彎度對翼型氣動噪聲影響的數(shù)值模擬

關(guān)鍵詞：彎度，旋翼翼型，氣動性能，噪聲特性中圖分類號：TK83文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A文章編號：1674-9545（2025）03-0001-（06）DOI：10.19717/j. cnki. jjun.2025.03. 001

旋翼無人機(jī)近年來取得了快速發(fā)展，由于具有操作簡便、自動懸停、價格低廉的優(yōu)勢，已在軍事與民用領(lǐng)域得到廣泛的使用。作為旋翼無人機(jī)的核心部件，旋翼[1-2]在高速運轉(zhuǎn)時由于氣流與翼型表面相互作用會產(chǎn)生顯著的噪聲問題。氣動噪聲的產(chǎn)生不僅影響飛行器的舒適性帶來環(huán)境噪聲污染，還可能影響氣動性能和設(shè)備的耐久性。翼型氣動噪聲的特性較為復(fù)雜，受多種因素的影響，包括流體力學(xué)特性、翼型幾何特征[3]、飛行條件等。

翼型結(jié)構(gòu)直接決定了旋翼的氣動效率和噪聲水平。因此，針對不同彎度的翼型開展氣動與聲學(xué)特性研究具有重要價值。

近年來，國內(nèi)外學(xué)者在流體力學(xué)領(lǐng)域?qū)σ硇蛷澏葘鈩釉肼昜4-6]的作用機(jī)制進(jìn)行了大量研究。他們通過數(shù)值模擬與實驗相結(jié)合的方法，深入剖析了不同彎度構(gòu)型對翼型繞流多尺度流動特性的影響規(guī)律，并系統(tǒng)揭示了彎度參數(shù)與噪聲生成機(jī)理之間的內(nèi)在關(guān)聯(lián)。孫振業(yè)等[7]通過實驗和數(shù)值模擬的方法，研究了風(fēng)力機(jī)翼型的彎度對其氣動噪聲特性的影響，并詳細(xì)分析了不同彎度翼型的氣動性能和噪聲特性。李嘉儀等[8]通過建立二維模型并求解定常不可壓Navier-Stokes方程，研究不同翼型在同一后緣偏轉(zhuǎn)角和飛行參數(shù)條件下的升阻力特性，并進(jìn)一步研究了迎角和后緣彎度對翼型氣動性能的影響。郭同彪等[9]采用參數(shù)化方法分析了后緣連續(xù)變彎度對氣動性能的影響，并用數(shù)值評估法對比了僅外翼段和內(nèi)外翼后緣均連續(xù)變彎度的優(yōu)化設(shè)計結(jié)果。MohammadH等[10]通過實驗研究攻角和風(fēng)速對NACA0012翼型氣動噪聲的影響，發(fā)現(xiàn)隨著風(fēng)速的增加，速度剪切增加，最終增加了空氣動力噪聲，而當(dāng)攻角從 5^° 增加到10^° 時，總體聲壓級增加了 1～4dBA 。

因此，本研究基于計算流體力學(xué)（CFD）與FW-H聲學(xué)類比法相結(jié)合的數(shù)值模擬方法，針對旋翼無人機(jī)專用翼型進(jìn)行了系統(tǒng)的二維仿真計算研究[1]。通過建立高精度的氣動聲學(xué)耦合計算模型，重點探究翼型彎度變化對其氣動特性（包括升阻力特性等）、流場特性（如壓力分布等）以及噪聲輻射特性（包括噪聲頻譜分布、指向性特征等）的影響機(jī)理與變化規(guī)律。研究成果將為新一代高性能旋翼飛行器的氣動外形優(yōu)化設(shè)計、低噪聲翼型選型以及多目標(biāo)協(xié)同設(shè)計提供重要的理論依據(jù)和技術(shù)支撐，對提升旋翼飛行器的綜合性能具有重要的工程指導(dǎo)價值。

1計算模型設(shè)計與驗證

1.1計算模型

翼型彎度是指中弧線到翼弦的最大垂直距離，本文選用的原始翼型為NACA4412，保持翼型其他幾何特征不變，通過改變翼型的彎度，來研究彎度對旋翼翼型氣動性能和氣動噪聲的影響。翼型弦長c取 0.08m ，彎度分別取為0.02c、0.03c、0.04c （原始翼型）和0.05c，從而得到了四種不同彎度的翼型 F-0.02c 、 F-0.03c 、F-0.04c和 F- 0.05c，具體的翼型曲線如圖1所示。

