旋翼槳-渦干擾噪聲特性風(fēng)洞試驗(yàn)研究

劉向楠，劉少騰，周?chē)?guó)成，邵天雙，陳寶

1.中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，哈爾濱 150001

2.中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院 低速高雷諾數(shù)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，哈爾濱 150001

3.中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院 黑龍江省空氣動(dòng)力噪聲及其控制重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，哈爾濱 150001

0 引 言

直升機(jī)由于具有垂直起降、懸停等功能，被廣泛應(yīng)用于運(yùn)輸、巡邏、救援、旅游等領(lǐng)域，但其飛行高度較低，對(duì)地面的噪聲輻射較大，這成為制約其應(yīng)用的主要問(wèn)題。美國(guó)聯(lián)邦航空局（FAA）和國(guó)際民用航空組織（ICAO）已經(jīng)把噪聲相關(guān)環(huán)保問(wèn)題提高到與飛行安全同等重要的地位。直升機(jī)噪聲分為外部噪聲和艙內(nèi)噪聲。外部噪聲主要是旋翼氣動(dòng)噪聲。復(fù)雜的氣動(dòng)環(huán)境導(dǎo)致了旋翼氣動(dòng)噪聲組成的多樣性，如厚度噪聲、載荷噪聲、高速脈沖噪聲、槳-渦干擾（BVI）噪聲和寬帶噪聲等。其中，BVI 噪聲由直升機(jī)主旋翼槳葉切割脫落渦形成，是直升機(jī)在前飛狀態(tài)時(shí)的主要輻射聲源，一直是直升機(jī)旋翼氣動(dòng)聲學(xué)研究的重點(diǎn)[1]。

針對(duì)BVI 噪聲特性的研究主要有計(jì)算和試驗(yàn)2 種方法。BVI 噪聲計(jì)算的準(zhǔn)確性很大程度上依賴(lài)于槳葉脈動(dòng)載荷分布的計(jì)算精度。早期的升力線(xiàn)理論過(guò)于簡(jiǎn)化，導(dǎo)致計(jì)算結(jié)果不理想[2]；CFD 方法中的數(shù)值耗散和嵌套網(wǎng)格交接面插值誤差都會(huì)使得旋翼的尾跡快速耗散，導(dǎo)致尾跡捕捉能力不足，同時(shí)求解所需的巨大計(jì)算資源和時(shí)間成本使得全流場(chǎng)模擬難以應(yīng)用在BVI 噪聲問(wèn)題的研究中[3-4]。雖然近年來(lái)兼具計(jì)算精度和效率的數(shù)值模擬方法得以發(fā)展，但模擬的有效性仍缺乏試驗(yàn)數(shù)據(jù)的驗(yàn)證[5-7]。

國(guó)外在試驗(yàn)研究方面開(kāi)展了較為深入的研究。早在1988 年，美國(guó)就利用BO-105 縮比模型在DNW（German-Dutch Wind Tunnels） 開(kāi)展了不同飛行狀態(tài)及拉力的噪聲試驗(yàn)，對(duì)旋翼噪聲組成及BVI 噪聲特點(diǎn)進(jìn)行了研究[8]。20 世紀(jì)90 年代，由歐盟多國(guó)及組織發(fā)起了HELINOISE 計(jì)劃，開(kāi)展了旋翼噪聲源及BVI 噪聲輻射機(jī)理的研究[9-11]。1994 年和2001 年，美國(guó)蘭利研究中心（Langley）、德國(guó)宇航中心（DLR）、法國(guó)宇航中心（ONERA）與DNW 合作開(kāi)展了HART I 和HART II 試驗(yàn)，利用BO-105 模型進(jìn)行了高階諧波控制（Higher Harmonic Control,HHC）和單片槳葉控制（Individual Blade Control,IBC）的降噪試驗(yàn)[12-17]。2002 年，歐盟多國(guó)及相關(guān)機(jī)構(gòu)啟動(dòng)了HeliNOVI 項(xiàng)目，研究了尾槳噪聲特性及旋翼和尾槳干擾的噪聲特性[18-19]。我國(guó)開(kāi)展旋翼氣動(dòng)噪聲試驗(yàn)研究較晚，同時(shí)由于試驗(yàn)設(shè)施和試驗(yàn)?zāi)芰Σ蛔悖瑢?duì)旋翼噪聲特性的研究大多針對(duì)懸停狀態(tài)，鮮有涉及前飛狀態(tài)[20-21]。對(duì)BVI 噪聲的研究大多在懸停消聲室采用基于渦發(fā)生器產(chǎn)生的渦與槳葉模型之間的干擾來(lái)實(shí)現(xiàn)[22-23]，這種方法雖然簡(jiǎn)單，易于實(shí)現(xiàn)，但與實(shí)際BVI 現(xiàn)象有所不同，不能準(zhǔn)確模擬旋翼BVI 噪聲特性。

