基于HHC方法的旋翼噪聲抑制機理及參數影響

陳絲雨，招啟軍，倪同兵，朱正

南京航空航天大學 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室，南京 210016

基于HHC方法的旋翼噪聲抑制機理及參數影響

陳絲雨，招啟軍*，倪同兵，朱正

南京航空航天大學 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室，南京 210016

旋翼槳-渦干擾(BVI)噪聲是旋翼氣動噪聲抑制的主要對象之一。其中，高階諧波控制(HHC)是一種較為有效的噪聲主動抑制方法。為探究HHC方法的降噪效果、降噪機理及參數影響規律，基于嵌套網格生成方法，采用可壓雷諾Navier-Stokes方程對流場進行求解，建立了適合于模擬旋翼槳-渦干擾流場的計算流體力學(CFD)數值方法。在流場CFD分析的基礎上，采用FW-H(Ffowcs Williams-Hawking)方程預測槳-渦干擾狀態下的旋翼噪聲，通過對施加高階諧波控制后的BO-105模型旋翼BVI噪聲進行算例驗證，得到了一套可以應用于高階諧波控制下旋翼BVI噪聲估算的CFD/FW-H方法。通過對不同HHC方案的數值模擬，發現在直升機斜下降狀態下，施加高階諧波控制后的旋翼BVI噪聲能夠降低多達4～7 dB。進一步，細致分析了HHC方案的控制頻率、輸入相位以及輸入幅值3個參數對旋翼BVI噪聲抑制效果的影響，得到了相關參數的影響規律。并且，基于輸入幅值對HHC降噪效果的影響規律，對高階諧波控制方法的降噪機理做出了進一步的說明。

旋翼BVI噪聲；RANS方程；FW-H方程；高階諧波控制；參數分析；降噪機理

旋翼槳-渦干擾(Blade-Vortex Interaction,BVI)是由于旋轉的后行槳葉與前行槳葉槳尖渦相遇碰撞而產生的直升機旋翼所特有的干擾現象。槳-渦干擾現象一旦發生，隨之就會引起強烈的旋翼BVI噪聲。該噪聲不僅僅具備中低頻噪聲在大氣中傳播遠、難衰減的特點，而且具有較強的輻射特性，會給周圍環境帶來一定的負面影響[1]。因此，旋翼槳-渦干擾噪聲已經逐漸成為限制直升機發展的重要因素。

基于BVI噪聲的產生機理，學者們提出了高階諧波控制(Higher Harmonic Control,HHC)這一主動降噪方法，即通過降低渦強、增加槳-渦相遇距離以及改變槳-渦干擾夾角等措施來實現旋翼降噪的目的。1986年，Hardin和Lamkin[2]建立了旋翼BVI噪聲的參數影響模型，指出HHC技術在旋翼BVI噪聲主動抑制方面可能具備的突出潛力和應用前景。隨后，NASA Langley研究中心[3]以及德國宇航局[4]各自開展了風洞試驗，以進一步探究高階諧波控制對旋翼BVI噪聲的影響。通過對不同的HHC方案進行測試，充分證實了HHC方法在旋翼降噪方面具備的能力。并且發現，在直升機斜下降狀態下，通過施加適當的HHC控制，能夠使旋翼BVI噪聲降低多達5～6 dB。同時，Beaumier等[5]對高階諧波控制下的BO-105旋翼BVI噪聲進行了預測，并提出了通過改變高階諧波控制的輸入項可能會更大程度上降低旋翼BVI噪聲的設想。2001年，美國軍方聯合NASA Lang-ley研究中心、德國及法國宇航局，對BO-105模型旋翼進行了噪聲抑制試驗[6]。該試驗對高階諧波控制方法在旋翼降噪方面的潛力進行了全面的評估，并且驗證了采用數值方法對施加控制后的旋翼BVI噪聲進行預測的可行性。

在國內，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展了相關研究，但尚未涉及噪聲的主動控制。在旋翼噪聲主動抑制方面，國內研究較少。馮劍波等[8]采用自由尾跡模型分析了HHC方法對旋翼BVI噪聲的影響規律，通過依次對幅值和相位掃略，獲得了HHC控制的較優方案和較劣方案。但由于自由尾跡法無法準確計算槳葉表面載荷，導致很難精確估算旋翼BVI噪聲特性，這會對HHC降噪效果評估及參數影響分析的結果產生一定的干擾影響。

