高階諧波控制對旋翼槳-渦干擾載荷和噪聲的影響

王亮權,徐國華*,史勇杰,夏潤澤

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

高階諧波控制對旋翼槳-渦干擾載荷和噪聲的影響

王亮權,徐國華*,史勇杰,夏潤澤

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

直升機小速度平飛和斜下降飛行時會產生嚴重的槳-渦干擾(BVI)噪聲?；谛拚鼴eddoes尾跡/槳葉動力學耦合方法和Farassat 1A公式,建立了一個新的能夠計入高階諧波控制(HHC)影響的旋翼槳-渦干擾氣動載荷和噪聲計算模型。在該模型中,高階諧波控制引起的槳尖渦附加位移通過對高階入流進行時間積分推導得出,而單一階次的諧波輸入引起的各階諧波響應通過傳遞函數來確定,傳遞函數則由槳葉的動力學特性計算。首先對HARTⅡ旋翼斜下降飛行狀態的槳-渦干擾氣動載荷進行了計算模擬,驗證了所建立方法的可靠性。然后,著重研究了在典型的三階諧波槳根激勵下,不同輸入相位對HARTⅡ旋翼槳-渦干擾氣動載荷和噪聲特性的影響。結果表明:槳葉的動力學特性尤其是扭轉特性對高階諧波控制效果影響顯著,且高階諧波輸入的相位選擇對槳-渦干擾噪聲的控制至關重要,若控制相位選擇不當,反而會增大旋翼噪聲。

高階諧波控制;直升機;旋翼;槳-渦干擾;氣動載荷;噪聲

直升機在小速度平飛和斜下降飛行時,槳葉尖部逸出的槳尖渦形成的尾跡停留在旋翼附近,使得槳尖渦很容易與后續的槳葉相互靠近甚至直接碰撞,產生所謂的槳-渦干擾(Blade-Vortex Interaction,BVI)現象[1]。由于槳尖渦的干擾,會使得槳葉誘導速度發生劇烈擾動,從而改變槳葉剖面上的迎角和氣動載荷。在直升機飛行中,槳-渦干擾發生時槳葉與槳尖渦迅速靠近而后立即遠離,在槳葉上形成頻率很高的非定常載荷脈沖,這是槳-渦干擾噪聲的聲源。槳-渦干擾噪聲不僅會嚴重增大軍用直升機的聲可探測性,也會限制民用直升機在城市的大規模使用。因此,研究旋翼槳-渦干擾噪聲的抑制方法在理論和實際應用中都具有重要的價值。

國外對降低槳-渦干擾噪聲已經開展了不少研究,Hardin和Lamkin[2]首先從理論上探討了槳-渦干擾噪聲的抑制方法,指出了槳尖渦強度、槳葉剖面上的升力、槳-渦干擾距離等參數對BVI強度的影響。隨后,直升機界提出了多種控制BVI噪聲的概念,包括高階諧波控制(Higher Harmonic Control,HHC),單獨槳葉控制(Individual Blade Control,IBC)和后緣小翼等[3]技術。高階諧波控制和單獨槳葉控制的機理相似,二者區別在于高階諧波控制的激勵器安裝在旋翼自動傾斜器下方,各片槳葉槳根處受到的激勵完全相同;單獨槳葉控制的激勵器則位于自動傾斜器上方,各片槳葉可分別施加激勵。高階諧波控制由于其控制律相對簡單,成為了近年來的研究熱點。

高階諧波控制技術最早被國外學者用于直升機座艙振動水平抑制上,在 OH-6A、SA-349、S-76A等直升機上進行的飛行實測表明,H HC最高可以將座艙振動水平降低90%[4-6]。Giovanetti和Hall將HHC技術用于復合式直升機的性能優化,發現HHC能減小直升機高速前飛時的需用功率[7]。Splettstoesser等則在德國-荷蘭DNW風洞中進行了BO-105直升機縮比模型的吹風試驗[8],結果表明,HHC同樣具有控制旋翼BVI噪聲的潛力,適當的高階諧波控制可以將BVI噪聲降低4～6 d B。2009年,Boyd基于CFD/CSD耦合方法進行了HARTⅡ旋翼高階諧波控制降噪模擬的嘗試[9],為避免在捕捉槳尖渦時出現顯著的非物理耗散,使用了總量高達6 900萬的網格節點,以致消耗了大量的計算資源。國內有關HHC的研究較少,楊一棟和袁衛東對H HC的抑振效果進行了初步的仿真驗證[10],馮劍波等利用自由尾跡方法進行了HHC主動控制研究[11],分析了不同控制相位下的BVI噪聲抑制效果,但其研究是直接給槳距附加一個高階諧波輸入量,并未考慮由于槳根激勵引起的槳葉真實彈性變形。

