形式，它允許聲源面作任意的運(yùn)動。Farassat和Myers導(dǎo)出的Kirchhoff公式，由于便捷和易于工程應(yīng)用等特性而迅速得到認(rèn)可，并在20世紀(jì)80年代末和90年代初成為噪聲預(yù)測的主流之一。

20世紀(jì)90年代末，出現(xiàn)了一種新的噪聲預(yù)測方法——K-FWH方法，即借用CFD/Kirchhoff方法思路來求解FW-H方程，將Farassat 1A公式的積分面推廣到包含物面的任意可穿透曲面，通過這樣一個包含近場非線性區(qū)的面積分得到總的氣動噪聲。理論研究表明，Kirchhoff公式的控制方程——廣義波動方程本身就是FW-H方程的一種特殊形式，故Kirchhoff公式和Farassat 1A公式均為K-FWH公式的特例[11-13]。由此，噪聲預(yù)測的2種主流方法形成統(tǒng)一，并成為各國學(xué)者研究的熱點(diǎn)(見圖5)。

圖5 基于K-FWH方法的旋翼噪聲計(jì)算[13]

在上述這些理論框架的指導(dǎo)下，隨著對直升機(jī)氣動噪聲進(jìn)行深入研究，誕生了許多分析程序[13],如(NR)2、WOPWOP+、RKIR、FW-H/RKIR、TRAC、ROTONET、RNM等，CAMRAD中也提供專門噪聲分析模塊CAMRAD.Mod1/HIRES，這些程序都經(jīng)歷了試驗(yàn)、試飛驗(yàn)證，成為世界各國直升機(jī)研發(fā)機(jī)構(gòu)噪聲分析的主要工具。

國內(nèi)在20世紀(jì)90年代開始進(jìn)行旋翼氣動噪聲分析的探索。直升機(jī)研發(fā)機(jī)構(gòu)和科研院所在國家有關(guān)部門資金的支持下，開展了一些理論和試驗(yàn)研究，對Lighthill理論、FW-H/Kirchhoff方程等重要聲學(xué)理論和計(jì)算公式進(jìn)行推導(dǎo)，建立了直升機(jī)旋翼旋轉(zhuǎn)噪聲、脈沖噪聲計(jì)算模型(見圖6)，進(jìn)行了基本的試驗(yàn)驗(yàn)證，并在國內(nèi)外重要學(xué)術(shù)刊物上發(fā)表了一系列的學(xué)術(shù)論文[14-17]，為國內(nèi)直升機(jī)旋翼噪聲研究奠定了基礎(chǔ)。

圖6 國內(nèi)噪聲分析計(jì)算結(jié)果Fig.6 Calculation of rotor noise from internal regerence

4 直升機(jī)氣動噪聲抑制技術(shù)

4.1 先進(jìn)槳尖設(shè)計(jì)降噪效果顯著

由于先進(jìn)的槳尖形狀在推遲直升機(jī)前行槳葉上的壓縮性現(xiàn)象、提高旋翼氣動效率，尤其是在降低旋翼氣動噪聲等方面的優(yōu)勢，世界各大直升機(jī)公司都非常重視槳尖形狀研究，并在型號應(yīng)用中取得了顯著效果。從20世紀(jì)80年代開始，國外所有開發(fā)及研制的直升機(jī)旋翼都采用了新型槳尖形狀。

美國NASA主持，多家研究機(jī)構(gòu)和公司參與的“直升機(jī)降噪-SILENT旋翼計(jì)劃”，通過理論分析和試驗(yàn)，得出效果顯著的SILENT旋翼降噪技術(shù)，如減小槳尖速度、改變槳尖形式和翼型設(shè)計(jì)，并在“X Force”控制和非等分或可調(diào)槳葉間距“Modulated Blade Spacing”等新概念設(shè)計(jì)上進(jìn)行了探索。通過優(yōu)化設(shè)計(jì)，這些降噪概念都可在保證高性能、低振動水平的前提下，降低總噪聲的水平[18-19]?！癝ILENT旋翼計(jì)劃”的成果在型號上得到積極應(yīng)用，如RAH-66采用后掠槳尖以及涵道尾槳，使噪聲水平減小2～3dB。“黑鷹”直升機(jī)經(jīng)過歷次改進(jìn)設(shè)計(jì)，槳尖由最初的矩形變?yōu)橄路醇庀餍问?，在提高性能的同時，也降低了噪聲水平，如圖7所示。

