曹榮富，吳林波，吳裕平

（中國直升機設(shè)計研究所，景德鎮(zhèn)333001）

在直升機廣泛應用的今天，其噪聲問題日益突出。民用直升機由于其經(jīng)常在人口稠密的城區(qū)作業(yè)，噪聲污染嚴重，而軍用直升機也因其隱身需求，對機外噪聲不斷提出新的要求。《航空器型號和適航合格審定噪聲規(guī)定》[1]對民用直升機適航取證過程中的噪聲水平提出了明確要求。隨著社會發(fā)展，其限制要求也越來越高。直升機機外噪聲主要由旋翼和尾槳等產(chǎn)生的中低頻噪聲以及發(fā)動機等產(chǎn)生的中高頻噪聲組成。機外噪聲評估主要采用聲學類比法，即將計算流體力學和計算氣動聲學相結(jié)合進行遠場噪聲求解。以計算流體力學（Compu?tational fluid dynamics,CFD）計算得到的流場結(jié)果作為聲學評估的輸入，再采用各種聲學算法計算流體產(chǎn)生的噪聲源以及聲音的傳播特性。目前，國內(nèi)已開展了較多關(guān)于孤立旋翼和尾槳的氣動噪聲研究,韓忠華[2]、段廣戰(zhàn)[3]、王陽等[4]學者先后在各自的領(lǐng)域?qū)FD方法用于孤立旋翼的氣動噪聲仿真分析，仲唯貴[5]則基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)建立了直升機適航噪聲預估方法，張勇勇等[6]對輕型民用直升機的適航審定狀態(tài)氣動噪聲仿真進行了探索，總體上對直升機實際機外噪聲研究較少。直升機機外噪聲的主要影響因素、影響程度和影響機理不甚明確。

直升機流場仿真是采用聲學類比法進行氣動噪聲仿真的基礎(chǔ)，但由于直升機存在旋翼/尾槳/機身等部件的耦合干擾，其氣動環(huán)境極其復雜，國內(nèi)已有較多的學者開展了直升機非定常氣動環(huán)境的仿真分析研究，樊楓等[7]采用CFD方法對直升機旋翼/尾槳的非定常氣動干擾進行了計算，譚劍鋒等[8]基于自由尾跡的方法開展了旋翼/機身非定常氣動干擾數(shù)值分析，葉舟等[9]對直升機旋翼/尾槳/垂尾氣動干擾進行了研究。常規(guī)的孤立旋翼/尾槳遠場噪聲主要采用FW?H方程進行評估，直接選取流場中物面或者空間虛擬面進行噪聲分析，該方法適用于自由場分析，難以考慮機身聲散射和大氣聲衰減等物理特性,同時也無法給出機身附近的聲場分布。楊瑞梁[10]、吳國榮[11]、王超等[12]學者通過研究發(fā)現(xiàn)聲學無限元法可以有效地解決聲波在介質(zhì)中的傳播和衰減問題?；谠撎攸c，無限元法已在列車[13]和船舶[14]等行業(yè)的聲學仿真和設(shè)計中得到應用。

直升機飛行過程中，作為直升機主要遠場噪聲源的旋翼和尾槳氣動噪聲經(jīng)過機身聲散射和大氣聲衰減后向遠場輻射。因此，只要能夠成功地將考慮了旋翼和尾槳復雜運動的直升機流場與考慮聲波在介質(zhì)中傳播和衰減的聲學有限元方法相結(jié)合，就能有效地用于直升機遠場噪聲預測，同時給出直升機機身附近的聲場分布，為直升機艙內(nèi)噪聲評估與設(shè)計提供氣動噪聲源。

本文引入聲學有限元/無限元模型，考慮固體邊界的聲散射效應和大氣傳播中的聲衰減特性，建立了耦合旋翼/尾槳/機身等部件的直升機全機噪聲預測方法。依托AC311A直升機平臺，依據(jù)噪聲適航規(guī)范要求，開展該型機通場飛越噪聲的計算和分析。進行同狀態(tài)直升機飛行噪聲的外場試驗，通過數(shù)值計算和試驗結(jié)果的誤差分析，為后續(xù)機外噪聲評估算法和仿真模型的進一步優(yōu)化提供基礎(chǔ)。