鑒于此，本文在中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院（簡(jiǎn)稱(chēng)氣動(dòng)院）的大型低速聲學(xué)風(fēng)洞（FL-10）中開(kāi)展旋翼前飛狀態(tài)BVI 噪聲特性試驗(yàn)研究，建立基于旋翼下滑角的旋翼氣動(dòng)噪聲傳播特性測(cè)量方法，并利用氣流內(nèi)測(cè)量陣列，開(kāi)展4 m 直徑的BO-105 主旋翼縮比模型噪聲試驗(yàn)，研究不同飛行狀態(tài)下BVI 噪聲傳播特性，并對(duì)典型狀態(tài)下噪聲聲壓（p）-時(shí)間歷程及頻譜數(shù)據(jù)進(jìn)行分析。

1 試驗(yàn)設(shè)備

1.1 噪聲風(fēng)洞

試驗(yàn)在氣動(dòng)院FL-10 風(fēng)洞進(jìn)行。該風(fēng)洞是一座開(kāi)閉口兩用回流式風(fēng)洞，風(fēng)洞試驗(yàn)段長(zhǎng)20 m、寬8 m、高6 m，開(kāi)口試驗(yàn)段最大風(fēng)速85 m/s。配備全消聲室，具有良好的聲學(xué)測(cè)試環(huán)境，能夠滿(mǎn)足航空飛行器低噪聲設(shè)計(jì)對(duì)大尺寸模型氣動(dòng)噪聲風(fēng)洞試驗(yàn)的需求。如圖1 所示。

1.2 旋翼試驗(yàn)臺(tái)

試驗(yàn)臺(tái)由試驗(yàn)臺(tái)架系統(tǒng)、測(cè)量系統(tǒng)、控制與監(jiān)視系統(tǒng)等組成。旋翼氣動(dòng)力采用六分量應(yīng)變天平測(cè)量，扭矩采用單分量應(yīng)變天平測(cè)量。六分量應(yīng)變天平和單分量應(yīng)變天平載荷見(jiàn)表1，其中：Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz分別為六分量應(yīng)變天平所測(cè)阻力、升力、側(cè)力、滾轉(zhuǎn)力矩、偏航力矩和俯仰力矩，Mk為單分量應(yīng)變天平所測(cè)扭矩。

表1 六分量應(yīng)變天平和單分量應(yīng)變天平載荷Table 1 Measurement range of six-component and single-component strain-gage balance

1.3 噪聲采集陣列

噪聲采集陣列位于氣流內(nèi)，呈U 字形。陣列安裝在移測(cè)架上，沿氣流方向最大移動(dòng)范圍為10 m。陣列截面設(shè)為對(duì)稱(chēng)翼型，以減少對(duì)氣流的干擾。為避免陣列移動(dòng)時(shí)與旋翼臺(tái)互相干涉，陣列分成2 部分，每部分各包含11 個(gè)B&K1/4 inch（1 inch=2.54 cm）傳聲器。傳聲器均布在陣列上，間隔0.4 m。傳聲器前端安裝低噪聲鼻錐以減小氣流對(duì)傳聲器的影響。在旋翼天平整流罩90°和270°方位安裝2 個(gè)表面?zhèn)髀暺鳎杂^(guān)察陣列移動(dòng)對(duì)噪聲的影響。如圖2 所示。