最近幾年，學者們在高階諧波控制的發生裝置方面做了一些研究[9]，但更多的關注重點已經被轉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點，但其系統結構復雜、操縱困難、重量和花費較大。HHC與之相比，具有結構簡單、重量輕、可靠度高、易于操作及實現等優點[10]。因此，HHC是一種既具有理論意義，同時具備較高工程價值的主動降噪方法，值得深入研究。盡管國外很早就已提出將HHC應用于旋翼噪聲抑制研究，并且相關工作已開展多年，但國外僅有的與HHC相關的風洞試驗都存在著無法避免的局限性，比如在麥克風布置數量以及HHC方案變化等方面都受到限制。而已有的數值模擬又大多局限于對試驗結果的驗證，缺少參數影響分析及噪聲抑制機理的深入研究。

因此，為了客觀反映HHC方法對旋翼BVI噪聲的抑制效果，需要結合較為精確的CFD手段對其進行更加全面的評估。此外，HHC方案的輸入參數對旋翼BVI噪聲抑制效果的影響，以及HHC方法實現旋翼BVI噪聲抑制的內在機理仍需要進一步的研究來揭示。鑒于此，本文首先建立了一套能夠用于HHC控制下旋翼BVI噪聲預測的數值方法，并對BO-105模型旋翼進行了算例驗證。在此基礎上，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象，通過依次改變HHC方案中的控制頻率、輸入幅值與輸入相位的方式，探究HHC方法的各輸入參數對旋翼BVI噪聲抑制效果的影響規律。通過對HHC方法降噪效果的參數影響規律進行分析，提出了“微小擾動假設”，從而進一步解釋了高階諧波控制能夠實現旋翼BVI噪聲抑制的內在機理。

1 數值計算方法

1.1 嵌套網格方法

網格生成是CFD方法的基礎。本文首先通過求解泊松方程來獲得二維翼型各剖面的網格，然后對各剖面網格進行展向插值，得到整個槳葉的網格。為了更好地捕捉槳尖渦細節，通過采用繞翼型中弧線翻折策略，生成圍繞槳葉的三維C-O型結構網格[11]。該區域流場由Navier-Stokes方程計算。

考慮到前飛情況，背景網格選取長方體的笛卡爾網格。并且，為了更好地捕捉槳尖渦信息，準確估算槳-渦干擾噪聲，對旋翼槳尖渦形成及傳播位置的背景網格進行了加密。

此外，本文采用了改進的“透視圖”挖洞方法[12]來處理槳葉網格與背景網格之間的嵌套關系。為實現對背景網格洞邊界單元的貢獻單元進行快速搜尋，本文將Inverse Map方法[13]和偽貢獻單元搜尋法[14]相結合，較大程度上提高了流場計算效率。圖1給出了本文建立的運動嵌套網格系統示意圖。

圖1 運動嵌套網格系統示意圖Fig.1 Sketch of moving-embedded grid system

1.2 CFD方法

前飛狀態，旋翼流場同時存在可壓流動(槳尖高雷諾數區域)和不可壓流動(槳根低雷諾數區域)的特性，為精確捕捉旋翼非定常渦流動特性，以可壓Navier-Stokes方程作為旋翼貼體網格流場求解的控制方程。考慮到旋翼運動的周期性，將坐標系建立在槳葉旋轉中心，建立Navier-Stokes方程組

(1)

式中：t為時間；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;τij為黏性應力張量;n=[nx,ny,nz]T為表面單位法矢;Θ=[Θx,Θy,Θz]為與黏性應力和溫度導數相關的項;Vr為相對逆變速度，表達式為

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

(nxue+nyve+nzwe)

其中，Ve=[ue,ve,we]T為牽連速度，即網格運動速度；V=[u,v,w]T為氣流速度。

黏性系數計算采用S-A(Spalart-Allmaras)湍流模型，槳葉表面采用無滑移條件，物面處氣流與槳葉運動的相對速度為零。遠場采用無反射邊界條件，即擾動波不會反射回流場。對一般亞聲速問題，有Riemann不變量