1 聲學無限元算法及仿真模型

1.1 無限元法

聲學無限元算法本質(zhì)上是以近聲場采用有限元算法，輻射聲場采用無限元的方式將有限的幾何空間進行無限延展。將CFD計算得到的流場結(jié)果用有限元算法來模擬近聲場，用基于無反射邊界條件的無限元來模擬輻射聲場。以有限元模型構(gòu)建的人工邊界作為無限元的基單元，以基單元和相應的無限幾何空間構(gòu)成無限元，從而實現(xiàn)有限元與無限元的耦合。

以橢球坐標系（r，θ，Φ）的無限元法為例，r表示橢球面上任一點到坐標原點的距離，0≤θ≤π，0≤Φ≤2π，對應的笛卡爾坐標方程為

式中：a、b、c分別表示橢球的長軸、中軸和短軸半徑；將無限元網(wǎng)格沿r、θ、Φ三個方向進行離散為一系列面元，聲場中的聲壓表示為

式中：Ψi為無限元的形函數(shù)，Pi為邊界聲壓向量。

1.2 無限元模型

由于直升機旋翼槳葉具有揮舞、擺振和周期變距等復雜運動，聲學網(wǎng)格難以跟隨旋翼/尾槳槳葉相位進行實時變化。常規(guī)的孤立旋翼氣動噪聲仿真分析過程中，常采用基于空間虛擬面的FW?Hpds方程計算旋翼的遠場總噪聲，該方法不用直接捕捉旋翼的實時運動軌跡以及旋翼附近的流場信息。借鑒該方法的思想，如圖1所示，考慮旋翼和尾槳周期運動形成的包絡(luò)，在包絡(luò)外引入封閉曲面代替旋翼和尾槳形成的聲源信息；面聲源外層為包含了直升機機身的體聲源區(qū)域，采用有限元來仿真機身附近的聲場。在整個有限元的外邊界包裹的球形面作為無限元面，聲波從無限元面往遠場輻射。在此假設(shè)直升機機身對聲波無吸收，即聲波能在機身表面100%反射。聲場計算采用頻域分析方法，將CFD的流場結(jié)果加載到聲學網(wǎng)格上，作為氣動噪聲源，再將時域結(jié)果通過傅里葉變換轉(zhuǎn)化為頻域結(jié)果，根據(jù)聲波波動方程并引入大氣聲衰減和機身聲散射等聲學特性進行聲學輻射場計算。

圖1 聲學計算模型Fig.1 Acoustic computational model

1.3 聲學控制方程

本文噪聲計算采用聲學仿真軟件Actran，其采用的無限元法是基于Lighthill聲類比法結(jié)合格林函數(shù)進行的聲場仿真，其控制方程為

式中：ρ為當?shù)孛芏龋?為環(huán)境密度，（xi，xj）為當?shù)刈鴺?，（vi，vj）為當?shù)厮俣仁噶康姆至?，Ω為有限元單元體積分域，Γ為有限元單元的表面，ni為Γ的表面法向矢量分量，Tij=ρ0vi vj，∑ij=vi vj+(pp0)δij-τij。式（3）等號右邊第1項為體積分，第2項為面積分，分別與圖1聲學計算模型中的體聲源和面聲源相對應。

2 UH?1驗證算例

本文中采用UH?1旋翼懸停算例為例，進行評估分析，并與文獻[15]所提供的數(shù)據(jù)進行對比。UH?1旋翼基本參數(shù)如表1所示。

表1 UH?1旋翼基本參數(shù)Table 1 Basic parameters of UH?1 rotor

對該旋翼采用結(jié)構(gòu)化運動嵌套網(wǎng)格系統(tǒng)進行網(wǎng)格劃分，以RANS方程為控制方程，進行旋翼流場計算，并將流場計算結(jié)果作為噪聲計算輸入數(shù)據(jù)，進行噪聲計算。對于UH?1旋翼，文獻[15]中監(jiān)測點頻譜數(shù)據(jù)計算總聲壓級為107.7 dB，仿真分析的總聲壓級為106.9 dB。圖2給出了本文與文獻[15]在監(jiān)測點處聲壓級對比結(jié)果。從圖2中可以看出，監(jiān)測點處頻域結(jié)果吻合較好，說明本文建立的仿真分析方法及分析模型可以用來評估直升機噪聲水平。

圖2 監(jiān)測點聲壓級Fig.2 Comparison of sound pressure levels at monitoring points

3 AC311A直升機機外噪聲評估

3.1 全機流場計算

3.1.1 流場計算方法

全機流場計算以RANS方程為控制方程。在求解過程中，空間離散格式采用MUSCL+Roe的二階逆風格式，時間推進則使用雙時間法和隱式LU?SGS格式，湍流模型采用k?ω兩方程模型。