圖1四種不同彎度的翼型曲線圖

1.2計算域設(shè)置與網(wǎng)格劃分

計算域及邊界條件設(shè)置：利用ICEMCFD幾何功能導(dǎo)入翼型坐標(biāo)數(shù)據(jù)，弦長為c，建立葉片及流場區(qū)域模型，采用C型計算域，計算域入口是以翼型弦長中點為圓心的半徑為12c的半圓，出口邊界距離翼型尾緣20c，如圖2（a）所示，計算域的左側(cè)邊界和上下邊界被設(shè)置為速度入口，而右側(cè)邊界則被設(shè)置為壓力出口，相對壓力為0Pa ，翼型表面采用了無滑移壁面。

網(wǎng)格劃分：以NACA0018翼型為例，使用前處理軟件ICEMCFD劃分結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，同時為了保證足夠的計算精度，通過劃分多個block調(diào)整翼型表面網(wǎng)格的正交性，確保網(wǎng)格質(zhì)量盡可能地向1靠近，網(wǎng)格劃分如圖2（b）～2（d）所示。

圖2計算域與網(wǎng)格劃分

在計算流體動力學(xué)中， Y+ 值是一個無量綱參數(shù)，用于描述靠近壁面的流動特性，特別是在湍流模型中，其大小對于確定適當(dāng)?shù)木W(wǎng)格尺寸和確保流體的準(zhǔn)確建模非常重要，對于本文采用的SST k-w 和LES湍流模型，壁面 Y+ 值最理想狀態(tài)是小于1，可接受范圍在5以下，所以設(shè)置壁面第一層網(wǎng)格高度為 0.01mm ，對應(yīng) Y+ 值約等于1，圖3為翼型 Y+ 值計算結(jié)果。

圖3 Y+ 值計算結(jié)果

由圖3可知，翼型表面 Y+ 值不超過1.6，滿足湍流模型計算要求。采用SST k-w 湍流模型求解翼型穩(wěn)態(tài)流場，再使用LES湍流模型進(jìn)行瞬態(tài)流場求解，時間步長取 0.00005s ，流場計算達(dá)到動態(tài)穩(wěn)定，再調(diào)用FW-H方程求解翼型的噪聲，選取翼型壁面為噪聲源，采樣時間為0.3s，寫出頻率為 2Hz ，采樣最高頻率為 5000Hz ，噪聲監(jiān)測點布置在流場中距翼型5c的圓上，相鄰接收點間隔 15^° ，共計24個，如圖4所示。

圖4翼型噪聲監(jiān)測點設(shè)置

1.3數(shù)值驗證

為驗證網(wǎng)格無關(guān)性，通過改變翼型周向網(wǎng)格節(jié)點、法向網(wǎng)格節(jié)點和尾跡區(qū)網(wǎng)格節(jié)點來劃分不同數(shù)量的網(wǎng)格，具體網(wǎng)格劃分細(xì)節(jié)如表1所示，

表1網(wǎng)格劃分細(xì)節(jié)

以NACA0018翼型為計算模型，弦長 c=? 0.08m ，攻角為 6^° ，雷諾數(shù)取 1.6×10⁵ ，按照表1劃分5套網(wǎng)格并計算翼型升阻力系數(shù)，計算結(jié)果如圖5所示。

由圖5可知，當(dāng)網(wǎng)格數(shù)量為12～23萬時，計算結(jié)果無明顯變化。因此，本文采用12萬網(wǎng)格數(shù)量對翼型進(jìn)行數(shù)值模擬計算。同時以上述工況為計算條件，驗證了本章計算方法的準(zhǔn)確性。先對NACA0018翼型進(jìn)行穩(wěn)態(tài)流場計算，得到其在不同攻角下的升阻力系數(shù)，等穩(wěn)態(tài)流場計算完畢，再變?yōu)樗矐B(tài)計算，得到翼型在 6^° 攻角下的時均表面張力系數(shù)，將模擬值與文獻(xiàn)中的實驗值進(jìn)行對比，結(jié)果如圖6所示。

如圖6所示，升阻力系數(shù)模擬值在失速前與實驗值吻合良好，而在失速后誤差略大，但基本趨勢一致；翼型吸力面和壓力面的壓力系數(shù)模擬值均與實驗值基本吻合，因此本文所采用計算方法滿足精度要求。