式中：下標∞和e分別表示來流值和內場值；γ為比熱比。因而有邊界上的法向速度Vn和聲速c，即

根據法向速度的符號(當Vn<0為入流邊界，Vn>0為出流邊界)，可從來流值或內場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

根據邊界上的變量值可以算出邊界上的速度、密度和壓力，進一步可求出邊界上的守恒變量值。

為了提高流場求解的效率，本文的時間推進方法采用隱式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)格式。空間離散采用有限體積法，對于交界面上的對流通量，采用ROE-MUSCL(ROE-Monotone Upwind-centered Scheme for Conservation Laws)格式[15-16]計算無黏通量和網格面上的流動變量。與二階中心差分格式相比，可有效地減少由于截斷誤差和人工黏性導致的槳葉尾跡數值耗散，提高數值計算精度。

1.3 噪聲計算方法

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

(2)

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

1.4 BVI噪聲算例驗證

直升機斜下降飛行是產生槳-渦干擾噪聲的最典型狀態。本節以AH-1/OLS試驗旋翼典型槳-渦干擾狀態為算例，通過比較槳葉表面的載荷分布和不同觀察位置的聲壓時間歷程，來驗證本文給出的旋翼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Cp的分布(1 psi=6.895 kPa)。圖中，R為旋翼半徑,ca為弦長,x為軸向位置。觀察發現，計算值與試驗值[19]總體吻合較好，說明該方法能夠較好地模擬槳-渦干擾狀態下的流場。

在流場模擬的基礎上，為進一步驗證噪聲估算的精度，選取OLS(Operational Loads Survey)旋翼試驗[20]中MIC3和MIC9作為觀察點進行算例驗證。MIC3坐標為(0，2.979R，-1.72R)，MIC9坐標為(-1.489R，2.579R，-1.72R)，其中，R為AH-1旋翼半徑，旋翼中心為坐標原點，圖3給出了本文噪聲計算坐標系，ψ為方位角。

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

圖4(a)和圖4(b)給出了相應聲壓時間歷程與試驗值的對比情況。從計算結果可以看出，預測得到的聲壓波形和峰值與試驗數據擬合情況較好，這表明本文建立的數值方法是能夠較好地應用于旋翼BVI噪聲的預測。

圖3 噪聲計算坐標系Fig.3 Coordinate system for noise calculation

圖4 聲壓時間歷程與試驗值對比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控制旋翼槳距來降低槳-渦干擾處槳葉升力/渦強度，甚至改變槳-渦干擾位置，從而實現降低槳-渦干擾強度，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方法是通過在自動傾斜器的不旋轉環上施加高階諧波操縱輸入，從而實現槳距的主動控制。施加HHC控制后，旋翼槳距的變化規律[21]為

(3)

式中：NB為槳葉片數;ψi為第i片槳葉所在方位角;Ω為旋翼轉速;t為時間；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θHHC組成。其中，決定θHHC項的有3個變量：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旋翼槳距隨運動方位角的變化情況，圖中P為頻率階數。

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的選取受槳葉片數的限制[20]，n的值必須為槳葉片數的整數倍或槳葉片數整數倍加減1。對于四片槳葉的旋翼來說，HHC的控制頻率被限制在3，4，5/rev(或7，8，9/rev……)的范圍內，部分控制頻率如2/rev、6/rev則無法應用。該局限性導致學者們逐漸將研究重點轉移至控制頻率不受限的單片槳葉控制。但其實對于槳葉片數不大于3的旋翼來說，HHC并不存在控制頻率受槳葉片數限制的問題。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，探究在直升機典型槳-渦干擾狀態下，HHC技術對旋翼BVI噪聲的抑制效果，以及HHC輸入參數對抑制效果的影響，從而分析HHC的噪聲主動抑制機理。