使用數值方法進行HHC對BVI噪聲控制效果的模擬研究,是涉及到氣動、動力學和噪聲的多學科問題,其研究是富有挑戰性的。由于HHC是在槳葉根部施加激勵,通過槳葉的動力學響應來獲得其控制效果,因而進行槳葉動力學建模是必要的。另一方面,為了有效地計算4～60倍槳葉通過頻率的槳-渦干擾非定常載荷[12],需要所使用的氣動模型具有良好的槳尖渦捕捉精度。2011年,Wall建立了一套所謂的修正Beddoes尾跡模型[13],該模型在性質上可歸入預定尾跡類,具有解析表達式,能夠像自由尾跡模型那樣計入渦線的畸變和收縮,且不存在CFD所面臨的數值耗散問題。修正Beddoes尾跡、自由尾跡、CFD 3種氣動模型單步計算的耗時比約為1∶103∶106,修正Beddoes尾跡在計算效率方面具有突出優勢,同時具有與自由尾跡相當的精度。Wall將該模型用于槳-渦干擾的研究,取得了良好的模擬結果[12]。

鑒于此,本文擬基于修正Beddoes尾跡/槳葉動力學耦合模型,并結合Farassat 1A公式,建立一套高效且能夠計入高階諧波控制輸入影響的旋翼槳-渦干擾噪聲模擬方法。與先前HHC側重于減振研究不同的是,本文深入研究HHC對槳-渦干擾噪聲特性的影響機理,并得到了如下結論:高階諧波控制主要通過改變槳-渦垂直干擾距離影響槳-渦干擾噪聲。

1 數值計算方法

為開展高階諧波控制對旋翼槳-渦干擾氣動載荷和噪聲的影響研究,本文在修正Beddoes尾跡模型的基礎上,推導建立了能夠計入高階諧波影響的氣動模型,隨后結合槳葉動力學模型確定各階諧波之間的耦合效應,開發出一套適用于旋翼高階諧波控制模擬的氣動/動力學分析代碼,并將其用于HHC狀態下的噪聲模擬。

1.1 基于修正Beddoes尾跡的旋翼氣動模型

1.1.1 修正Beddoes尾跡模型

基于修正Beddoes尾跡模型確定旋翼尾跡形狀,槳盤平面內的誘導入流分布為[14]

槳盤平面外的誘導入流分布為

式中:

其中:CT為旋翼拉力系數;μ為前進比;αs為旋翼迎角;坐標系為右手系,坐標原點位于槳盤中心,x軸正方向沿著來流方向,y軸正方向指向90°槳葉方位角;kx和ky分別為旋翼縱向和橫向入流分布系數;ψ為方向角。

對于從槳尖附近脫出的槳尖渦,以旋翼半徑R為無量綱參數,令其坐標為(xv,yv,zv),有[15]

式中:ψb和ψw分別為槳葉所處方位角和槳尖渦渦齡角;rv為槳尖渦在槳葉上的逸出位置。

對式(1)和式(2)中的誘導速度場進行時間積分,并與旋翼軸向來流分量疊加,可得到槳尖渦的軸向位移為

式中:∫λidψ為誘導速度場引起的槳尖渦軸向位移。從槳盤前半區域(90°＜ψb＜270°)脫出的槳尖渦均會通過槳盤區域,而從槳盤后半區域(0°＜ψb＜90°和270°＜ψb＜360°)脫出則不會受到槳盤誘導速度場的影響,在進行積分計算時需要分別考慮。

