基于對飛行員工效影響的旋翼螺旋槳流動及噪聲分析

閆文輝， 劉昌交， 周軍偉， 吳俊宏

(1.北方工業大學機械與材料工程學院, 北京 100144；2.哈爾濱工業大學(威海)船舶與海洋工程學院,威海 264209；3.北京深華科交通工程有限公司, 北京 100071)

噪聲對飛行員工效具有非常大的影響,已經被中外大量研究所證實。飛行員的聽力功能在保持正常空中通信、保障飛行安全中起重要作用,而噪聲是航空環境中難以回避的有害刺激。飛行員長期受到噪聲刺激就會緩慢、進行性地發生內耳聽覺特異性損傷[1]。殲-8D飛機由于加裝固定式受油探頭裝置,座艙外最大噪聲級已超過 140 dB(A),座艙內最大噪聲級達116.3 dB(A)[2]。噪聲對聽力損害使得一般飛行員飛行5 a后,聽覺正常者占 75%, 飛行 11～15 a后,聽覺正常者僅占 50%[3]。傾轉旋翼飛行器由于可以實現垂直起飛、空中懸停和高速前飛巡航的綜合優良特性,近年來受到了中外軍方的高度關注。特別是目前唯一服役的由Bell和Boeing聯合研制的V-22(魚鷹),其對該類飛行器的優良功能起到了很好的驗證作用。“魚鷹”飛機面臨的一個很突出的問題就是旋翼螺旋槳的氣動設計和噪聲問題。而且,由于其傾轉旋翼螺旋槳氣動和動力學耦合問題造成的研制難點,導致了試驗機墜毀事件的多次發生。另外值得關注的一點是,“魚鷹”飛機使得美軍駐日本橫田基地附近的居民長期遭受高分貝噪聲的困擾。 “魚鷹”飛機的傾轉旋翼螺旋槳作為主要的噪聲源,還造成了飛機座艙內噪聲與振動過大,嚴重影響飛行員的工效,從而對飛機的安全飛行產生了不利影響。

艾延廷等[4]對某飛機螺旋槳開展了氣動噪聲數值模擬和實驗研究,發現旋轉區聲壓級隨轉速逐漸增大,螺旋槳葉尖渦及前緣分離渦在槳葉表面形成較大壓力波動,成為螺旋槳主要噪聲源；吳江等[5]開發了一款15 in(1 in=25.4 mm)固定槳距螺旋槳,并通過 CFD 軟件進行了螺旋槳對應工況的性能分析；Vigevano等[6]重新設計了Erica 傾轉旋翼飛機,并通過試驗和計算驗證了氣動性能的提高；Andrejs等[7]使用了槳葉的主動扭轉控制方法,優化設計了旋翼螺旋槳,提高了螺旋槳的氣動性能,并降低了噪聲；Sudhakar等[8]對固定翼飛行器的螺旋槳誘導滑流及渦流場的影響進行了實驗研究,采用表面油流可視化方法,捕捉了在螺旋槳關閉和螺旋槳開啟條件下,機翼表面的表面流動拓撲。

要成功研制出高性能的傾轉旋翼機,需要解決的關鍵問題之一就是在保持旋翼螺旋槳優良的氣動性能的前提下,盡量降低噪聲,從而減少飛行機組人員及戰斗人員的噪聲危害。而計算分析螺旋槳噪聲,首先需要準確計算螺旋槳流場。現使用CFX軟件計算優化設計的一款旋翼螺旋槳流場,再使用Actran軟件計算螺旋槳噪聲,為評估旋翼螺旋槳噪聲對飛行員工效的影響提供基礎數據。

1 模型及方法

1.1 計算模型及主要計算公式

傾轉旋翼飛行器具有高速巡航工作特性,要求具有高的氣動效率和較小的噪聲。圖1所示是“魚鷹”飛機高速巡航狀態下的照片,其旋翼螺旋槳需要滿足飛機的氣動和噪聲要求,為飛行器提供巡航拉力。