1.6 施加HHC方案下的旋翼BVI噪聲計算

在建立旋翼BVI噪聲估算方法的基礎上，為探究高階諧波控制對BVI噪聲的影響，并對高階諧波控制方案中的輸入參數進行參數影響分析，應首先對本文的方法能否較好地應用于施加HHC方案后的旋翼BVI噪聲估算進行驗證。因此，本節依照現有的HHC試驗，選取40%縮比的BO-105模型旋翼進行算例驗證。表1給出了BO-105旋翼基本參數及試驗狀態參數，其他詳細參數見文獻[4]。

計算觀察點位置坐標為(1.6,0.4,-2.4)，即試驗中的麥克風位置。坐標系如圖3所示噪聲計算坐標系。

選取文獻[4]中的2種HHC方案：4Ω,θn=-0.8°；4Ω,θn=-1.2°分別進行驗證，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，觀察點處噪聲聲壓級(Sound Pressure Level,SPL)隨相位角的變化情況。觀察可知，計算值與試驗值具有一致的變化趨勢，對于不同的HHC方案，計算值能給出與試驗值變化相符的響應趨勢，這說明該數值方法能夠有效地評估不同HHC方案對旋翼BVI噪聲的影響。而試驗值與計算值在數值上略有不同，這可能是計算無法完全模擬風洞試驗條件所引起的，但這并不影響HHC對旋翼BVI噪聲降噪效果的評估以及參數影響分析。

表1 BO-105旋翼基本參數及試驗狀態參數

圖7 HHC下BVI噪聲計算值與試驗值對比Fig.7 Comparison of calculated BVI noise under HHC with test data

2 高階諧波控制的參數影響規律

為規避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節中說明。該算例涉及的主要參數由表2給出。

已有研究表明，旋翼BVI噪聲具有明顯的指向性，槳盤前行側斜下方位置的BVI噪聲最強烈，對地面的影響也最為嚴重。針對這一現象，圖8給出了槳盤前行側斜下方8個觀察點的位置示意圖。8個觀察點均分布在距槳轂中心3.44R的球面上，其中觀察點#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。通過對比不同HHC方案施加前后這8個觀察位置的噪聲總聲壓級大小，來探究HHC方案對旋翼BVI噪聲的降噪效果，以及HHC方案中的各輸入參數對旋翼BVI噪聲抑制效果的影響。

表2 AH-1旋翼基本參數及試驗狀態參數Table 2 Basic parameters of AH-1 rotor and test state

圖8 觀察點位置示意圖Fig.8 Sketch of locations of observation points

2.1 控制頻率對HHC降噪效果的影響

由式(3)可知，控制HHC方案的輸入參數有：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8個觀察位置BVI噪聲的影響。橫坐標代表圖8中給出的8個觀察點編號，縱坐標代表觀察點BVI噪聲的總聲壓級。從圖中可發現，僅改變控制頻率，不同的HHC方案產生的降噪效果具有相似的趨勢，這與已有試驗獲得的結論[4]是相同的。

由1.5節可知，HHC控制頻率的選取受槳葉片數的限制，而對于槳葉片數在2～5片之間的旋翼來說，4Ω的控制頻率普遍適用。為盡可能考慮工程實用性，后文在進一步探究輸入幅值與輸入相位對旋翼BVI噪聲的影響時，暫將控制頻率設定為4Ω。

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

2.2 輸入幅值對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、負輸入幅值對BVI噪聲的影響。從圖中可以看出，HHC方法對BVI噪聲具有較好的抑制效果。對于BVI噪聲輻射較強的槳盤前行側斜下方的8個觀察點，適當的HHC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產生不同的降噪效果。無論是正輸入幅值還是負輸入幅值，隨著輸入幅值數值的減小，BVI噪聲也隨之減小，HHC方案產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)。但通過觀察可發現，不同的輸入幅值僅影響噪聲降低的程度，對BVI噪聲的輻射指向性影響不大。