圖2 傳聲器分布（順氣流方向觀(guān)看）Fig.2 Microphone positions (looking upstream)

1.4 旋翼模型

旋翼系統(tǒng)如圖3 所示。旋翼模型為BO-105 主旋翼40%縮比模型，直徑4 m，預(yù)錐角2.5°；槳葉線(xiàn)性負(fù)扭轉(zhuǎn)8°，弦長(zhǎng)0.121 m，翼型為NACA23012；旋翼實(shí)度0.077，逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)（俯視）。

圖3 旋翼系統(tǒng)Fig.3 Rotor system

2 試驗(yàn)方法和試驗(yàn)內(nèi)容

2.1 試驗(yàn)方法

試驗(yàn)時(shí)，槳轂中心距風(fēng)洞噴口7 m（主軸傾角αs=0°時(shí)），槳盤(pán)平面位于風(fēng)洞軸線(xiàn)上方1 m，旋翼額定轉(zhuǎn)速為1 050 r/min，槳葉通過(guò)頻率（BPF）為70 Hz，懸停槳尖馬赫數(shù)為0.641。陣列以αs=0°時(shí)槳轂中心位置為零點(diǎn)（x=0）。不同試驗(yàn)狀態(tài)下，噪聲測(cè)量陣列由上游4.5 m（x=4.5 m）處移動(dòng)到下游4.5 m（x=-4.5 m）處，每間隔0.5 m 采集旋翼噪聲數(shù)據(jù)，采集頻率為40 960 Hz，采樣時(shí)間為10 s。試驗(yàn)設(shè)置如圖4 所示。

圖4 試驗(yàn)設(shè)置（側(cè)視圖）Fig.4 Experimental setup (side view)

2.2 試驗(yàn)內(nèi)容

試驗(yàn)?zāi)M旋翼在自由流內(nèi)中速飛行時(shí)的爬升、平飛和斜下降狀態(tài)，直升機(jī)下滑角θFT從6°到-6°，風(fēng)速?gòu)?0 m/s 到33 m/s。試驗(yàn)采用“槳轂力矩最小”配平方式，固定主軸傾角，配平垂向力系數(shù)Cw=0.004 4，槳轂力矩為0。在每個(gè)試驗(yàn)狀態(tài)下，氣流內(nèi)測(cè)量陣列從上游4.5 m 處移動(dòng)到下游4.5 m 處，沿氣流方向共采集19 個(gè)位置的旋翼噪聲數(shù)據(jù)。

在開(kāi)口風(fēng)洞中試驗(yàn)時(shí)，由于射流邊界的存在，導(dǎo)致旋翼下洗流的偏移量大于自由流飛行狀態(tài)。風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，為了獲得旋翼自由流飛行狀態(tài)下的噪聲特性，須計(jì)算由射流邊界產(chǎn)生的氣流偏移量。定義該偏移量為誘導(dǎo)角 Δα，則旋翼在自由流中的下滑角與風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)的主軸傾角αs有如下關(guān)系：

學(xué)生在“玩中學(xué)，學(xué)中玩”，是每位教師心中所追求的夢(mèng)想。游戲在兒童的生活中扮演著重要的角色，是兒童生活和學(xué)習(xí)不可缺少的一部分。在小學(xué)數(shù)學(xué)教學(xué)中引入富有趣味性和競(jìng)爭(zhēng)性的數(shù)學(xué)游戲，能使學(xué)生對(duì)數(shù)學(xué)學(xué)習(xí)不再感覺(jué)枯燥、乏味，同時(shí)也能使學(xué)生在輕松的課堂氛圍中學(xué)習(xí)，有效提高學(xué)生的動(dòng)手、觀(guān)察、合作、探索、猜想等能力。