圖1為直升機小速度前飛時旋翼槳尖渦尾跡形狀示意圖,所計算的飛行狀態對應的CT=0.003 3,μ=0.19,αs=-6.3°。從圖中可以看出,此時槳尖渦的軸向(z方向)運動速度小,槳尖渦在運動4圈后仍然停留在槳盤附近,前行側槳尖渦相對后行側的卷起效應更明顯。在槳盤平面內渦線與槳葉相交的位置,會發生強烈的槳-渦干擾,進一步帶來嚴重的BVI噪聲。

圖1 修正Beddoes尾跡示意圖Fig.1 Schematic of modified Beddoes wake

1.1.2 槳葉附著渦環量求解方法

將槳葉離散為N個單元,附著渦環量Γi位于槳葉1/4弦線處,而控制點位于3/4弦線。由尾隨渦組成的旋翼近尾跡從槳葉后緣脫出,尾隨渦強度等于相鄰兩個槳葉單元的附著渦環量之差,近尾跡經過約30°方位角卷起為槳尖渦,形成遠尾跡,槳尖渦強度由槳葉上的最大附著渦環量確定。對控制點施加物面法向無穿透邊界條件,形成關于附著渦環量的線性方程組AΓ=B,即

式中:A為附著渦、近尾跡和遠尾跡引起的誘導速度影響系數矩陣,影響系數通過Biot-Savart定律計算;B為槳葉微段上的自由來流速度和由于旋轉、揮舞等運動引起的相對速度。槳尖渦誘導產生的速度Vθ采用文獻[16]中的模型:

式中:Γmax=max(Γ1,Γ2,…,ΓN)為槳尖渦強度;rc為渦核半徑;r-為流場中某一點與渦核中心的相對距離。

槳尖渦渦核的黏性耗散可由式(8)表示:[17]式中:rco為槳尖渦的初始渦核半徑;α為Oseen常數,取α=1.256 43;渦黏性系數δ與槳尖雷諾數有關,對于模型旋翼,δ≈10;ν為空氣的運動黏度,一般取ν=1.46×10-5m2/s。

在得到槳葉各單元的附著渦環量后,便可計算出相應剖面的升阻力特性,翼型氣動力數據通過查表獲得。

1.2 高階諧波控制入流建模

1.1節建立的修正Beddoes尾跡模型僅適用于常規飛行狀態下的旋翼氣動載荷求解,本節將極坐標表示的高階諧波入流變換到笛卡兒坐標系下,并采用時間積分推導出其對旋翼尾跡的影響。

1.2.1 高階諧波入流引起的尾跡扭曲

噪聲與槳尖渦和氣動載荷存在如下關系[2]:

式中:p′(x,t)為觀察點的噪聲聲壓;Γv為槳尖渦在平行于槳葉展向的強度分量,該分量由槳尖渦強度和槳-渦干擾角度確定;L為槳葉剖面的升力;d為槳-渦垂直干擾距離。

從式(9)中可以看出,噪聲聲壓p′(x,t)與Γv和L成正比,與d的平方成反比關系,p′(x,t)對d的變化十分敏感。

高階諧波(n≥2)控制的幅值λin和相位Ψn可用余弦函數表達為

槳盤平面內由此產生的高階諧波入流可表示為如下極坐標的形式[14]:

由式(11)可以得到高階諧波引起的槳尖渦尾跡扭曲,為了便于進行時間積分,將其轉化到笛卡兒坐標系下,以3階諧波控制為例進行說明:

根據棣莫弗公式從槳尖渦釋放點xvr開始積分,3階諧波控制

引起的槳尖渦附加軸向位移可表示為

其他各高階諧波產生的控制響應可用類似的方法推導得出,將其與未施加控制時的尾跡疊加,即可得到HHC控制下的尾跡形狀。

1.2.2 不同階次諧波控制效果分析

圖2為諧波階次分別為2、3和6階時引起的槳盤平面內入流分布示意圖,圖中使用槳盤均勻入流系數進行了無量綱化。在槳葉旋轉一周的過程中,槳葉尖部區域受入流變化的影響較槳葉內段區域更為顯著。圖3為一維情況下各階諧波引起的槳尖渦附加軸向位移示意圖,可以看出,相對一階諧波(旋翼周期變距)控制輸入而言,高階諧波引起的槳尖渦附加位移較小,諧波階次越高,其對槳尖渦運動軌跡的影響越弱,6階以上諧波造成的影響則可以忽略不計。