為探究輸入幅值越小，HHC方案對旋翼BVI噪聲產生的抑制效果是否就越好，在-0.4°～-0.02°的范圍內選取了更多的數值，作為HHC方案的輸入幅值，進行旋翼BVI噪聲估算。圖11的結果表明，HHC方案的降噪效果與其輸入幅值存在相關性。即輸入幅值數值越小，BVI噪聲的降噪效果越明顯。但當輸入幅值在-0.4°～-0.05°的范圍內變化時，HHC方案產生的降噪效果近乎不變。當輸入幅值降低到-0.02°時，HHC方案產生的降噪效果有所削弱，這是由于幅值過小，槳葉表面的振動對流場產生的影響很微弱所致。由于受到嵌套網格方法的限制，微小的輸入量變化很難在流場結果中有所體現。當輸入幅值變化量小于0.03°時，流場的計算精度難以保證，同時考慮到在實際試驗以及工程應用上很難達到如此小的幅值，因此本文在幅值0.02°～0.05°之間并未給出更多的結果。但由已有的結果已經可以看出，微小的輸入幅值對HHC方案產生的降噪效果具有直接影響。

圖11 微小輸入幅值對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HHC降噪效果的影響

為進一步探究高階諧波控制中的輸入相位對旋翼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噪聲總聲壓級隨輸入相位的變化規律。由圖可知，輸入相位在30°～150°范圍內，或在210°～270°范圍內變化時，不同HHC方案對BVI噪聲產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，輸入相位在一定范圍內變化時，實際上只會引起槳距發生較小的相位平移，超過一個臨界范圍時，則會產生相位相反的結果。

圖12 輸入相位對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，槳葉旋轉一周所引起的槳距變化。對比可知，這兩種輸入相位引起的槳葉槳距隨方位角變化的趨勢相似，對于任意位置的槳葉，對應的槳距值差距不大。圖13(b)給出了輸入相位分別為90°和270°時，槳葉旋轉一周所引起的槳距變化。結果表明，這2個輸入相位引起的槳距隨方位角變化的趨勢完全相反，除個別方位角處槳距值不變外，大部分位置的槳葉槳距值均發生了較大的改變。

而由HHC降噪機理可知，槳距的變化直接影響了槳-渦干擾的發生。這合理地解釋了輸入相位在一定范圍內變化時對旋翼BVI噪聲產生的降噪效果相似，而超出一定變化范圍時，產生的降噪效果則完全不同。

3 HHC降噪機理分析

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

該假設可對HHC降低BVI噪聲的機理起到進一步揭示的作用。為驗證微小擾動假設在不同HHC方案中的普適性，本文又對輸入相位為60°的情況下，不同輸入幅值對BVI噪聲的影響進行了估算，圖14(a)、圖14(b)和圖14(c)分別給出了圖8所示8個觀察位置的厚度噪聲、載荷噪聲、BVI噪聲總聲壓級的估算結果?？梢钥闯觯唠A諧波控制對旋翼厚度噪聲并沒有任何影響，對載荷噪聲的影響規律與對BVI總噪聲的影響規律相同，即HHC輸入幅值越小，噪聲聲壓級越小。當幅值減小到-0.4°時，載荷噪聲不再降低。幅值過大時，載荷噪聲不降反升，這是由于槳葉較大幅度的振動本身會引起較大的載荷噪聲所致，這與上文提出的“微小擾動假設”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°)

為了能更清晰地認識當輸入幅值過大時，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個典型幅值(-0.8°和-2.0°)作為輸入，計算給出了這2種HHC方案下旋翼厚度噪聲、載荷噪聲以及BVI總噪聲的聲壓時間歷程，如圖15所示。

通過對比圖15中的2個HHC方案對聲壓信號的影響，可以發現不同的輸入幅值對厚度噪聲沒有影響。相比輸入幅值為-0.8°的情況，當輸入幅值為-2°時會引起更大的載荷噪聲脈沖(含BVI特征)，從而導致旋翼總噪聲增大。這與圖14中的結果相吻合，進一步證實了幅值過大時，載荷噪聲不降反升，微小幅值更有利于BVI噪聲的降低。

為進一步探究HHC降低旋翼BVI噪聲的內在機理，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，直升機在斜下降飛行時，采用HHC控制后，從前飛方向向后拖出的脫落渦強度減弱，且渦脫離槳葉的距離較未施加HHC控制相比更遠。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度都呈減弱趨勢，但脫落渦在空間中占據的范圍有所增大。