2計算結(jié)果分析

2.1彎度對氣動性能的影響

圖7展示了四種不同彎度的翼型在 0～18^° 攻角范圍內(nèi)的氣動力系數(shù)變化曲線，攻角之間間隔2^° 。

圖7（a）為翼型升力系數(shù)變化曲線，可以看出四種翼型的升力系數(shù)隨著彎度的增加而增大，在 αlt;12^° 時基本保持平行，且當(dāng) α?14^° 時均出現(xiàn)失速現(xiàn)象。 F-0.04c 和 F-0.05c 翼型的升力系數(shù)減小幅度大于 F-0.02c 、 F-0.03c 翼型，失速特性略好。

圖7（b）為翼型阻力系數(shù)變化曲線，可以看出隨著彎度的增加，四種翼型的阻力系數(shù)逐漸增大，當(dāng) αlt;14^° 時，隨著攻角增大，阻力系數(shù)差值越大，而當(dāng) α?14^° 時，隨著攻角增大，四種翼型阻力系數(shù)的差值逐漸趨于一致。

由圖7（c）翼型升阻比變化曲線可以看出，大厚度翼型在小攻角范圍內(nèi)氣動性能較好。四種翼型的升阻比在攻角 αlt;8^° 時隨著彎度的增加而增大，但增幅逐漸減小；當(dāng)攻角 α?8^° 時，F(xiàn)-0.04c和F-0.05c翼型的升阻比逐漸減小，而 F-0.02c 、F-0.03c 翼型的升阻比在攻角 α=8^° 時才開始衰減，在 8^°～14^° 的攻角范圍內(nèi)大于其余兩種彎度較大翼型。

2.2彎度對流場特性的影響

圖8展示了四種不同彎度翼型在攻角 α=2^° ！8^° 和 14^° 時的流場圖。

圖8四種不同彎度翼型的流場圖

由圖8可以看出，彎度變化對翼型的流場影響非常顯著。當(dāng)攻角 α=2^° 時，隨著彎度的增加，翼型吸力面壓力在 -300Pa 以下低壓區(qū)面積小幅增大，壓力面高壓區(qū)面積梯次增大。當(dāng)攻角 α=8^° 時，翼型的流場變化更加顯著，翼型壓力面高壓區(qū)的面積隨著翼型彎度的增大逐漸擴(kuò)大，吸力面低壓區(qū)的面積變化相對較小，導(dǎo)致上下壓差增大，升力增加。當(dāng)攻角 α=14^° 時，四種不同彎度翼型的壓力分布雖然相差不大，但均發(fā)生了劇烈的流動分離，并且形成了明顯的分離渦，分離渦的大小隨著翼型彎度的增加而略微增大，而分離點的位置并沒有發(fā)生較大的變化。

2.3彎度對噪聲特性的影響

2.3.1噪聲頻譜分布特性圖9展現(xiàn)了四種不同彎度翼型在攻角 α=2^° 、 8^° 和 14^° 時后方監(jiān)測點1的頻譜分布特性。

圖9四種不同彎度翼型監(jiān)測點1的噪聲頻譜分布特性圖由圖9可知，當(dāng)攻角 α=2^° 時，隨著彎度的增加， 3000Hz 以下的低中頻噪聲聲壓級呈現(xiàn)小幅度的增加趨勢，而在 3000～5000Hz 頻段內(nèi)的高頻噪聲聲壓級也略有提升，而在 600～1000Hz 內(nèi)，四種翼型的噪聲聲壓級均出現(xiàn)明顯的高峰，表現(xiàn)出明顯的低頻特性。在攻角 α=8^° 情況下，較大彎度的翼型氣動噪聲更大， F-0.04c 翼型和 F-0.05c 翼型噪聲聲壓級整體略大于 F-0.02c 翼型和F-0.03c翼型，其中， F-0.04c 翼型的噪聲聲壓級最大，F(xiàn)-0.04c翼型的噪聲聲壓級在大多數(shù)頻段內(nèi)明顯高于其余三種翼型。當(dāng)攻角進(jìn)一步增加至 α= 14^° 時，翼型的噪聲聲壓級隨著彎度的增加而增大，在 200～5000Hz 內(nèi)，F(xiàn)-0.05c翼型的噪聲聲壓級顯著高于其他翼型，次之為 F-0.04c 翼型。這表明隨著彎度的增加和攻角的增大，翼型的氣動噪聲特性呈現(xiàn)更加突出的高頻噪聲分布特征。