3.1.2 流場計算模型及輸入?yún)?shù)

為模擬直升機飛行過程中旋翼的旋轉(zhuǎn)、揮舞及周期變距等運動，基于運動嵌套的混合網(wǎng)格系統(tǒng)對AC311A直升機旋翼/尾槳/機身以及主槳轂整流罩等部件進行了仿真建模，其中旋翼和尾槳采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，背景網(wǎng)格為包含了機身和主槳轂整流罩的非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，流場網(wǎng)格示意圖如圖3所示，整機流場計算模擬的網(wǎng)格量為5 200萬個。

圖3 整機流場計算網(wǎng)格Fig.3 Computational fluid grids of full fuselage

為對水平飛越狀態(tài)下整機流場進行仿真，對直升機全機進行六力素配平[16]，得到機身姿態(tài)角和旋翼/尾槳的運動規(guī)律，作為流場仿真的參數(shù)輸入，主要輸入?yún)?shù)見表2。

表2 流場計算主要輸入?yún)?shù)Table 2 Main input parameters of flow field calculation

3.1.3 流場計算結(jié)果

采用本文的流場計算模型和計算狀態(tài)，進行了AC311A直升機水平飛越狀態(tài)的流場評估，最終全機升力為22 800 N，該升力結(jié)果與AC311A的最大起飛重量一致。氣動噪聲是壓力脈動在空氣中的傳播，圖4給出了尾槳分別與主槳、平尾以及主槳尾渦干擾導致的壓力脈動，從圖中可以看出，主/尾槳在特定的相位下會產(chǎn)生強烈的氣動干擾，與旋翼尾渦之間也存在干擾，但干擾相對較弱，同時，由于尾槳與平尾較近，尾槳氣流會擊打在平尾上。

圖4 主/尾槳以及平尾之間氣動干擾引起的壓力脈動Fig.4 Pressure fluctuation caused by aerodynamic interference of main/tail rotor and horizontal tail

3.2 機外噪聲計算

3.2.1 遠場輻射模型

機外噪聲計算分為近場計算模型和遠場輻射模型，其中近場計算采用圖1中給出的聲學模型，網(wǎng)格量為500萬個。遠場輻射計算時，考慮到直升機實際飛行過程中，常采用地面固定測量站的方式測量聲壓時間歷程，該方式在仿真分析中比較難以實施。為此在直升機下方150 m，沿直升機飛行方向前后各500 m，每隔6.19 m布置聲學監(jiān)測點，捕捉直升機聲壓級隨距離和方位變化。遠場輻射模型示意圖如圖5所示。圖5中尺寸為示意，不成比例。根據(jù)各監(jiān)測點與直升機的相對位置，換算成直升機飛越過程中，中心監(jiān)測點（即測量試驗過程中的地面麥克風，在下文中兩者統(tǒng)一成為中心監(jiān)測點）的聲壓級時間歷程，再依據(jù)《航空器型號和適航合格審定噪聲規(guī)定》[1]的要求，進行聲暴露級求解。

圖5 聲場計算示意圖Fig.5 Schematic diagram of sound field computation

3.2.2 聲學計算結(jié)果

直升機旋翼和尾槳除了會引起強烈的遠場輻射噪聲外，同時也是艙內(nèi)噪聲的重要組成部分。圖6給出了旋翼槳盤及機身附近聲壓級分布云圖，該聲壓級能夠作為聲載荷用于艙內(nèi)噪聲評估。圖6中顯示，相較于機身，旋翼為直升機的主要噪聲源，前行側(cè)聲壓強度明顯強于后行側(cè)，主要是由于前行側(cè)上槳葉實際來流馬赫數(shù)較大；在機身的槳轂中心及塔座附近噪聲最為強烈，機頭和垂尾附近較為強烈，尾梁附近和機腹下方最弱。結(jié)合圖4氣動干擾形成的壓力脈動分析，旋翼尾渦與槳轂整流罩、尾槳和垂尾之間形成了強烈的氣動干擾。

