袁明川，劉平安，樊 楓，孫 偉，林永峰

(中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引 言

直升機(jī)一般在低空域飛行，噪聲水平過高是其在應(yīng)用中需重點(diǎn)關(guān)注的問題。在軍用領(lǐng)域，直升機(jī)遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲使其在戰(zhàn)場(chǎng)上容易暴露目標(biāo)，影響其聲隱身特性及突襲能力。在民用領(lǐng)域，直升機(jī)噪聲影響城市環(huán)境及居民生活，民航的適航標(biāo)準(zhǔn)CCAR-36中對(duì)直升機(jī)噪聲水平具有嚴(yán)格的限制。旋翼噪聲，特別是旋翼BVI噪聲，是直升機(jī)在常規(guī)飛行速度下最為強(qiáng)烈的噪聲源。BVI噪聲由旋翼槳葉和槳尖渦相互干擾引起的壓力劇烈變化產(chǎn)生，聲壓呈現(xiàn)脈沖特征，幅值大且頻域分布寬[1-3]。對(duì)于給定的直升機(jī)飛行任務(wù)，不同的飛行軌跡下旋翼槳-渦干擾情況差異很大，BVI噪聲的輻射強(qiáng)度和傳播指向性也并不相同。針對(duì)不同飛行軌跡對(duì)旋翼遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲輻射特性的影響進(jìn)行研究，對(duì)于直升機(jī)噪聲水平控制具有重要的實(shí)際應(yīng)用意義。

國外針對(duì)旋翼類飛行器的飛行軌跡噪聲控制進(jìn)行了初步的參數(shù)影響分析。美國馬里蘭大學(xué)的Gervais和Schmitz分別針對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)和直升機(jī)，研究了不同飛行軌跡和操縱策略對(duì)BVI噪聲的影響[4,5]。Gervais通過槳-渦干擾距離的變化來表征BVI噪聲控制效果，Schmitz采用準(zhǔn)定常聲輻射圖(Q-SAM)進(jìn)行直升機(jī)遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲預(yù)測(cè)，二者均未直接進(jìn)行旋翼噪聲的計(jì)算。在國內(nèi)，南京航空航天大學(xué)的徐國華和中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所的林永峰等對(duì)旋翼噪聲進(jìn)行了大量的數(shù)值計(jì)算和少量試驗(yàn)研究[6,7]，然而針對(duì)直升機(jī)飛行軌跡控制對(duì)噪聲影響的研究開展很少。國內(nèi)旋翼噪聲計(jì)算主要采用CFD結(jié)合FW-H方程的方法，需指出，CFD計(jì)算時(shí)槳尖渦數(shù)值耗散降低了BVI噪聲的預(yù)測(cè)精度，且現(xiàn)有條件下CFD計(jì)算效率難以滿足旋翼配平需求。

本文采用Camrad Ⅱ的自由尾跡模型進(jìn)行旋翼非定常氣動(dòng)計(jì)算[8]，基于Farassat 1A方程進(jìn)行旋翼氣動(dòng)噪聲求解[9]。采用BO-105旋翼建立噪聲計(jì)算模型，針對(duì)直升機(jī)的斜下降飛行任務(wù)，對(duì)比了不同飛行軌跡中旋翼噪聲的傳播特性，并分析了不同飛行軌跡中飛行狀態(tài)的改變對(duì)旋翼配平操縱及BVI噪聲輻射的影響。進(jìn)一步改變了旋翼飛行速度，對(duì)比了旋翼狀態(tài)變化對(duì)不同軌跡噪聲傳播的影響。