圖7 “黑鷹”直升機(jī)槳尖形式變化

歐洲直升機(jī)公司通過嘗試，設(shè)計(jì)了后掠拋物線槳尖(見圖8左)，在EC120、EC135、EC155等型號上得到應(yīng)用，使其產(chǎn)品適航噪聲水平比ICAO要求低3～5dB。歐直在2010年直升機(jī)發(fā)展規(guī)劃中，先進(jìn)旋翼系統(tǒng)(ATR)項(xiàng)目中提出了幾種新型槳尖形狀。英國的“BERP”槳尖在“山貓”和EH101上得到應(yīng)用，降噪效果顯著(見圖8右)。

圖8 先進(jìn)直升機(jī)上采用的新型槳尖形狀

國內(nèi)在直升機(jī)降噪設(shè)計(jì)方面也開展了理論和初步試驗(yàn)研究，國家科研項(xiàng)目為降噪設(shè)計(jì)提供了有力的支撐。對影響直升機(jī)性能和氣動噪聲的參數(shù)進(jìn)行了敏感性分析，并進(jìn)行了初步試驗(yàn)測量，形成了多種直升機(jī)旋翼槳尖設(shè)計(jì)方案，為降噪設(shè)計(jì)提供了參考。圖9給出了幾種槳尖設(shè)計(jì)方案，表1給出了不同方案的聲壓值對比。圖10給出了懸停狀態(tài)測量的旋翼噪聲源分布和聲學(xué)測試設(shè)備。

國內(nèi)在直升機(jī)型號研制方面也進(jìn)行了一些降噪設(shè)計(jì)嘗試，如AC311和AC313兩型民機(jī)設(shè)計(jì)中采用了拋物線后掠槳尖，飛行測試表明噪聲水平均比原有方案降低了2～3dB，滿足了中國適航規(guī)章CCAR-36R1的要求。

圖9 不同槳尖的槳葉的幾何外形

表1 不同槳尖形式的旋翼氣動噪聲對比Table 1 Comparison of rotor noise with different blade tip

圖10 某新型槳尖旋翼的噪聲分布和聲學(xué)測試設(shè)備

4.2 軌跡優(yōu)化降噪進(jìn)入應(yīng)用階段

直升機(jī)氣動噪聲控制的飛行軌跡優(yōu)化技術(shù)是降低直升機(jī)在低空飛行、爬升或下降時的地面可感知噪聲技術(shù)，國外研究表明通過飛行軌跡優(yōu)化可實(shí)現(xiàn)地面感知的直升機(jī)噪聲最大下降6dB[20]。國外直升機(jī)研發(fā)機(jī)構(gòu)制定了大量的研究計(jì)劃進(jìn)行研究，目前飛行仿真和飛行試驗(yàn)同步開展，經(jīng)過驗(yàn)證即可進(jìn)入型號應(yīng)用階段。

“亞音速旋翼(SRW)計(jì)劃”是NASA正在開展的先進(jìn)旋翼機(jī)計(jì)劃，其中包括了旋翼降噪技術(shù)的研究。研究內(nèi)容包括建立多種直升機(jī)外部噪聲的分析方法、直升機(jī)低噪聲的軌跡優(yōu)化方法等，并通過與直升機(jī)噪聲的飛行試驗(yàn)對比驗(yàn)證方法的有效性，從而為降低直升機(jī)起降噪聲提供飛行操縱程序[21]。