圖1 V22(魚鷹)懸停及巡航狀態Fig.1 Hovering and cruising state of V22

采用動量-葉素理論(momentum-blade element theory,MBET)對某傾轉旋翼飛機的螺旋槳進行了優化設計,該螺旋槳具有3片槳葉,直徑2.7 m,槳轂直徑為0.3 m,設計巡航拉力為600 N。螺旋槳幾何模型如圖2所示。

圖2 螺旋槳幾何模型Fig.2 Geometric model of rotor propeller

為了后續討論計算結果方便,下面給出各參數的主要公式。

進速比:J=V/nD

(1)

推進效率:η=TV/P

(2)

拉力系數:CT=T/ρn2D4

(3)

功率系數:CP=P/ρn3D5

(4)

式中：V表示來流速度(飛行速度)；n表示螺旋槳轉速(每秒鐘旋轉圈數)；D表示螺旋槳直徑；T表示螺旋槳拉力；P表示螺旋槳耗功；ρ表示當地空氣密度。

1.2 計算網格及邊界條件

計算中使用了Pointwise軟件劃分的非結構化網格,圖3顯示了螺旋槳的表面網格、單個槳葉網格及整體計算域網格,節點總數為187×104,單元總數為368×104。槳葉壁面的y+在10以內。計算域為包含整個螺旋槳的圓柱區域,圓柱計算域的直徑為螺旋槳直徑的10倍,長度為螺旋槳直徑的15倍,從而保證計算域的邊界足夠大,利于計算收斂,并盡量減小對螺旋槳氣動性能計算的不利影響。

圖3 螺旋槳計算網格Fig.3 Computational grid of propeller

計算域分為兩個部分,內部為帶有螺旋槳的旋轉區域,外部為非旋轉的固定外場區域。計算使用CFX軟件的多重參考坐標系方法(multiple reference frame,MRF)進行,旋轉區域與非旋轉區域間設置interface,進行數據的插值交換。空間離散格式均采用高精度格式(high resolution),湍流模型使用shear stress transport模型。

邊界條件主要分為來流條件、遠場條件及固壁邊界條件。來流根據飛行高度及飛行速度確定來流的總溫和總壓,流動方向垂直于進口邊界,湍流度為5%；遠場邊界條件設置為開放型(opening),具體使用了卷吸條件設置方式(entrainment),湍流度設置為零梯度(zero gradient)；槳葉及槳轂均設置為無滑移絕熱壁面條件。初場設置為300 km/h的均勻來流。

2 模擬結果分析

2.1 螺旋槳氣動性能分析

圖4所示為計算獲得的螺旋槳的表面靜壓分布,可以看到槳葉的吸力面的低壓和壓力的高壓分布。正是由于槳葉表面的壓差分布產生了螺旋槳的拉力。圖5所示為計算獲得的螺旋槳附近流線分布。由于來流速度較大,螺旋槳的旋轉對滑流的流動方向影響不明顯。

圖4 螺旋槳表面靜壓分布Fig.4 Surface pressure distribution of propeller

圖5 螺旋槳附近流線Fig.5 Streamline near the propeller

為進一步分析螺旋槳的氣動性能,下面給出螺旋槳拉力、功率,以及效率隨螺旋槳進距比的變化。由于該螺旋槳為變距螺旋槳,在分析螺旋槳的氣動性能時,需要先確定一個總距角,即75%槳葉半徑的槳葉角。該螺旋槳的槳距角為55°。圖6所示為螺旋槳拉力T、功率P和效率η隨進速比J的變化。圖6(a)反映了隨著螺旋槳進速比的增大,拉力不斷減小。這相當于螺旋槳的轉速不變,隨著飛行器飛行速度的提高,螺旋槳產生的拉力逐漸變小。圖6(b)反映了隨著進速比的增大,螺旋槳耗功減小。圖6(c)反映了螺旋槳的推進效率隨進速比的變化情況。隨著螺旋槳進速比的增大,推進效率先增大,后減小。這說明在該槳距角為55°的情況下,螺旋槳存在一個最佳進速比,最佳進速比為3.0左右。還可以看出,該螺旋槳在較寬的進速比范圍內,推進效率都在0.85以上,說明所設計的螺旋槳的氣動性能較好,高效率工作區域較寬。另外,還可以發現在600 N設計點的推進效率達到0.873,耗功約為60 kW。當螺旋槳的槳距角確定后,不同的進速比對應著槳葉各個葉素不同的來流攻角分布,在最佳進速比的情況下,各葉素的綜合氣動性能最優,當改變槳距角后,最佳進速比會相應改變。