1 計(jì)算方法

1.1 噪聲計(jì)算方法

采用直升機(jī)綜合分析軟件Camrad Ⅱ進(jìn)行旋翼非定常氣動(dòng)載荷計(jì)算，計(jì)算中考慮氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)的耦合。氣動(dòng)計(jì)算采用Scully自由尾跡模型，將尾跡分為近尾跡和遠(yuǎn)尾跡分別處理，近尾跡區(qū)域充分考慮附著渦和尾渦的影響，遠(yuǎn)尾跡區(qū)主要考慮槳尖渦誘導(dǎo)作用，由近尾跡過渡至遠(yuǎn)尾跡的渦齡角為60°?？紤]到槳尖渦附近誘導(dǎo)速度計(jì)算存在奇異性，采用渦核模型對(duì)槳尖渦進(jìn)行模擬。旋翼動(dòng)力學(xué)建模中，槳轂采用多體動(dòng)力學(xué)模型，槳葉采用梁單元模型，計(jì)算中只考慮槳葉揮舞和變距運(yùn)動(dòng)。旋翼噪聲計(jì)算以槳葉非定常載荷(槳葉剖面的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和馬赫數(shù))以及槳葉揮舞和變距運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)作為輸入?yún)?shù)，其中槳葉運(yùn)動(dòng)以諧波形式輸入，只考慮二階以下的運(yùn)動(dòng)。旋翼噪聲數(shù)值計(jì)算基于Farassat 1A方程，如式(1)和(2)所示。

(1)

(2)

1.2 旋翼配平

為了保證直升機(jī)在飛行中處于力和力矩的平衡狀態(tài)，在計(jì)算中需要對(duì)旋翼進(jìn)行配平。旋翼配平的目標(biāo)為全機(jī)重力和阻力平衡，同時(shí)保證俯仰力矩和滾轉(zhuǎn)力矩為0。旋翼配平所需的操縱量為總距、縱/橫向周期變距和軸傾角。配平計(jì)算通過牛頓下山法迭代收斂。

1.3 計(jì)算和試驗(yàn)對(duì)比

采用BO105旋翼模型風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)[10]對(duì)氣動(dòng)噪聲計(jì)算方法進(jìn)行了對(duì)比驗(yàn)證。試驗(yàn)狀態(tài)為產(chǎn)生強(qiáng)烈BVI噪聲的斜下降飛行狀態(tài)，旋翼槳尖馬赫數(shù)為0.64，前進(jìn)比0.151，軸傾角3.9°。噪聲測(cè)點(diǎn)距離旋翼中心1.39R，方位角133°，與槳盤平面夾角57°。圖1為旋翼聲壓時(shí)間歷程計(jì)算值和試驗(yàn)值的對(duì)比。從對(duì)比結(jié)果可以看出，計(jì)算獲得的BVI脈沖噪聲結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果具有良好的一致性。

圖1 計(jì)算和試驗(yàn)對(duì)比

1.4 飛行軌跡及噪聲測(cè)點(diǎn)

圖2為三種不同的飛行軌跡數(shù)示意。三種飛行軌跡具有相同的起始和終止位置。軌跡1從起點(diǎn)直接通過下降6°飛行達(dá)到中終止點(diǎn)；軌跡2先進(jìn)行水平飛行，然后斜下降9°飛行達(dá)到終點(diǎn)；軌跡3首先進(jìn)行斜下降9°飛行，然后水平飛行到達(dá)終點(diǎn)。噪聲測(cè)點(diǎn)1、2、3位于飛行終點(diǎn)的下方，其中測(cè)點(diǎn)1位于縱向剖面右側(cè)100m，測(cè)點(diǎn)2位于縱向剖面內(nèi)，測(cè)點(diǎn)3位于縱向剖面左側(cè)100m。

圖2 飛行軌跡與噪聲觀測(cè)點(diǎn)示意

1.5 計(jì)算模型和計(jì)算狀態(tài)

采用BO105全尺寸旋翼建立噪聲計(jì)算分析模型，旋翼具體參數(shù)見表1。在實(shí)際計(jì)算中，由于無法獲得BO-105槳葉的詳細(xì)結(jié)構(gòu)數(shù)據(jù)，因而采用偏置揮舞鉸加彈性約束的方式等效處理槳葉結(jié)構(gòu)模型，通過調(diào)節(jié)揮舞鉸的位置和剛度獲得給定的揮舞一階頻率1.12[11]。主要計(jì)算了水平飛行、6°斜下降飛行和9°斜下降飛行三種狀態(tài)，旋翼前進(jìn)比為0.15。計(jì)算時(shí)全機(jī)重量配平目標(biāo)為2200kg，阻力配平目標(biāo)由阻力面積給定，阻力面積CxS=1.32m2。