采用Heyson 方法[24-27]計(jì)算 Δα，假設(shè)旋翼的尾流由有限條半無(wú)限長(zhǎng)偶極子線(xiàn)構(gòu)成，分別考慮垂向偶極子線(xiàn)和縱向偶極子線(xiàn)的干擾因子，然后將各條偶極子線(xiàn)的誘導(dǎo)干擾作用疊加，得到整個(gè)槳盤(pán)的干擾因子。

根據(jù)Cw和旋翼模型尺寸及其在風(fēng)洞中的位置等參數(shù)，計(jì)算得到槳盤(pán)中心處的干擾速度值：

式中：Δw 和Δv 分別為槳盤(pán)中心處垂向和縱向干擾速度；δw,L、δw,D為垂向誘導(dǎo)速度產(chǎn)生的洞壁干擾因子；δv,L、δv,D為縱向誘導(dǎo)速度產(chǎn)生的洞壁干擾因子；Am為旋翼槳盤(pán)面積；AT為風(fēng)洞橫截面積，w0、v0分別為旋翼中心垂向和縱向誘導(dǎo)速度。于是有：

根據(jù)θFT即可得到對(duì)應(yīng)的αs，而后可以根據(jù)自由流飛行狀態(tài)確定對(duì)應(yīng)的風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)，如表2 所示。

表2 風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)Table 2 Matrix of test in wind tunnel

2.3 傳聲器校準(zhǔn)

為了保證噪聲測(cè)量的精準(zhǔn)度，采用互易法[28]（reciprocity calibration）對(duì)傳聲器進(jìn)行校準(zhǔn)，并在聲學(xué)風(fēng)洞中對(duì)不同類(lèi)型的鼻錐性能進(jìn)行了測(cè)試。如圖5 所示，傳聲器安裝在前掠的低噪聲氣流內(nèi)支架上，標(biāo)準(zhǔn)聲源發(fā)聲，對(duì)不同風(fēng)速、不同類(lèi)型鼻錐進(jìn)行性能測(cè)試。結(jié)果表明：GRAS 鼻錐具有較低的自噪聲，可用于氣流中旋翼噪聲的測(cè)量。

圖5 風(fēng)洞鼻錐性能測(cè)試Fig.5 Wind tunnel test setup for nose cone performance test

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

3.1 背景噪聲

試驗(yàn)背景噪聲是在相應(yīng)風(fēng)速下不安裝槳葉、槳轂以額定轉(zhuǎn)速（1 050 r/min）旋轉(zhuǎn)的條件下采集的。

圖6 不同陣列位置時(shí)的背景噪聲頻譜對(duì)比Fig.6 Comparison of background noise spectra at different positions of array

圖7 為下滑角6°、前進(jìn)比0.150 時(shí)，陣列在x=0 時(shí)傳聲器1 與傳聲器11 的噪聲及相應(yīng)背景噪聲頻譜對(duì)比圖。從圖中可以看出：頻譜的中低頻段主要為脈沖噪聲，高頻段主要為寬頻噪聲。在整個(gè)頻譜內(nèi)，旋翼噪聲水平明顯高于背景噪聲，說(shuō)明旋翼噪聲的測(cè)量具有較高的信噪比，測(cè)量結(jié)果可靠。

圖7 旋翼噪聲與背景噪聲頻譜對(duì)比Fig.7 Spectra comparison between rotor noise and background noise

圖8 為未安裝槳葉、槳轂以額定轉(zhuǎn)速旋轉(zhuǎn)、風(fēng)速33 m/s、陣列在不同位置時(shí)天平整流罩上傳聲器23 的噪聲頻譜圖。從圖中可以看出：其噪聲頻譜對(duì)陣列位置的變化并不敏感，說(shuō)明陣列自身不會(huì)產(chǎn)生額外的背景噪聲。

圖8 陣列不同位置時(shí)傳聲器 23 的頻譜對(duì)比Fig.8 Comparison of mic 23 spectra at different positions of array