總體而言，較大彎度的翼型整體氣動噪聲更高，尤其在中高頻段，噪聲聲壓級的差異尤為突出，這是因為彎度的增加會使氣流在翼型表面時更容易發(fā)生流動分離，產(chǎn)生更多的渦結(jié)構(gòu)，噪聲能量加大，同時湍流與尾緣幾何之間的相互作用加劇，導(dǎo)致中高頻段內(nèi)噪聲聲壓級差異更為顯著。2.3.2噪聲指向性分布圖10為四種不同彎度翼型在攻角 α=2^° 、 8^° 和 14^° 時的噪聲指向性分布。

圖10四種不同彎度翼型噪聲指向性分布圖

根據(jù)圖10可以看出，當(dāng) α=2^° 時，四種不同彎度翼型的氣動噪聲僅在弦線方向上有較大的差異，而在其余方向上則相差不大；當(dāng) α=8^° 時，F(xiàn)-0.05c 翼型的氣動噪聲顯著小于其余三種翼型，尤其是在 90^° 方向，其聲壓級比與之最接近的 F- 0.03c翼型小了 6.64dB 。與此同時， F-0.04c 翼型在弦線方向上的總聲壓級最大；當(dāng) α=14^° 時，F(xiàn)-0.05c 翼型的整體氣動噪聲水平最高，尤其是在翼型后方，噪聲聲壓級普遍比其余三種翼型大了5dB左右。值得注意的是， F-0.02c 翼型的氣動噪聲在 120^°～240^° 方向內(nèi)大于F-0.03c和 F-0.04c 翼型，在 165^° 方向上甚至超過了F-0.05c翼型。

3結(jié)論

本文研究了彎度這一幾何特征對翼型氣動噪聲特性的影響，以CFD方法結(jié)合基于聲類比法的FW-H方程，采用LES湍流模型和SST k-w 模型對旋翼翼型進(jìn)行了二維數(shù)值模擬計算，分析了四種不同彎度的NACA4412翼型在 0～18^° 攻角范圍下的氣動性能以及攻角為 2^° 、 8^° 和 14^° 時翼型后方監(jiān)測點1和翼型正下方監(jiān)測點19的噪聲分布和翼型整體噪聲指向性分布，得到以下結(jié)論：

（1）彎度對翼型的氣動性能有一定的影響，隨著彎度的增大，翼型的升力系數(shù)逐漸增大，阻力系數(shù)也略微增大，但增幅隨著攻角呈現(xiàn)先增大后減小的趨勢，升阻比則在攻角 α=8^° 之前隨著彎度增大而增大。

（2）彎度增大不會減小翼型產(chǎn)生流動分離的臨界攻角和分離點，反而會略微增大分離渦的大小。

（3）對于噪聲特性來說，較大彎度的翼型整體氣動噪聲更大，低頻噪聲聲壓級與較小彎度翼型相差不大，但中高頻噪聲聲壓級差異明顯。在小攻角下，彎度僅影響弦線方向的聲輻射強(qiáng)度，隨著攻角的增加，最大彎度的F-0.05c翼型的各個方向上氣動噪聲會從最小變成最大。

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Numerical Simulation of the Influence of Camber on Airfoil Aerodynamic Noise

ZOU Polin，WANG Long，LI Rui （School of Electrical and Mechanical Engineering， Anhui University of Science and Technology， Huainan，Anhui232001，China）

ABSTRACTThe camber is an important geometric parameter of the rotor airfoil of unmanned aerial vehicles （UAVs），which hasasignificant impactontheaerodynamic noisecharacteristics of the aifoil.Thecommonlyused NACA4412airfoilforrotor UAVswas takenas theoriginalaifoil.Keepingother geometric features of theairfoil unchanged， fourairfoils with differentcambers wereobtained bychangingthecamber.Theseairfoilsweretakenastheresearchobjects，andtheCFD/FW-Hmethod wasused to numericallsimulate theairfoils toanalyzetheinfluenceofcamberonthe aerodynamic noiseof theairfoil.Thenumerical simulationresults showedthat withinasmallangleofatack range，as the camber increases，the liftcoefficient and drag coefficient of the airfoil gradually increase，and the lift -tan- drag ratio increased with the increase of the camber of the airfoil before the angle of attack α=8 .For the noise characteristics，the overallaerodynamicnoiseoftheairfoilwithalargercamberwasgreater，andthesoundpressure levelofthelow-frequency noise wasnot muchdiferentfromthatof theairfoil withasmallercamber，butthesound pressurelevelofthe mediumand high-frequency noise was significantlydiferent.Theresearch results had guiding significance for the design and selection of airfoils.

KEYWORDS curvature；rotorairfoil；aerodynamicperformance；noisecharacteristics

（責(zé)任編輯 唐紅梅）