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噪聲的產生機理，以及槳-渦干擾的發生位置，增加槳葉網格和背景網格的密度，同時降低真實時間步，以捕捉BVI狀態下Cp的擾動量。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隨方位角的變化趨勢。η為計算點距翼型前緣點的弦向距離。從圖中可以看出，距離前緣較近的區域有明顯的壓強擾動，距離前緣位置越遠，壓強擾動現象越不明顯，即槳-渦干擾現象主要發生在槳葉前緣附近。這與已有文獻[1]得到的結論相吻合。當槳葉運動至45°、90°方位角以及300°、360°方位角時，槳葉前緣附近產生了較強的壓強擾動，這與已有研究表明的BVI發生位置相吻合。這也進一步說明了BVI噪聲的產生是源于先行槳葉槳尖渦與后續槳葉相碰撞，引起后續槳葉表面的強壓強擾動。

圖17 不同弦向位置壓力系數隨方位角的變化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噪聲的產生機制是源于槳葉表面的壓強擾動之后，本文嘗試通過對比HHC施加前后槳葉表面載荷的變化，來進一步探究HHC方法的降噪機理。由于強壓強擾動發生在槳葉前緣附近，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隨方位角的變化。通過對比HHC施加前后BVI發生區域壓強擾動的變化，可以發現，通過高階諧波控制可緩和槳葉表面的壓強擾動，壓力變化相對趨于平緩。結合前面對渦量強度及分布規律的分析，可以得到進一步的結論：HHC控制能夠通過給予槳葉微小的高頻振動，使槳葉與渦相遇時，對渦產生高頻擾動，起到打散槳尖渦、降低渦強、改變槳-渦干擾發生位置的作用，從而緩和槳葉表面壓強擾動，實現從源頭上降低旋翼BVI噪聲的目的。

4 結 論

1) 當直升機處于典型槳-渦干擾狀態(斜下降狀態)下，適當的HHC方案能使BVI噪聲輻射較強方向上的觀察點噪聲聲壓級降低4～7 dB。

2) HHC方案中的輸入幅值與降噪效果成明顯相關性。對于本文中的模型旋翼，控制頻率和輸入相位保持不變時，輸入幅值在一定變化范圍內數值越小，降噪效果越好。當幅值在-0.05°～0.4°范圍內變化時，降噪效果趨于不變。不同的輸入幅值僅影響BVI噪聲降低的程度，對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變化時，槳距隨方位角變化趨勢相似，不同HHC方案產生的降噪效果仍然相似。輸入相位超出一定變化范圍時，槳距隨方位角變化趨勢相反，不同HHC方案產生的降噪效果則截然不同。這間接地說明了HHC方法是通過控制槳距變化規律從而達到抑制旋翼BVI噪聲的目的。

4) 基于輸入幅值對旋翼BVI噪聲的影響規律，提出微小擾動假設：若通過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，則槳-渦相遇時，槳葉表面的振動能夠起到打散槳尖渦的效果。渦的強度以及槳-渦干擾的發生位置會隨之改變，從而緩和槳葉表面壓強的擾動，使旋翼BVI噪聲顯著降低。若高階諧波控制的輸入幅值過大，則給槳葉施加的振動過大，這時會引起更大的載荷噪聲，不利于總噪聲的降低。

[1] YU Y H. Rotor blade-vortex interaction noise[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2000, 36(2): 97-115.

[2] HARDIN J C, LAMKIN S L. Concepts for reduction of blade-vortex interaction noise[J]. Journal of Aircraft, 1986, 24(2): 120-125.

[3] BROOKS T F, BOOTH E R, JOLLY J R, et al. Reduction of blade-vortex interaction noise through higher harmonic pitch control[J]. Journal of the American Helicopter Society, 1990, 35(1): 86-91.

[4] SPLETTSTOESSER W R, SCHULTZ K J, KUBE R, et al. A higher harmonic control test in the DNW to reduce impulsive BVI noise[J]. Journal of the American Helicopter Society, 1994, 39(4): 3-13.

[5] BEAUMIER P, PRIEUR J, RAHIER G, et al. Effect of higher harmonic control on helicopter rotor blade—vortex interaction noise: Prediction and initial validation[C]∥75th Fluid Dynamics Panel Symposium on Aerodynamics and Aeroacoustics of Rotorcraft, Berlin, Germany, 1994.

