朱 正, 招啟軍, 馬奕揚

(南京航空航天大學 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室, 江蘇 南京 210016)

新型槳尖抑制旋翼跨聲速噪聲特性的影響機理分析

朱 正, 招啟軍*, 馬奕揚

(南京航空航天大學 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室, 江蘇 南京 210016)

為研究不同形式的新型槳尖在抑制旋翼跨聲速噪聲特性方面的作用機理，以UH-1H模型旋翼為基準，開展了多種后掠和前掠槳尖對旋翼高速脈沖噪聲特性的數(shù)值分析研究。采用積分形式的可壓縮雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程作為旋翼流場求解控制方程，時間推進方法采用高效的隱式LU-SGS格式，空間方向采用高精度的Roe-MUSCL格式，湍流模型選用Baldwin-Lomax模型。在CFD方法驗證基礎上，采用基于可穿透旋轉積分面的魯棒性較好的FW-H_pds方程來求解旋翼高速脈沖(high-speed impulsive, HSI)噪聲，并通過對UH-1H模型旋翼的跨聲速噪聲的計算，驗證了噪聲預測方法的有效性。在此基礎上，研究了在不同槳尖馬赫數(shù)下的旋翼槳尖附近的離域化(delocalization)現(xiàn)象以及高速脈沖噪聲特性，通過四極子噪聲和單極子噪聲的對比分析，揭示了旋翼跨聲速噪聲產(chǎn)生機理。然后，著重研究了不同外形參數(shù)的后掠和前掠槳尖旋翼在抑制旋翼跨聲速特性方面的影響規(guī)律。計算結果表明：隨著槳尖馬赫數(shù)的增加，旋翼高速脈沖噪聲輻射愈加強烈，離域化現(xiàn)象愈加明顯；后掠和前掠槳尖旋翼均可以不同程度地減弱激波強度，能有效抑制離域化現(xiàn)象的產(chǎn)生，從而降低旋翼跨聲速噪聲水平；前掠槳尖旋翼還可以驅(qū)使激波位置向槳葉內(nèi)側移動，減弱其對槳葉外部空間區(qū)域的影響，能更有效地抑制離域化現(xiàn)象的產(chǎn)生。

旋翼；高速脈沖噪聲；離域化；新型槳尖；Navier-Stokes方程；FW-H_pds方程

0 引 言

隨著軍用直升機對聲隱身能力要求的提高和適航條例對民用直升機噪聲水平的嚴格限制，直升機噪聲成當前的研究熱點，而其中旋翼氣動噪聲是直升機噪聲研究領域中最主要的研究對象。直升機高速平飛時，旋翼前行槳葉槳尖馬赫數(shù)達到跨聲速，會產(chǎn)生強烈的高速脈沖噪聲，而高速脈沖噪聲一旦出現(xiàn)即會占據(jù)主導地位[1-2]，對直升機遠場噪聲產(chǎn)生嚴重輻射干擾作用。