“直升機(jī)環(huán)境友好飛行路線項(xiàng)目”是歐洲正在開展的“綠色旋翼機(jī)(GRC)計(jì)劃”中的研究項(xiàng)目(見圖11)。項(xiàng)目研究的目的是獲得低噪聲直升機(jī)飛行操縱程序，進(jìn)行機(jī)動狀態(tài)的直升機(jī)噪聲研究，降低直升機(jī)低噪聲飛行的駕駛員疲勞強(qiáng)度。項(xiàng)目中將開展直升機(jī)低噪聲軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)方法研究、直升機(jī)噪聲飛行試驗(yàn)研究和直升機(jī)低噪聲軌跡飛行試驗(yàn)驗(yàn)證等內(nèi)容,預(yù)計(jì)在2015年完成項(xiàng)目的全部研究內(nèi)容[22]。

圖11 直升機(jī)環(huán)境友好飛行路線項(xiàng)目

5 直升機(jī)氣動噪聲發(fā)展趨勢

5.1 計(jì)算氣動聲學(xué)(CAA)引領(lǐng)旋翼氣動噪聲理論研究

以CFD為基礎(chǔ)的計(jì)算氣動聲學(xué)(CAA)正處于發(fā)展階段，在此方面，國內(nèi)外基本處于同一起跑線上，發(fā)展前景廣闊。它以流場控制方程和聲場控制方程的直接數(shù)值離散為基礎(chǔ)，靠數(shù)值魯棒算法和計(jì)算機(jī)直接模擬直升機(jī)的渦槳干擾、前行邊的局部跨音速/超音速流區(qū)以及后行邊的氣流分離，從而實(shí)現(xiàn)對BVI噪聲和HSI噪聲的計(jì)算(見圖12)。旋翼計(jì)算氣動聲學(xué)經(jīng)過充分的試驗(yàn)驗(yàn)證后，將催生一系列依托CFD計(jì)算的新噪聲計(jì)算程序和軟件，極大推進(jìn)聲學(xué)理論和聲學(xué)計(jì)算軟件工程化發(fā)展。

圖12 基于CAA計(jì)算的直升機(jī)聲場

5.2 新概念槳葉設(shè)計(jì)成為降噪設(shè)計(jì)新方向

先進(jìn)槳尖設(shè)計(jì)對直升機(jī)降噪作用明顯，同時也易于工程實(shí)現(xiàn)。目前槳尖設(shè)計(jì)已向三維化發(fā)展，如后掠+下反、BERP等槳尖形式在型號取得成功應(yīng)用。槳尖設(shè)計(jì)的成功使槳葉氣動設(shè)計(jì)發(fā)生新的變化，槳尖概念已由傳統(tǒng)的0.95R擴(kuò)展到0.75R(見圖13)。同時，復(fù)合材料技術(shù)的發(fā)展使槳葉變弦長、非線性扭轉(zhuǎn)等設(shè)計(jì)成為可能，催生了一系列的新概念槳葉設(shè)計(jì)，該類槳葉能同時解決旋翼氣動性能、動力學(xué)、振動和噪聲等問題，是降噪設(shè)計(jì)的新方向。

圖13 新概念低噪聲旋翼槳葉

5.3 新構(gòu)型尾槳設(shè)計(jì)成為降噪設(shè)計(jì)新熱點(diǎn)

相對于旋翼噪聲，尾槳噪聲及其控制技術(shù)研究較少，起步較晚，主要是借鑒旋翼的旋轉(zhuǎn)噪聲理論來計(jì)算尾槳的氣動噪聲。直升機(jī)尾槳噪聲源與旋翼基本相同，所以理論上適用于旋翼的主動和被動降噪措施基本適用于尾槳的降噪設(shè)計(jì)。目前有別于旋翼降噪的尾槳降噪方法主要有采用剪刀式和涵道尾槳以及采用非均勻尾槳槳葉分布設(shè)計(jì)。通過這些新構(gòu)型設(shè)計(jì)能顯著降低旋翼尾渦與尾槳干擾產(chǎn)生的噪聲。