[6] YU Y H, TUNG C, WALL B G V D,et al. The HART-Ⅱ test: Rotor wakes and aeroacoustics with higher-harmonic pitch control (HHC) inputs[C]∥American Helicopter Society 58th Annual Forum, 2002: 1-11.

[7] 史勇杰, 招啟軍, 徐國華. 旋翼槳-渦干擾氣動特性計算及參數影響研究[J]. 航空學報, 2010, 31(6): 1106-1114.

SHI Y J, ZHAO Q J, XU G H. Numerical calculation and parametric study of aerodynamics of rotor blade-vortex interaction[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2010, 31(6) : 1106-1114.

[8] 馮劍波, 陸洋, 徐錦法, 等. 旋翼槳-渦干擾噪聲開環槳距主動控制研究[J]. 航空學報, 2014, 35(11): 2901-2909.

FENG J B, LU Y, XU J F, et al. Research on the effect of open-loop active blade-pitch control on rotor BVI noise alleviation[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2014, 35(11): 2901-2909 (in Chinese).

[9] SETH P, RAMACHANDRAN A, MOHAN R. A mechanism to generate higher harmonic control for swash plates in helicopters[C]∥Asian-Australian Rotorcraft 4th Annual Forum, 2015.

[10] MALOVRH B, GANDHI F. Localized individual blade root pitch control for helicopter blade—Vortex interaction noise reduction[J]. Journal of the American Helicopter Society, 2010, 55(55): 32007-1-32007-12.

[11] 朱正, 招啟軍. 低HSI噪聲旋翼槳尖外形優化設計方法[J]. 航空學報, 2015, 36(5): 1442-1452.

ZHU Z, ZHAO Q J. Optimization design method for rotor blade-tip shape with low HSI noise characteristics[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(5): 1442-1452 (in Chinese).

[12] SONG W P, HAN Z H, QIAO Z D. Prediction of hovering rotor noise based on Reynolds-averaged Navier-Stokes simulation[J]. Journal of Aircraft, 2007, 44(4): 1391-1394.

[13] ZHAO Q J, XU G H, ZHAO J G. New hybrid method for predicting the flowfields of helicopter rotors[J]. Journal of Aircraft, 2006, 43(2): 372-380.

[14] MEAKIN R L. A new method for establishing intergrid communication among systems of overset grids: AIAA-1991-1586[R]. Reston: AIAA, 1991.

[15] ROE P L. Approximate Riemann solvers, parameter vectors and difference schemes[J]. Journal of Computational Physics, 1981, 43(2): 357-372.

[16] VAN LEER B. Towards the ultimate conservative difference scheme. V. A second-order sequel to Godunov's method[J]. Journal of Computational Physics, 1979, 32(1): 101-136.

[17] DI F P. A new boundary integral formulation for the prediction of sound radiation[J]. Journal of Sound and Vibration, 1997, 202(4): 491-509.

[18] BRENTNER K S, FARASSAT F. Analytical comparison of the acoustic analogy and Kirchhoff formulation for moving surfaces[J]. AIAA Journal, 1998, 36(8): 1379-1386.

[19] CROSS J L, TU W. Tabulation of data from the tip aerodynamics and acoustics test: NACA TM-102280[R]. Washington, D.C.: NACA, 1990.

[20] YU Y H, TUNG C, GALLMAN J, et al. Aerodynamics and acoustics of rotor blade-vortex interactions[J]. Journal of Aircraft, 1995, 32(5): 970-977.

[21] KESSLER C. Active rotor control for helicopters: Motivation and survey on higher harmonic control[J]. CEAS Aeronautical Journal, 2011, 1(1): 1-20.

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

1000-6893(2017)10-121000-14

2016-11-28；退修日期2017-03-10；錄用日期2017-05-29;< class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2017-06-061912

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國家自然科學基金(11572156)；江蘇省普通高校研究生科研創新計劃項目(KYLX15_0250)；江蘇高校優勢學科建設工程基金

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.E-mailzhaoqijun@nuaa.edu.cn

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

(責任編輯：張晗)