研究表明旋翼跨聲速高速脈沖噪聲特性和低槳尖馬赫數(shù)下的旋翼氣動噪聲特性存在明顯差異，主要體現(xiàn)在HIS(high-speed impulsive)噪聲中四極子噪聲的形態(tài)和輻射強度發(fā)生了明顯變化。為此，一些學者對旋翼跨聲速流場和聲場特性展開了一系列研究。Isom[3]對旋翼非線性跨聲速聲場進行了初步研究，Schmitz[4]、Hawking[5]、Shenoy[6]研究了高槳尖馬赫數(shù)下的離域化現(xiàn)象。上述研究表明槳葉表面激波擴散至槳尖外部的超聲速區(qū)域時，激波干擾可能會傳播至遠場，槳葉表面發(fā)生離域化現(xiàn)象，對旋翼遠場噪聲產(chǎn)生較為強烈的輻射干擾作用。上述工作雖在旋翼跨聲速聲場機理研究方面取得了一些定性結論，但是未通過準確的旋翼跨聲速聲場求解方法來進行定量分析。在旋翼氣動噪聲預估方法研究方面，F(xiàn)fowcs和Hawkings[7]基于Lighthill聲學類比法發(fā)展了旋翼線性氣動噪聲預估理論，F(xiàn)arassat和Brentner發(fā)展了基于CFD(Computation Fluid Dynamics)的Kirchhoff方法來預測旋翼HSI噪聲[8]，但是Kirchhoff方法不僅需要求解壓力梯度項，而且對聲源積分面選取要求很高，嚴格要求在線性區(qū)內(nèi)才能成立，這對積分面位置的選取提出嚴峻挑戰(zhàn)。近年來，F(xiàn)rancescantonio[9]則首次采用“可穿透積分面”來求解FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程，得到了FW-H方程新的求解方法：FW-H_pds方法(“pds”是“penetrable data surface”的簡稱)，該方法的積分面在線性區(qū)和非線性區(qū)均成立，具有更好的魯棒性，減輕了積分面選取的困難。韓忠華[10]對上述兩種噪聲求解方法進行了分析比較，同樣得到了基于可穿透積分面的FW-H方法魯棒性更好的結論。

旋翼降噪技術已經(jīng)成為直升機技術研究領域內(nèi)的最新熱點之一。研究發(fā)現(xiàn)采用新型槳尖的旋翼在降低旋翼氣動噪聲方面具有一定潛力，許多先進的旋翼槳尖外形得到了實際應用。UH-60A“黑鷹”直升機和AH-64“阿帕奇”直升機均采用了槳葉尖部后掠的氣動外形設計，著名的BERP旋翼和ERATO旋翼均采用了前掠和后掠組合槳尖[11]，研究表明這一設計可以有效改善旋翼氣動噪聲特性。西北工業(yè)大學的宋文萍[12]、王立群[13]等采用CFD/Kirchhoff方法對后掠槳尖的氣動噪聲特性進行了定量分析，獲得了一些有意義的結論。南京航空航天大學設計的CLOR系列外形槳尖通過數(shù)值模擬和試驗研究，表明改型槳尖同樣也具備一定的降噪潛力[14-15]。本文提取上述先進旋翼槳尖中前掠和后掠形式兩個關鍵要素，擬通過先進的噪聲預測手段，探索不同外形參數(shù)的后掠和前掠槳尖旋翼在抑制旋翼跨聲速特性方面的影響規(guī)律。

鑒于此，本文將建立基于CFD/FW-H_pds方法的旋翼高速脈沖噪聲求解方法，擬通過對UH-1H模型旋翼的跨聲速噪聲的計算驗證該方法的有效性。在此基礎上，擬研究旋翼在不同槳尖馬赫數(shù)下的離域化現(xiàn)象以及高速脈沖噪聲特性，再進一步研究了不同外形參數(shù)的后掠和前掠槳尖旋翼在抑制旋翼跨聲速特性方面的影響規(guī)律，從而為現(xiàn)代低噪聲旋翼的氣動外形設計提供理論依據(jù)。

1 旋翼跨聲速氣動噪聲計算方法

1.1 旋翼懸停流場數(shù)值模擬方法

網(wǎng)格是CFD技術的基礎。本文首先通過求解泊松方程來生成圍繞翼型剖面的網(wǎng)格，然后槳葉段網(wǎng)格通過展向剖面間插值完成，最后采用繞翼型中弧線翻折策略生成槳葉的C-O型結構網(wǎng)格。本文背景網(wǎng)格采用半圓柱形結構網(wǎng)格。同時，采用“透視圖”挖洞方法[16]來解決背景網(wǎng)格和槳葉網(wǎng)格之間的嵌套關系，并結合逆映射(Inverse Map)方法和偽貢獻單元搜尋法(PSSDE)[17]對背景網(wǎng)格洞邊界單元的貢獻單元進行快速搜尋。背景網(wǎng)格和槳葉網(wǎng)格之間流場信息傳遞采用三線性插值算法。本文計算采用的槳葉網(wǎng)格大小為247×40×76，背景網(wǎng)格大小為181×221×143。圖1為本文建立的嵌套網(wǎng)格系統(tǒng)示意圖。