圖6 螺旋槳拉力、耗功及效率隨進速比變化Fig.6 Thrust, power and efficiency vs speed ratio

圖7所示是該螺旋槳的拉力系數CT和功率系數CP隨進速比J的變化。拉力系數CT和功率系數CP都隨著進速比的增大而減小。在600 N拉力的設計點附近,拉力系數約為0.12,功率系數約為0.41。

圖7 螺旋槳拉力系數及功率系數隨進速比變化Fig.7 Thrust coefficient and power coefficient vs speed ratio

2.2 螺旋槳噪聲分析

基于螺旋槳的以上流動計算結果,對其輻射噪聲進行初步分析。噪聲分析采用Lowson方法[9-10],該方法通過積分槳葉每個面元對聲壓的貢獻得出觀測點聲壓,其聲壓表達式為

(5)

式(5)中:x為觀測點坐標；y為槳葉上某點坐標；F與槳葉上某個面元的受力有關；r為觀測點與槳葉上某點之間的距離；Mr為觀測點與槳葉上某點之間相對運動Ma數；c0為聲速。

在噪聲指向特性分析中,選擇了4個典型轉速,分別為600、650、700、750 r/min。觀測點布置在螺旋槳中心10 m半徑圓上,如圖8所示。圖9所示為相同航速、不同轉速下總聲壓級指向性曲線,參考聲壓為2.0×105Pa。從圖9中可看出,不同轉速下總聲壓級指向性是一致的,隨著轉速的提高,各方位總聲壓級都有所提高。

圖8 觀測點布置示意圖Fig.8 Sketch map of observation points arrangement

圖9 總聲壓級指向性計算圖Fig.9 Directivity chart of total sound pressure level

圖10給出了槳葉盤面所處平面上(即0°位置)距離旋轉軸10 m處不同轉速下聲壓級頻譜曲線。可以看出,隨著頻率的增大,聲壓級較平緩地下降。隨著轉速的提高,聲壓級提升逐漸變慢。在轉速為600 r/min時聲壓級最高小于85 dB, 在750 r/min時,聲壓級最高達到95 dB。飛行員由于有座艙的屏蔽和飛行頭盔的保護,該聲壓級水平的噪聲不會對飛行員造成較大危害。

圖10 零度位置不同轉速聲壓級頻譜Fig.10 Zero degree position different speeds SPL spectrum

3 結論

使用計算流體力學方法對自行設計的一款旋翼螺旋槳進行了流動詳細計算,并進行了螺旋槳噪聲對飛行員工效影響的分析,可以得到如下結論。

(1)通過數值計算得到了旋翼螺旋槳的氣動性能。螺旋槳的拉力系數CT、功率系數CP都隨著進速比J的增大而減小,螺旋槳的推進效率隨著進速比J的增大,先增大后減小。在600 N拉力的設計點附近,效率達到0.873,螺旋槳的氣動性能比較好,能夠滿足某飛機的總體要求。

(2)基于噪聲對飛行員工效的影響,使用計算聲學方法,對該旋翼螺旋槳典型轉速的噪聲進行了計算分析。計算發現不同轉速下總聲壓級指向性一致,并且隨著轉速的提高,各方位總聲壓級都有所提高。總聲壓級的初步分析結果表明,飛行員受到螺旋槳噪聲危害不嚴重。