1.2.3 諧波之間的耦合效應

由于各階諧波之間的耦合效應,單一階次的諧波輸入會引起多個階次的諧波響應。例如3階諧波的控制輸入除了直接引起槳葉上的3階諧波響應外,還會對相鄰的2階扭轉和揮舞響應產生較大的影響,這種影響可通過傳遞函數[18]來計入,以槳葉扭轉方向為例

式中:θ為變距角;?為彈性扭轉角;下標BL表示基準狀態(Baseline),j表示受n階諧波輸入影響的諧波階次,j=n-2,n-1,…,n+2。

圖2 槳盤平面內不同階次的諧波入流分布(Ψn=0°)Fig.2 Inflow distribution of rotor disk with different harmonic order(Ψn=0°)

圖3 諧波階次對槳尖渦軸向位移的影響(φn=0°)Fig.3 Effect of harmonic order on tip vortex vertical displacement(φn=0°)

1.3 槳葉動力學模型

從式(15)中可以看出,傳遞函數由槳葉的動力學特性決定,其中扭轉變形由于直接影響槳葉剖面的變距角,對高階諧波控制的效果有著重要的影響。本文基于Hamilton原理對槳葉進行動力學建模[19]:

式中:U為槳葉上的應變能;T為動能;We為氣動力和氣動力矩所做的虛功。

本文計算出的HARTⅡ旋翼的前三階揮舞振型ΦF和前二階扭轉振型ΦT分別如圖4(a)和圖4(b)所示,該旋翼為無鉸式旋翼(相關參數見文獻[20]),操縱線系的剛度通過在槳葉根部施加扭轉彈簧約束的方式計入?？梢钥闯?各揮舞振型與文獻[12]中佐治亞理工學院(GIT)采用著名的多體動力學分析代碼DYMORE的計算結果符合得很好,僅扭轉振型在槳葉根部存在一定的誤差,這可能是由于對操縱線系剛度的考慮方式不同造成的。此外,3階的諧波控制輸入與計算出的HARTⅡ槳葉基階扭轉頻率3.81(文獻值為3.79)相近,會產生顯著的槳葉扭轉響應。以上結果表明本文建立的槳葉動力學模型具有良好的精度。

圖4 HARTⅡ旋翼的揮舞和扭轉振型Fig.4 Flap and torsion mode shapes of HARTⅡrotor

1.4 旋翼氣動噪聲計算模型

旋翼氣動噪聲的求解基于Williams和Hawkings建立的FW-H方程[21],該方程可精確描述整個流場區域的噪聲。本文研究的槳-渦干擾狀態對應的直升機前飛速度較小,旋翼流場中的跨聲速效應很弱,選用忽略四極子噪聲源項的F1A公式[22],有式中:p′(x,t)為噪聲總聲壓;p′T(x,t)為厚度噪聲聲壓;p′L(x,t)為載荷噪聲聲壓。

噪聲聲壓級SPL的計算公式為

式中:SPL單位為d B;pref為參考聲壓,取2×10-5Pa。

2 旋翼槳-渦干擾狀態的模擬及分析

2.1 槳-渦干擾狀態飛行參數

本文計算的HARTⅡ旋翼斜下降飛行狀態各參數分別如下:前進比μ=0.151,拉力系數CT=0.004 4,旋翼迎角αs=4.5°,航跡角γ=-6°,此時自由來流有一個垂直于槳盤向上的分量,使得槳尖渦尾跡更加靠近槳盤。該狀態下旋翼總距θ0=3.8°,橫向周期變距θ1c=1.92°,縱向周期變距θ1s=-1.34°。槳葉根部施加的3階諧波激勵幅值為θ3=0.86°,激勵相位Ψ3在0°～360°之間變化,間隔為60°。