然后求解懸停狀態(tài)旋翼流場，在隨葉坐標系上建立以絕對物理量為參數(shù)的守恒的積分形式的RANS方程，方程如下：

式中，S為控制體表面積，V為控制體體積，n=[nxnynz]T為單元表面法矢量。Er、Hr、p和ρ分別為氣體總轉能、總轉焓、壓強和密度。Ω為槳葉旋轉角速度，q=[u,v,w]T為絕對速度，qω=[uω,vω,wω]T為牽連速度。

黏性應力τ的各分量以τxx、τxy和Φx為例，分別定義如下：

式中，μ、κ、T分別為黏性系數(shù)，熱傳導系數(shù)和絕對溫度。

黏性系數(shù)計算采用Baldwin-Lomax[18]湍流模型。槳葉表面采用無滑移條件，同時采用周期對稱邊界條件來模擬槳葉之間的干擾影響。為了提高流場求解的效率，本文的時間推進方法采用高效的隱式LU-SGS格式?？臻g離散采用有限體積法，對于交界面上的對流通量，采用高精度的Roe-MUSCL格式計算無黏通量。為避免Roe格式中可能產(chǎn)生的非物理解，引入Harten熵修正[19]。

為驗證本文數(shù)值方法在旋翼懸停狀態(tài)氣動特性計算方面的有效性，針對UH-60A后掠槳尖旋翼在槳尖馬赫數(shù)為0.612的懸停狀態(tài)進行了計算。圖2給出了UH-60A旋翼氣動性能曲線，其中FM表示旋翼懸停效率，CT表示拉力系數(shù)，σ表示旋翼實度。計算結果與試驗值[20]吻合較好，表明本文數(shù)值方法可以有效計算懸停狀態(tài)旋翼的氣動特性，采用該方法進行新型槳尖外形對旋翼流場的分析是有效的。

1.2 旋翼氣動噪聲計算方法

在上述CFD方法計算的流場基礎上，本文采用基于可穿透旋轉積分面的FW-H_pds方法來計算旋翼在高槳尖馬赫數(shù)下的氣動噪聲。FW-H_pds方法將經(jīng)典FW-H方程的積分面重新解釋為可穿透積分面，F(xiàn)W-H_pds方法基于可穿透積分面的F1A公式可寫為：

其中，

當選取積分面位置遠離物面的時候，所計算出來的結果可以認為是包含了四極子噪聲的總噪聲。當積分面選取為槳葉表面時，所求得到的聲壓為包含厚度噪聲和載荷噪聲的線性噪聲。四極子噪聲聲壓可以通過總噪聲聲壓減去線性噪聲聲壓獲得。本文選取槳葉的某層網(wǎng)格面作為聲源積分面，聲源面隨槳葉轉動，聲源面的輸入?yún)?shù)從流場中直接獲得。

2 旋翼跨聲速流場及聲場特性計算

UH-1H旋翼懸停噪聲試驗[21]是旋翼氣動噪聲領域最為常用的驗證算例之一，該試驗測量了UH-1H模型旋翼在多個槳尖馬赫數(shù)下槳盤平面內(nèi)的無升力懸停噪聲數(shù)據(jù)以供理論計算對比。該試驗通過提高懸停狀態(tài)旋翼槳尖馬赫數(shù)，來體現(xiàn)大前進比狀態(tài)下才會出現(xiàn)的旋翼跨聲速聲場特性。UH-1H模型旋翼為七分之一縮比模型，槳葉的展弦比為13.71，半徑為1.045m，兩片槳葉，無負扭轉，采用單一翼型NACA0012。