表1 計(jì)算模型參數(shù)

2 計(jì)算結(jié)果對(duì)比分析

2.1 不同飛行軌跡旋翼噪聲傳播對(duì)比

圖3給出了直升機(jī)在不同軌跡的整個(gè)飛行過程中不同噪聲測(cè)點(diǎn)處A計(jì)權(quán)總聲壓級(jí)的對(duì)比結(jié)果。對(duì)比不同測(cè)點(diǎn)的噪聲特性，可以看出測(cè)點(diǎn)1和2的噪聲輻射強(qiáng)度明顯大于測(cè)點(diǎn)3。這是因?yàn)闇y(cè)點(diǎn)1位于旋翼前行側(cè)，BVI噪聲在該區(qū)域內(nèi)具有明顯的傳播指向性，而測(cè)點(diǎn)2的噪聲傳播距離最小，因而噪聲更強(qiáng)。在后續(xù)分析中重點(diǎn)關(guān)注測(cè)點(diǎn)1和2的噪聲特性。對(duì)比不同飛行軌跡，可以看出不同飛行軌跡下旋翼噪聲的傳播特性并不相同，軌跡2和軌跡3相對(duì)軌跡1具有明顯的噪聲降低效果，特別是采用軌跡3的整個(gè)飛行過程中的最大A計(jì)權(quán)總聲壓級(jí)在測(cè)點(diǎn)2降低大約6dB。

圖4給出了測(cè)點(diǎn)2的噪聲變化曲線中點(diǎn)A與點(diǎn)B聲壓時(shí)間歷程的對(duì)比，從中可以明顯看到脈沖噪聲信號(hào)的減弱。這說明不同飛行軌跡下噪聲傳播特性的變化主要是由于旋翼狀態(tài)的改變影響了BVI噪聲的強(qiáng)度和指向性，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)了遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲的有效降低。

2.2 不同飛行狀態(tài)噪聲特性特性分析

文中的飛行軌跡由水平飛行、6°斜下降和9°斜下降三種飛行狀態(tài)組成。本章節(jié)對(duì)比了這三種飛行狀態(tài)的配平操縱和槳-渦干擾特性以及不同方位角和不同槳盤平面夾角的噪聲傳播指向性，分析了不同飛行狀態(tài)組合對(duì)飛行軌跡噪聲控制的內(nèi)在影響。

圖3 不同飛行軌跡旋翼總聲壓級(jí)對(duì)比(μ=0.15)

圖4 飛行軌跡3中點(diǎn)A，B聲壓時(shí)間歷程

槳-渦干擾距離是對(duì)旋翼BVI噪聲產(chǎn)生和傳播的主要影響因素。圖5給出了在前行側(cè)發(fā)生平行干擾(60～90°方位角范圍)時(shí)槳葉和自身產(chǎn)生的槳尖渦以及和上一片槳葉產(chǎn)生的槳尖渦的干擾距離的對(duì)比情況，圖中干擾距離為正表示槳尖渦位于槳葉上方。從圖中可以看出，水平飛行時(shí)槳尖渦基本位于槳葉下方，斜下降飛行時(shí)槳尖渦逐漸向上移動(dòng)，6°斜下降狀態(tài)的槳尖渦移動(dòng)到靠近槳葉的區(qū)域，9°斜下降狀態(tài)的槳尖渦繼續(xù)向上移動(dòng)，反而造成槳-渦干擾距離的增加。

圖5 不同飛行狀態(tài)旋翼槳-渦干擾距離對(duì)比

表2給出了不同飛行狀態(tài)下的旋翼操縱量配平結(jié)果。從中可以看出，水平飛行時(shí)通過旋翼前傾(軸傾角為負(fù))克服直升機(jī)阻力，此時(shí)旋翼前方來流存在垂直槳盤的向下分量，造成槳尖渦更快地向下移動(dòng)。在斜下降狀態(tài)，旋翼后傾平衡重力沿速度方向的分量，旋翼存在向上的入流，造成槳尖渦向上移動(dòng)。這和圖5中槳-渦干擾距離變化相一致。