2.2 未施加高階諧波控制時的槳-渦干擾狀態

首先對HARTⅡ旋翼未施加高階諧波控制時的槳-渦干擾基準狀態進行了計算模擬。圖5(a)為槳盤平面內的誘導入流系數分布,可以看出槳盤后半區域的誘導入流遠高于槳盤前半區域,這使得圖5(b)中槳尖渦在槳盤后半區域的軸向位移大于槳盤前半區域。從圖5(c)預測出的槳盤平面內BVI發生位置可以看出,在前行側50°和后行側300°方位角附近的槳尖區域處,存在很強的槳-渦平行干擾(圖中槳-渦垂直間距越小的地方用越大的圖標表示)。

圖6(a)為槳盤的氣動載荷分布(Cn為法向力系數),氣動載荷在有槳-渦干擾的槳葉方位角附近波動很顯著。將0.87R槳葉剖面處的非定常氣動載荷與試驗值和Boyd基于CFD/CSD方法的計算值[9]進行對比,如圖6(b)所示。可以看出,本文和Boyd的計算結果都有效地捕捉到了后行側(約270°～330°槳葉方位角)的槳-渦干擾,氣動載荷波動的頻率和幅值均與試驗值符合得較好。而在前行側槳-渦干擾區域(約為20°～70°槳葉方位角),本文的結果能夠正確反映載荷波動的趨勢,但波動幅值相對試驗值和文獻[9]中采用CFD/CSD方法計算出的結果偏大,進一步影響了70°～120°槳葉方位角的載荷結果,這可能是由于本文采用的尾跡模型對槳葉前行側槳-渦垂直距離預測不夠精確造成的。需要指出的是,為了盡量減弱CFD方法的固有數值耗散對槳-渦干擾波動載荷的“抹平”效應,Boyd的CFD/CSD模擬中總共使用了約6 900萬個網格節點,其計算在NASA的Columbia超級計算機才得以完成,計算時間仍以小時計,而本文的計算在PC上就可以實現,且計算耗時不超過1 min,因此本文建立的方法十分高效,同時具有較好的精度,適合于需要進行參數分析的高階諧波控制規律研究及將來的工程應用。

圖5 HARTⅡ旋翼槳-渦干擾飛行狀態(未施加HHC)Fig.5 HARTⅡrotor BVI flight state(without HHC)

圖6 HARTⅡ旋翼槳-渦干擾飛行狀態氣動載荷(未施加HHC)Fig.6 HARTⅡrotor loading under BVI flight state(without HHC)

2.3 施加高階諧波控制時的槳-渦干擾狀態

圖7給出了不同3階諧波控制相位下槳盤下方2.215 m平面內最大的噪聲幅值SPLmax?？梢钥闯?不同控制相位下的SPLmax差別很大,并非任意控制相位都能有效地抑制槳-渦干擾噪聲。在最優噪聲控制相位Ψ3=300°時,本文計算出的SPLmax=112.2 d B,比基準狀態的噪聲幅值(115.1 dB)小了近3 dB;而當 Ψ3=180° 時,SPLmax高達117.5 d B,超出最優控制時的噪聲幅值5.3 dB,該控制相位下噪聲輻射情況比基準狀態更為嚴重。將不同控制相位下的噪聲幅值與文獻[9]中給出的風洞試驗測得的結果相比,本文計算結果與試驗值之間的誤差不超過1 d B,表明本文建立的計入高階諧波控制影響的旋翼槳-渦干擾噪聲計算模型取得了較好的預測結果。

圖7 不同控制相位下的最大噪聲幅值Fig.7 SPLmax at different control phases

圖8為最優控制和最差控制時,高階諧波控制引起的槳尖渦在槳盤平面內的附加軸向位移。從圖8(a)中可以看出,在最優控制時,在前行側50°和后行側300°方位角槳尖區域附近,槳尖渦附加了一個向下的軸向位移,這使得槳尖渦與槳盤平面的軸向間距相對基準狀態時增大,降低了槳尖渦在槳葉表面引起的附加誘導速度,使得相應槳葉剖面的迎角振蕩減弱,從而減弱非定常氣動載荷的波動幅值,最終抑制輻射出的噪聲。而從圖8(b)最差相位控制時可以看出,槳尖渦在前后行側附加的是向上的軸向位移,這與最優控制時的效果相反,使得BVI噪聲輻射較基準狀態更嚴重。