圖3(a)、(b)和(c)為UH-1H模型旋翼在槳尖馬赫數(shù)分別為0.85、0.88和0.9時的厚度噪聲、四極子噪聲和總噪聲聲壓時間歷程對比，觀察點位置在槳盤平面內(nèi)距離旋轉中心2.18倍半徑處。Mtip表示槳尖馬赫數(shù)，robs表示觀察點距離旋轉中心的距離，R表示旋翼半徑。從圖3(b)和(c)中計算值與試驗值的對比結果可以看出，本文建立的旋翼氣動噪聲計算方法可以有效地計算旋翼跨聲速噪聲特性。

圖4展現(xiàn)了槳尖馬赫數(shù)從0.85逐漸增大為0.90時的厚度噪聲、四極子噪聲和總噪聲負壓峰值。旋翼跨聲速狀態(tài)下的HSI噪聲主要是由單極子源引起的厚度噪聲以及四極子源引起的非線性噪聲。厚度噪聲負壓峰值隨著槳尖馬赫數(shù)的增加基本呈現(xiàn)線性增加的規(guī)律，當槳尖馬赫數(shù)較低時，厚度噪聲在總噪聲中占主要部分；而四極子噪聲在槳尖馬赫數(shù)低于0.88時增長緩慢，但是當槳尖馬赫數(shù)超過0.88時，四極子噪聲負壓峰值突增，甚至當槳尖馬赫數(shù)達0.90時，四極子噪聲大小甚至超過厚度噪聲。從圖3中對比可以看出，在三個不同槳尖馬赫數(shù)下，厚度噪聲聲壓波形呈現(xiàn)左右對稱形態(tài)。而對于四極子噪聲來說，槳尖馬赫數(shù)為0.85和0.88時，四極子噪聲聲壓波形左右大致對稱，但是當槳尖馬赫數(shù)達0.90時，四極子噪聲聲壓波形呈現(xiàn)左右非對稱形態(tài)，導致總噪聲聲壓波形也呈現(xiàn)一定的非對稱性。

圖5(a)、(b)和(c)顯示了槳尖馬赫數(shù)為0.85、0.88和0.90時槳葉附近的超聲速流動區(qū)域。所對應的聲速分界面半徑分別為1.176R、1.136R和1.111R。當槳尖馬赫數(shù)為0.85時，槳葉表面超聲速流動區(qū)域被限制在槳葉半徑范圍之內(nèi)；當槳尖馬赫數(shù)達到0.88時，槳葉表面產(chǎn)生的超聲速流動區(qū)域擴散至旋翼半徑之外，但是仍然沒有影響到聲速分界線以外的區(qū)域；當槳尖馬赫數(shù)繼續(xù)增加到0.90時，槳葉對周圍流速擾動加大，槳葉表面的超聲速區(qū)域明顯影響到了聲速分界線以外的超聲速區(qū)域，激波擾動將會傳播至遠場，此時發(fā)生了嚴重的跨聲速離域化現(xiàn)象。綜合圖3的聲壓時間歷程結果來看，高槳尖馬赫數(shù)時槳葉表面激波擴散至槳尖外部的超聲速區(qū)域是旋翼跨聲速離域化現(xiàn)象的產(chǎn)生原因；隨著槳尖馬赫數(shù)的增加，包含四極子噪聲的高速脈沖噪聲輻射愈加強烈，離域化現(xiàn)象愈加明顯。

3 新型槳尖外形參數(shù)影響機理分析

直升機旋翼槳尖對旋翼氣動特性和性能有著至關重要的影響，不同槳尖旋翼的跨聲速特性也不盡相同，本文擬通過對比各種前掠、后掠槳尖的高速脈沖噪聲特性，研究新型槳尖在抑制旋翼跨聲速特性方面的作用機理。以UH-1H縮比模型旋翼為基準，改變槳尖外形，設計了不同外形參數(shù)的后掠和前掠槳葉。計算狀態(tài)：懸停無升力狀態(tài)，槳尖馬赫數(shù)為0.9，此時的槳尖相對來流情況與大速度前行槳葉的來流條件相似(典型的旋轉槳尖馬赫數(shù)0.65和前進比0.38時，前行槳葉局部來流馬赫數(shù)達到0.9)噪聲觀察位置為槳盤平面內(nèi)距離旋轉中心2.18R處。表1和表2分別給出了設計的后掠和前掠槳尖的參數(shù)與代號。