3.2 不同下滑角時(shí)槳-渦干擾噪聲特性

圖9 為陣列在x=0、不同下滑角時(shí)對(duì)應(yīng)的傳聲器7 的聲壓-時(shí)間歷程曲線(xiàn)，圖10 為對(duì)應(yīng)的頻譜圖。從圖9 可以看出，與下滑角為-6°時(shí)相比，下滑角為6°時(shí)產(chǎn)生了明顯的聲壓脈沖，由于此時(shí)前行側(cè)槳尖馬赫數(shù)為0.74，未產(chǎn)生激波，所以此聲壓脈沖信號(hào)主要成分不是高速脈沖噪聲而是BVI 噪聲。從圖10可以看出：BVI 噪聲在頻譜上表現(xiàn)為明顯的離散噪聲，且主要集中在6～40 階諧波頻率（“中頻”）部分。這與文獻(xiàn)[1]中采用氣流外測(cè)點(diǎn)測(cè)量旋翼噪聲特性及對(duì)BVI 噪聲頻譜特性分析的結(jié)果是一致的，也在一定程度上說(shuō)明了本次試驗(yàn)對(duì)BVI 噪聲測(cè)量及分析的有效性。

圖9 不同下滑角時(shí)噪聲聲壓-時(shí)間歷程對(duì)比（傳聲器 7，x=0，μ=0.150）Fig.9 Spectra comparison between different descent angles (mic 7,x=0,μ=0.150)

圖10 不同下滑角時(shí)噪聲頻譜對(duì)比（傳聲器 7，x=0，μ=0.150）Fig.10 Spectra comparison between different descent angels (mic 7,x=0,μ=0.150)

以6～40 階諧波頻率進(jìn)行聲壓級(jí)積分來(lái)表示BVI 噪聲強(qiáng)度。圖11 為前進(jìn)比0.150 時(shí)不同下滑角槳盤(pán)下方的中頻聲壓級(jí)云圖，圖中，v 為來(lái)流風(fēng)速，黑色圓表示旋翼所在位置，箭頭表示旋翼旋轉(zhuǎn)方向。從圖中可以看出：垂向力系數(shù)相同時(shí)，旋翼BVI 噪聲的產(chǎn)生受下滑角的影響非常明顯。在下滑角為-6°～6°時(shí)，隨著旋翼下滑角增大，BVI 噪聲聲壓級(jí)逐漸增強(qiáng)。6°下滑角時(shí)噪聲增強(qiáng)最為明顯，在前行側(cè)和后行側(cè)下方都出現(xiàn)了較強(qiáng)的BVI 噪聲，且前行側(cè)槳盤(pán)區(qū)域較大，主要集中在槳盤(pán)上游和槳盤(pán)下方，后行側(cè)槳盤(pán)較小，主要集中在槳盤(pán)下游。這主要是因?yàn)殡S著下滑角增大（-6°～6°），旋翼尾跡傾斜并靠近槳盤(pán)平面，使得槳盤(pán)平面發(fā)生BVI 的位置增多，且在前行側(cè)發(fā)生BVI 的位置比后行側(cè)更多。

圖11 不同下滑角時(shí)中頻聲壓級(jí)云圖 （μ=0.150，Cw=0.004 4）Fig.11 Mid frequency sound pressure level contour at different descent angles (μ=0.150,Cw=0.004 4)

前行側(cè)最大聲壓級(jí)位置出現(xiàn)在下滑角6°、x=-0.5 m、傳聲器 9 處，位于前行側(cè)槳盤(pán)下方；后行側(cè)最大聲壓級(jí)位置出現(xiàn)在下滑角6°、x=-2.5 m、傳聲器 15 處，位于后行側(cè)槳盤(pán)后下方。圖12 為2 個(gè)陣列位置中頻聲壓級(jí)隨下滑角變化曲線(xiàn)圖。從圖中可以看出：總體上前行側(cè)聲壓級(jí)大于后行側(cè)，隨著下滑角增大，2 處聲壓級(jí)都逐漸增大；在下滑角-6°～3°時(shí)，由于后行側(cè)還未出現(xiàn)明顯的BVI 噪聲，前、后行側(cè)聲壓級(jí)差量較大；在下滑角為6°時(shí)，前后行側(cè)均出現(xiàn)了較嚴(yán)重的BVI 現(xiàn)象，聲壓級(jí)均明顯增大，前行側(cè)達(dá)到112.2 dB，后行側(cè)也達(dá)到了110.7 dB。