圖8 HHC引起的槳尖渦附加軸向位移Fig.8 Additional tip vortex vertical displacement caused by HHC

為進一步分析采取最優和最差控制策略時二者的差異,圖9給出了槳距角隨槳葉方位角的變化。將基準狀態下試驗測出的槳距與剛性槳葉假設下的槳距輸入對比可以看出,槳葉彈性扭轉會降低槳距角,一個槳葉旋轉周期內的平均槳距相對剛性槳葉小1°左右。加入高階諧波控制后,在前后行側槳-渦干擾區域,最優控制和最差控制時槳距相差約2°,前者槳距角低于基準狀態,而后者高于基準狀態。圖10為高階諧波控制下0.87R槳葉剖面的非定常氣動載荷隨方位角的變化,可以看出本文計算結果與試驗值符合得較好,且施加控制時一個槳葉旋轉周期內氣動載荷的波動幅值比基準狀態(圖6(b))時大。

圖9 不同狀態下HARTⅡ旋翼的槳距角Fig.9 Blade pitch angles of HARTⅡrotor with different state

圖10 施加HHC時0.87R槳葉剖面氣動載荷Fig.10 Blade loading of 0.87R with HHC

3 結 論

本文基于修正Beddoes尾跡/槳葉動力學耦合模型和Farassat 1A公式,建立了一套能夠計入高階諧波控制影響的旋翼槳-渦干擾噪聲數值模擬方法。采用3階諧波控制,針對HARTⅡ旋翼在不同控制相位下的非定常氣動載荷和BVI噪聲進行了計算分析,得到如下結論:

1)高階諧波控制的相位選擇對旋翼槳-渦干擾噪聲的控制有至關重要的影響,合理的相位輸入能有效抑制噪聲,若控制相位選擇不當,反而會惡化槳-渦干擾噪聲輻射情況。

2)高階諧波的控制階次越高,對尾跡的扭曲作用越小,超過六階的高階諧波控制起的作用可忽略不計。

3)槳葉的動力學特性尤其是扭轉特性對高階諧波控制的影響很大,當高階諧波輸入的階次與槳葉的基階扭轉頻率相近時,控制效果會大大增強。

4)高階諧波控制主要通過改變槳-渦垂直間距來影響BVI噪聲幅值,增大槳盤平面內發生槳-渦干擾方位角處的槳-渦垂直間距可有效地抑制BVI噪聲。

[1] HUBBARD H H.Aeroacoustics of flight vehicles:Theory and practice[M].Melville,NY:American Institute of Physics,1995.

[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] YU Y H,GMELIN B,SPLETTSTOESSER W,et al.Reduction of helicopter blade-vortex interaction noise by active rotor control technology[J].Progress in Aerospace Sciences,1997,33(9):647-687.

[4] WOOD E R,POWERS R W,CLINE J H,et al.On developing and flight testing a higher Harmonic control system[J].Journal of the American Helicopter Society,1985,30(1):3-20.

[5] POLYCHRONIADIS M,ACHACHE M.Higher harmonic control:Flight tests of an experimental system on SA 349 research gazelle[C]//American Helicopter Society Annual Forum,1986.

[6] WALSH D M.Flight tests of an open loop higher harmonic control system on an S-76A helicopter[D].BocaRaton:Florida Florida Atlantic University,1986.

[7] GIOVANETTI E B,HALL K C.Optimum design of compound helicopters that use higher harmonic control[J].Journal of Aircraft,2015,52(5):1-10.

[8] 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.

[9] BOYD D D.HART-Ⅱacoustic predictions using a coupled CFD/CSD method[C]//American Helicopter Society Annual Forum,2009.

[10] 楊一棟,袁衛東.直升機隨機自適應高階諧波控制抑振研究[J].振動工程學報,1996(2):177-181.YANG Y D,YUAN W D.Study of helicopter vibration reduction technique with stochastic adaptive HHC[J].Journal of Vibration Engineering,1996(2):177-181(in Chinese).

[11] 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).

[12] WALL B G,LIM J W,SMITH M J.An assessment of comprehensive code prediction state-of-the-art using the HARTⅡinternational workshop data[C]//American Helicopter Society Annual Forum,2012.