表1 后掠槳葉參數(shù)和代號Table 1 Parameters and codes of sweep-back blade

表2 前掠槳葉參數(shù)和代號Table 2 Parameters and codes of sweep-forward blade

3.1 槳尖后掠的參數(shù)影響分析

圖6(a)、(b)和(c)分別給出了不同后掠位置時厚度噪聲負壓峰值、四極子噪聲負壓峰值和總噪聲負壓峰值隨后掠角的變化，其中rSB表示后掠起始位置。觀察圖6發(fā)現(xiàn)，總噪聲負壓峰值的變化趨勢和四極子噪聲負壓峰值的變化趨勢一致，后掠槳葉對單極子聲源項引起的厚度噪聲影響不大。另外，厚度噪聲大小隨后掠位置和后掠角度的變化均不是單調(diào)變化的，且SB01和SB04槳葉厚度噪聲負壓峰值均略高于矩形槳葉。從圖6(b)和(c)中可以看出，后掠位置固定時，負壓峰值總體上隨著后掠角的增大而較小，這和文獻[12-13]的結論一致；后掠角固定時，負壓峰值總體上隨著后掠位置靠槳葉內(nèi)側而減小。觀察SB01槳葉可以發(fā)現(xiàn)，它的四極子噪聲負壓峰值、厚度噪聲負壓峰值和矩形槳葉接近，結果導致總噪聲負壓峰值略高于矩形槳葉的負壓峰值。圖7給出了不同外形參數(shù)的后掠槳葉的等馬赫數(shù)云圖。SB01的等馬赫數(shù)線云圖和矩形槳葉相似，這也可以是圖6(b)中SB01槳葉的四極子噪聲負壓峰值和矩形槳葉接近的原因。而后掠角為30°的SB03和SB06槳葉中槳葉表面超聲速流動區(qū)域?qū)Π霃街獾目臻g區(qū)域影響最弱，這也可以解釋圖6(b)中SB03和SB06槳葉四極子噪聲負壓峰值最小的現(xiàn)象。其中，相比于矩形槳葉，SB06的四極子噪聲負壓峰值降低幅度達56.6%。

從圖7中可以看出，隨著后掠角的增大，槳葉表面的超聲速流動區(qū)域?qū)~外部的超聲速區(qū)域影響越來越小。隨著后掠角的增大，槳尖處剖面法向來流速度減小，而展向流速增大，這雖然導致超聲速區(qū)域中心向槳尖移動，但是超聲速流動范圍減小。因此隨著后掠角的增加，槳葉表面超聲速流動區(qū)域?qū)臻g流動影響減弱，負壓峰值逐漸減小。隨著后掠位置向槳葉內(nèi)側移動，后掠范圍不斷擴大，超聲速流動范圍減小，導致槳葉表面激波對空間流動區(qū)域的影響隨著后掠范圍的擴大而減小，因此負壓峰值也隨之減小。比較SB03和SB06槳葉發(fā)現(xiàn)，槳葉表面的激波均未擴展至外部超聲速流動區(qū)域，沒有發(fā)生嚴重的離域化現(xiàn)象。