圖6為三種飛行狀態(tài)下旋翼噪聲在不同方位角和不同槳盤夾角的傳播特性對(duì)比。從中可以看出，6°斜下降飛行的噪聲水平明顯大于另外兩種飛行狀態(tài)，這主要是因?yàn)闃?渦干擾距離的減小產(chǎn)生了強(qiáng)烈的BVI噪聲。對(duì)比圖6(a)中不同方位角的噪聲傳播特性，可以看出在前行側(cè)(90°～180°方位角)范圍內(nèi)水平飛行狀態(tài)的噪聲最小，這解釋了圖3(a)中軌跡3飛行狀態(tài)改變時(shí)的噪聲劇烈下降。對(duì)比圖6(b)中不同槳盤夾角的噪聲傳播特性，可以看出在55°夾角之前9°斜下降狀態(tài)噪聲最小，55°之后水平飛行噪聲最小，這解釋了圖3(b)中軌跡3整個(gè)飛行過程中最大噪聲的大幅度降低。

表2 不同飛行狀態(tài)旋翼操縱量計(jì)算值(μ=0.15)

圖6 不同飛行狀態(tài)噪聲傳播指向性

2.3 不同飛行速度下噪聲傳播特性

旋翼飛行狀態(tài)參數(shù)的改變影響旋翼的槳-渦干擾情況，進(jìn)而影響B(tài)VI噪聲的產(chǎn)生和傳播。改變了旋翼的飛行速度，對(duì)比了旋翼飛行速度變化后不同飛行軌跡對(duì)旋翼噪聲傳播特性的影響。

圖7為前進(jìn)比0.18時(shí)測(cè)點(diǎn)1和2處的A計(jì)權(quán)總聲壓級(jí)變化。對(duì)于測(cè)點(diǎn)1，采用軌跡1飛行時(shí)旋翼最大總聲壓級(jí)最小，這和圖3的計(jì)算結(jié)果并不相同。對(duì)于測(cè)點(diǎn)2，采用軌跡3飛行仍然降低了旋翼噪聲輻射強(qiáng)度，但是噪聲降低幅值只有3dB左右。表3給出了前進(jìn)比改變后旋翼的操縱量配平結(jié)果，可以看出旋翼軸傾角相對(duì)于前進(jìn)比0.15狀態(tài)具有明顯變化。飛行速度和軸傾角的改變共同影響了旋翼槳-渦干擾狀態(tài)，進(jìn)而造成了BVI噪聲輻射特性的變化，影響了飛行軌跡的噪聲控制效果。

圖7 不同飛行速度下旋翼噪聲傳播特性(μ=0.18)

狀態(tài)操縱量軸傾角/(deg)總距/(deg)水平飛行-4.165.796°下降3.083.699°下降6.042.52

3 主要結(jié)論

對(duì)不同飛行軌跡旋翼遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，分析了不同測(cè)點(diǎn)處旋翼噪聲的傳播特性，獲得的主要結(jié)論如下：

1)對(duì)于給定的飛行任務(wù)，飛行軌跡的改變可以顯著降低旋翼遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲的輻射強(qiáng)度，不同的軌跡可以降低飛行過程中旋翼最大A計(jì)權(quán)總聲壓級(jí)約6dB。

2)不同飛行狀態(tài)中旋翼配平操縱和槳-渦干擾特性的差異影響了BVI噪聲的輻射強(qiáng)度和傳播指向性，這是飛行軌跡控制實(shí)現(xiàn)噪聲下降的主要原因。

3)旋翼飛行速度的改變對(duì)于飛行軌跡的噪聲控制結(jié)果具有很大的影響，這和旋翼狀態(tài)改變引起的槳-渦干擾情況變化有關(guān)。