[13] WALL B G.Prescribed wake modifications to account for harmonic rotor loading and validation with HART data[C]//American Helicopter Society Annual Forum,2011.

[14] WALL B G.Helicopter rotor BVI airloads computation using advanced prescribed wake modeling[C]//29th AIAA Applied Aerodynamics Conference,2011.

[15] BEDDOES T S.A wake model for high resolution airloads[C]//International Conference on Rotorcraft Basic Research,1985.

[16] LEISHMAN J G.Principles of helicopter aerodynamics[M].Cambridge:Cambridge University Press,2006.

[17] BHAGWAT M J,LEISHMAN J G.Generalized viscous vortex model for application to free-vortex wake and aeroacoustic calculations[C]//American Helicopter Society Annual Forum,2002.

[18] WALL B G.The effect of HHC on the vortex convection in the wake of a helicopter rotor[J].Aerospace Science&Technology,2000,4(5):321-336.

[19] YUAN K A,FRIEDMANN P P.Aeroelasticity and structural optimization of composite helicopter rotor blades with swept tips:NASA Report 4665[R].Washington,D.C.:NASA,1995.

[20] WALL B G.2nd HHC Aeroacoustic rotor test(HART-Ⅱ)-Part 1:Test documentation:Report IB 111-2003/31[R].Cologne:German Aerospace Center Institute,2003.

[21] WILLIAMS J E F,HAWKINGS D L.Sound generation by turbulence and surfaces in arbitrary motion[J].Philosophical Transactions of the Royal Society of London A:Mathematical,Physical and Engineering Sciences,1969,264(1151):321-342.

[22] FARASSAT F.Derivation of formulations 1 and 1A of Farassat:NASA TM-2007-214853[R].Washington,D.C.:NASA,2007.

lnfluence of higher harmonic control on airload and acoustics of rotor blade-vortex interaction

WANG Liangquan,XU Guohua*,SHl Yongjie,XlA Runze

National Key Laboratory of Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China

Harsh blade-vortex interaction(BVl)noise will be generated when a helicopter is flying at a moderate speed level flight or descending.Based on the modified Beddoes wake/blade structural dynamics coupling model and Farassat 1A formula,a rotor BVl airload and acoustics prediction method is proposed,in which the influence of higher harmonic control(HHC)can be included.The additional tip vortex vertical displacement caused by HHC is derived from time integration of higher harmonic inflow,and a transfer function that relates single HHCinput to resulting response at the same and neighboring frequencies is identified by blade dynamic characteristics.The rotor airload of the baseline case in higher harmonic control aeroacoustics rotor TestⅡ(HARTⅡ)is investigated and compared with experimental data firstly.The influencing mechanism and varying pattern of the rotor acoustic property at different 3/Rev control phases is then assessed.The results show that blade dynamic characteristics,especially torsional behaviors,are important for effectiveness of higher harmonic control.Selection of HHC phase input is significant to BVl noise control,and irrational HHC phase input will worsen noise radiation.

higher harmonic control;helicopter;rotor;blade-vortex interaction;aerodynamic loading;noise

2016-10-13;Revised:2017-02-19;Accepted:2017-02-28;Published online:2017-03-20 15:15

URL:www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170320.1515.012.html

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V211.52

A

1000-6893(2017)07-520847-10

10.7527/S1000-6893.2017.520847

2016-10-13;退修日期:2017-02-19;錄用日期:2017-02-28;網絡出版時間:2017-03-20 15:15

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江蘇省普通高校研究生科研創新計劃項目(KYLX16_0389);江蘇高校優勢學科建設工程基金

*通訊作者.E-mail:ghxu@nuaa.edu.cn

王亮權,徐國華,史勇杰,等.高階諧波控制對旋翼槳-渦干擾載荷和噪聲的影響[J].航空學報,2017,38(7):520847.WANG L Q,XU GH,SHl Y J,et al.lnfluence ofhigher harmonic control on airload and acoustics ofrotor blade-vortex interaction[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2017,38(7):520847.

(責任編輯:鮑亞平,蘇磊)

*Corresponding author.E-mail:ghxu@nuaa.edu.cn