圖12 中頻聲壓級(jí)隨下滑角變化曲線(xiàn)（μ=0.150）Fig.12 Sound pressure level as a function of descent angel (μ=0.150)

3.3 不同前進(jìn)比下的槳-渦干擾噪聲特性

圖13 為6°下滑角、不同前進(jìn)比下的中頻聲壓級(jí)積分云圖。從圖中可以看出：前進(jìn)比為0.092 時(shí)，旋翼還未產(chǎn)生明顯的槳-渦干擾噪聲；隨著風(fēng)速增大，前進(jìn)比達(dá)到0.138 時(shí)，前行側(cè)出現(xiàn)了較明顯的BVI噪聲；當(dāng)前進(jìn)比達(dá)到0.150 時(shí)，后行側(cè)槳盤(pán)下游出現(xiàn)了較明顯的BVI 噪聲。這說(shuō)明BVI 發(fā)生的位置受前進(jìn)比影響較為明顯，前進(jìn)比不同，BVI 在前行側(cè)與后行側(cè)分布也不同。從圖13 還可以看出：隨著前進(jìn)比增大，BVI 噪聲的傳播有向槳盤(pán)下游偏移的趨勢(shì)。這是因?yàn)殡S著前進(jìn)比增大，旋翼尾跡渦線(xiàn)向槳盤(pán)下游移動(dòng)，導(dǎo)致BVI 發(fā)生的位置向后移動(dòng)。

圖13 不同前進(jìn)比中頻聲壓級(jí)積分云圖（θFT=6°）Fig.13 Mid frequency sound pressure level contour at different advance ratio (θFT=6°)

圖14 給出了x=-0.5 m、傳聲器 9 和x=-2.5 m、傳聲器15 的中頻聲壓級(jí)隨前進(jìn)比的變化曲線(xiàn)。從圖中可以看出：隨著前進(jìn)比增大，前后行側(cè)聲壓級(jí)都增大；前進(jìn)比為0.150 時(shí)，后行側(cè)出現(xiàn)了較強(qiáng)的BVI，聲壓級(jí)明顯增大，由前進(jìn)比為0.138 時(shí)的105.6 dB增大到了110.7 dB。

圖14 中頻聲壓級(jí)隨前進(jìn)比變化曲線(xiàn)（θFT=6°）Fig.14 Sound pressure level as a function of advance ratio(θFT=6°)

4 結(jié) 論

在大型聲學(xué)風(fēng)洞中利用氣流內(nèi)測(cè)量陣列開(kāi)展了旋翼氣動(dòng)噪聲特性試驗(yàn)，建立了基于旋翼下滑角的旋翼氣動(dòng)噪聲氣流內(nèi)傳播特性風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)量方法，得到如下結(jié)論：

1）BVI 噪聲表現(xiàn)為明顯的離散噪聲，且主要集中在頻譜6～40 階諧波頻率，即頻譜的中頻部分。

2）BVI 噪聲的產(chǎn)生與旋翼下滑角密切相關(guān)，在下滑角為-6°～6°時(shí)，隨下滑角增大，BVI 噪聲逐漸增大，且前行側(cè)產(chǎn)生BVI 噪聲的區(qū)域大于后行側(cè)。

3）BVI 噪聲的產(chǎn)生受前進(jìn)比的影響較大，前進(jìn)比為0.092～0.138 時(shí)，隨著前進(jìn)比增大，BVI 噪聲逐漸增大且其傳播逐漸向下游偏移。

4）BVI 噪聲在氣流內(nèi)的傳播具有明顯的指向性，主要集中于前行側(cè)槳盤(pán)中上游和后行側(cè)槳盤(pán)下游，且前行側(cè)聲壓級(jí)大于后行側(cè)。