3.2 槳尖前掠的參數(shù)影響分析

圖8(a)、(b)和(c)分別給出了不同前掠位置時厚度噪聲負壓峰值、四極子噪聲負壓峰值和總噪聲負壓峰值隨后掠角的變化，其中rSF表示后掠起始位置。觀察圖8(a)、(b)和(c)發(fā)現(xiàn)，總噪聲負壓峰值的變化趨勢和四極子噪聲負壓峰值的變化趨勢一致，前掠槳葉對單極子聲源項引起的厚度噪聲影響不大。厚度噪聲大小隨前掠位置和前掠角度的變化總體上是單調(diào)變化的，厚度噪聲負壓峰值隨前掠角增大而減小，隨前掠范圍的增大而減小。從圖8(b)和(c)中可以看出，前掠位置固定時，負壓峰值總體上隨著前掠角的增大而較?。磺奥咏枪潭〞r，負壓峰值總體上隨著前掠位置靠槳葉內(nèi)側而減小。觀察SF01槳葉可以發(fā)現(xiàn)，它的四極子噪聲負壓峰值、厚度噪聲負壓峰值和矩形槳葉接近，結果導致總噪聲負壓峰值接近矩形槳葉的負壓峰值，同樣發(fā)生了嚴重的離域化現(xiàn)象。

圖9給出了不同外形參數(shù)的后掠槳葉等馬赫數(shù)分布云圖。SF01的等馬赫數(shù)線云圖和矩形槳葉相似，這也可以是圖8(b)中SF01槳葉的四極子噪聲負壓峰值和矩形槳葉接近的原因。而SF03、SF05和SF06槳葉中槳葉表面激波對半徑之外的空間區(qū)域影響最弱，這也可以解釋圖8(b)中SF03、SF05和SF06槳葉四極子噪聲負壓峰值最小的現(xiàn)象。從圖9中可以看出，隨著前掠角的增大，槳葉表面的超聲速流動區(qū)域?qū)~外部的超聲速區(qū)域影響越來越弱。隨著前掠角的增大，槳尖處剖面法向來流速度減小，而展向流速增大，這導致超聲速區(qū)域中心向槳葉內(nèi)側移動，并且槳葉表面超聲速流動范圍減小，激波的強度也隨之減弱。因此隨著前掠角的增加，槳葉表面超聲速流動區(qū)域?qū)臻g影響減弱，負壓峰值逐漸減小。隨著前掠位置向槳葉內(nèi)側移動，前掠范圍擴大，槳葉表面超聲速流動區(qū)域位置雖然改變不大，但是范圍逐漸減小，激波強度也隨之減小。因此隨著前掠范圍的擴大，槳葉表面超聲速流動區(qū)域?qū)臻g影響減弱，負壓峰值逐漸減小。而比較SF03、SF05和SF06槳葉發(fā)現(xiàn)，槳葉表面的超聲速流動區(qū)域均未影響到外部超聲速區(qū)域，激波未擴展至空間區(qū)域，沒有發(fā)生嚴重的離域化現(xiàn)象，相比于矩形槳葉，SF06的四極子噪聲負壓峰值降低幅度達80%。

相同變掠角度和相同變掠位置的后掠槳葉和前掠槳葉相比，前掠槳葉能夠更加有效地降低旋翼HSI噪聲。這是因為雖然前掠和后掠均能夠減小剖面法向來流、增加展向入流，從而減弱槳葉表面超聲速流動范圍以及減弱激波強度，但是后掠槳葉驅(qū)使超聲速流動區(qū)域向槳尖移動，有可能影響到槳尖之外的超聲速區(qū)域，從而引起離域化現(xiàn)象。相反，前掠槳葉不僅減弱了槳葉表面超聲速流范圍，而且驅(qū)使超聲速流動區(qū)域向槳葉內(nèi)側移動，減小了其對槳尖之外超聲速區(qū)域的影響，有效地防止了激波擴展至外部空間流動區(qū)域。

4 結 論

1) 建立的CFD/FW-H_pds方法可以有效地預測旋翼跨聲速狀態(tài)下的噪聲輻射特性；

2) 高槳尖馬赫數(shù)時槳葉表面激波擴散至槳尖外部的超聲速區(qū)域是旋翼跨聲速離域化現(xiàn)象的產(chǎn)生原因。隨著槳尖馬赫數(shù)的增加，旋翼高速脈沖噪聲輻射愈加強烈，離域化現(xiàn)象愈加明顯，聲壓波形呈現(xiàn)一定的非對稱性；