5.4 旋翼噪聲主動控制技術(shù)有望實(shí)現(xiàn)應(yīng)用

國外研發(fā)機(jī)構(gòu)致力于旋翼噪聲主動控制技術(shù)的多樣化研究，并取得了技術(shù)上的階段突破。主動襟翼旋翼概念是將槳葉某段的后緣部分通過襟翼代替，通過作動器或智能材料按一定的策略進(jìn)行驅(qū)動，能夠有效降低旋翼的槳-渦干擾和失速，從而降低旋翼振動和噪聲，是目前國外研究較多的旋翼噪聲主動控制技術(shù)[23-25](見圖14)。國外的旋翼主動控制技術(shù)已實(shí)現(xiàn)飛行驗(yàn)證，在型號上的應(yīng)用已成為可能。

圖14 旋翼噪聲主動控制技術(shù)的應(yīng)用

6 結(jié)束語

早在21世紀(jì)初期，歐洲就未來10年發(fā)展計(jì)劃就提出外部噪聲降至低于ICAO標(biāo)準(zhǔn)10EPNdB的要求，至今該目標(biāo)已基本實(shí)現(xiàn)(見圖15)；應(yīng)用廣泛的“黑鷹”直升機(jī)也經(jīng)過歷次槳葉改進(jìn)設(shè)計(jì)，新型“黑鷹”噪聲水平遠(yuǎn)低于ICAO的限制水平；此種情況下，ICAO限制噪聲水平有降低的趨勢。在武器裝備領(lǐng)域，針對直升機(jī)旋翼噪聲及飛行高度特點(diǎn)的“聲學(xué)武器”也處于探索中，對直升機(jī)的戰(zhàn)場生存產(chǎn)生巨大威脅。因此，在新型直升機(jī)研發(fā)、改進(jìn)和改型設(shè)計(jì)中，必須考慮噪聲控制設(shè)計(jì)流程。

氣動噪聲在直升機(jī)設(shè)計(jì)中屬于前沿學(xué)科，在用戶和市場需求下，噪聲設(shè)計(jì)關(guān)乎直升機(jī)產(chǎn)品的應(yīng)用前景。本文對氣動聲學(xué)在直升機(jī)設(shè)計(jì)中的研究現(xiàn)狀和發(fā)展進(jìn)行綜述，預(yù)測了直升機(jī)氣動聲學(xué)的發(fā)展趨勢，以期為國內(nèi)直升機(jī)氣動聲學(xué)專業(yè)發(fā)展提供參考。

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(編輯：楊 娟)

Progress in aero-acoustic technology of helicopter

Chen Pingjian*, Zhong Weigui, Duan Guangzhan
(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen Jiangxi 333000, China)

The status and progress in helicopter aero-acoustic technology is presented, including test technology, analysis method and rotor noise control technology. The advanced test technologies such as unsteady pressure measurement, flow field visualization and noise source localization, have been implemented in the acoustic wind tunnel test of rotor noise, which is the essential instrument for helicopter aero-acoustic research. Flight test of helicopter aero-acoustic measurements has become a necessary technique in the programs of helicopter noise certification and helicopter noise reduction investigation. With the development of helicopter aero-acoustic noise analysis method, many software tools for rotor noise prediction have been developed and applied in the helicopter design and noise reduction research, based on the solutions of the FW-H equation and Kirchhoff equation. Low noise blade tip is the primary and effective method for helicopter noise control, and is used widely in helicopter design. Moreover, new technologies such as noise abatement operation and active rotor noise control have been validated by flight test, but have not been used in helicopter design get. Initiated by the demands to design environmentally compatible helicopter, both societies of industry and academia will devote more effort in helicopter aero-acoustic technology research.

helicopter;rotor noise;aero-acoustic;acoustic test;noise control

1672-9897(2015)03-0018-07

10.11729/syltlx20140124

2014-10-29;

2014-12-24

ChenPJ,ZhongWG,DuanGZ.Progressinaero-acoustictechnologyofhelicopter.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(3): 18-24. 陳平劍, 仲唯貴, 段廣戰(zhàn). 直升機(jī)氣動噪聲研究進(jìn)展. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2015, 29(3): 18-24.

V211.52

A

陳平劍(1961-)，男，湖南長沙人，研究員。研究方向：直升機(jī)空氣動力學(xué)。通信地址：江西景德鎮(zhèn)602所(333000)。E-mail: pjchen205@sohu.com

*通信作者 E-mail: pjchen205@sohu.com