3) 后掠槳尖和前掠槳尖對抑制旋翼跨聲速特性有不同效果。后掠槳尖和前掠槳尖均能夠減小槳葉表面超聲速流動范圍，降低激波強度，減小對槳尖外部的超聲速區(qū)域的影響，避免發(fā)生離域化現(xiàn)象，從而降低四極子噪聲。另外，前掠槳葉能夠驅(qū)使超聲速流動區(qū)域向槳葉內(nèi)側移動，進一步降低了激波擴展至外部超聲速區(qū)域的可能性，從而能夠更好地降低旋翼高速脈沖噪聲。

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Analyses about impact mechanism of new type blade-tip on inhibiting rotor transonic acoustic characteristics

Zhu Zheng, Zhao Qijun*, Ma Yiyang

(NationalKeyLaboratoryofScienceandTechnologyonRotorcraftAeromechanics,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China)

To investigate the effects of different new types of blade-tip on transonic acoustic characteristics of a helicopter rotor, numerical analyses about the impacts of blade-tips on the high-speed impulsive (HSI) noise characteristics have been carried out by taking the UH-1H model rotor as baseline. A CFD simulation method is developed by solving the compressible Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) equations with Baldwin-Lomax turbulence model, and a high-precision Roe-MUSCL scheme and high-efficiency implicit LU-SGS scheme are employed for spatial and temporal discretization respectively. Based on the validation of CFD method, a robust FW-H_pds method based on the penetrable data surface is established for predicting rotor HSI noise, and the transonic acoustic characteristics of UH-1H model rotor have been simulated to verify the effectiveness of the present method. Based on these methods, the influences of Mach number on the phenomenon named “delocalization” nearby the blade tip and the HSI noise characteristics are analyzed, and the generation mechanism of transonic noise is revealed by the comparisons of the monopole noise and quadrupole noise. Then, the influences of both sweep-back and sweep-forward blade-tip on inhibiting rotor transonic acoustic characteristics are analyzed at a transonic state (Mach number 0.9) respectively. The numerical results indicate that the serious delocalization phenomenon and the HSI noise radiation occur strongly with the increase of the blade-tip Mach number. Compared with rectangular blade, the rotors with sweep-back or sweep-forward blade-tip can reduce HSI noise level at a transonic state by suppressing the supersonic flow and delaying the occurrence of delocalization effects. Furthermore, sweep-forward blade-tip has a more remarkable effect on inhibiting delocalization effects by driving supersonic flow region to move to inside of blade.

rotor; high-speed impulsive noise; delocalization; new type blade-tip; Navier-Stokes equations; FW-H_pds equations

0258-1825(2017)01-0084-09

2015-07-06;

2015-09-27

國家自然科學基金 (11272150)

朱正(1990-)，男，江蘇興化人，博士生，研究方向：直升機旋翼氣動噪聲、計算流體力學、槳葉外形優(yōu)化及共軸高速直升機氣動布局優(yōu)化設計. E-mail: zhuzheng@nuaa.edu.cn

招啟軍*(1977-)，男，江蘇金湖人，教授、博士生導師，研究方向：直升機計算流體力學、直升機空氣動力學及流動控制、氣動噪聲、總體設計等. E-mail: zhaoqijun@nuaa.edu.cn

朱正, 招啟軍, 馬奕揚. 新型槳尖抑制旋翼跨聲速噪聲特性的影響機理分析[J]. 空氣動力學學報, 2017, 35(1): 84-92.

10.7638/kqdlxxb-2015.0084 Zhu Z, Zhao Q J, Ma Y Y. Analyses about impact mechanism of new type blade-tip on `inhibiting rotor transonic acoustic characteristics[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(1): 84-92.

V211.3; O422.2

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0084