為直觀顯示直升機聲學輻射特性，圖7給出了半徑為3R的聲壓級球狀分布云圖。從圖7中可以看出，在直升機前進方向下方30°左右的方位噪聲最為強烈為124 dB，直升機的后下方噪聲次之，其聲壓級為116 d B，直升機兩側(cè)噪聲最弱，其中旋翼前行側(cè)略強于后行側(cè)，其聲壓級分別約為105 d B和100 dB。

圖7 聲壓級球狀分布云圖Fig.7 Spherical distribution nephogram of sound pressure level

4 飛行試驗驗證

4.1 飛行試驗

民用直升機在進行適航取證過程中，必須評定其噪聲水平。對于最大審定起飛質(zhì)量不大于3 175 kg的直升機可以僅采用水平飛越狀態(tài)下的聲暴露級來表明直升機的噪聲符合性。為此，2015年10月27日在景德鎮(zhèn)羅家機場，進行了AC311A直升機水平飛越狀態(tài)的機外噪聲測量飛行試驗[17]。該飛行試驗是在地面離地高度1.2 m處布置測量麥克風，用以測量直升機飛越經(jīng)過麥克風期間的聲壓時間歷程。試驗機的質(zhì)量為2 250 kg，正常重心，飛行速度為真空速223 km/h，飛行高度為150 m。圖8給出了測試現(xiàn)場的圖像，圖中鐵框用于捕捉直升機水平飛越經(jīng)過地面測量站上方時的航跡偏差。

圖8 AC311A噪聲測量飛行試驗Fig.8 AC311A noise measurement flight test

直升機機外噪聲的適航審定狀態(tài)比較簡單，但為確保試驗結(jié)果的可靠性，適航規(guī)章對試驗場地、氣象條件、飛參穩(wěn)定性以及飛行航跡等均有嚴格的要求。經(jīng)過對10次飛越過程中（順風和逆風各5次）的氣象條件、飛行速度、旋翼轉(zhuǎn)速、發(fā)動機功率、飛行航跡偏差以及地面測量站噪聲信號等數(shù)據(jù)的有效性判定，從中選取了6次飛越結(jié)果（順風和逆風各3次）用于直升機聲暴露級（Sound exposure level，SEL）評定，SEL的評定公式為

式中：T0為1 s的基準求和時間；（t2-t1）為求和時間間隔；LA(t)為隨時間變化的A計權(quán)聲級；n為每秒采樣數(shù)。

4.2 仿真結(jié)果對比分析

由于飛行試驗僅在地面布設(shè)了1組麥克風，無法通過該飛行試驗反應直升機的實際輻射特性，本文采用圖5的聲場計算模型得到的A聲級時間歷程與飛行試驗的A聲級時間歷程進行仿真結(jié)果驗證。圖9給出了10 d B降區(qū)間的仿真分析結(jié)果與飛行試驗結(jié)果的A聲級偏差以及偏差量相較于飛行試驗結(jié)果的百分比。圖9顯示，在10 dB降區(qū)間內(nèi)偏差較小，最大偏差量為-2.9 d B，偏差百分比為3.8%。將時間歷程結(jié)果按適航規(guī)定進行聲暴露級計算，考慮到機外噪聲中存在的由旋翼/尾槳等產(chǎn)生的中低頻旋轉(zhuǎn)噪聲和渦流噪聲以及發(fā)動機等產(chǎn)生的高頻噪聲[18]，而本文建立的方法主要適用于中低頻噪聲評估，對仿真結(jié)果進行高頻噪聲修正，得到SEL仿真分析結(jié)果比飛行試驗結(jié)果低1.13 d B。

圖9 飛越過程10 d B降區(qū)間Fig.9 10 dB descending range during over flight

本文基于無限元法建立的直升機機外噪聲計算方法和模型，能夠有效地進行直升機機外噪聲評估分析，其結(jié)果能夠滿足工程應用需求，但仿真結(jié)果與試驗結(jié)果仍有一定誤差，對此主要有如下可能因素：

（1）配平數(shù)據(jù)與實際飛行的差別。飛行試驗無法獲得直升機旋翼/尾槳的運動規(guī)律，雖然進行了直升機六力素配平，但配平得到的直升機姿態(tài)、旋翼/尾槳的運動規(guī)律等不可避免地會與實際狀態(tài)下存在差距。

（2）仿真模型與實際測量的差別。實際測量過程中地面麥克風是實時測量直升機飛越過程中的時間歷程，仿真算法則是在直升機下方布設(shè)一系列監(jiān)測點，通過對空間的離散來代替時間的離散，根據(jù)流場和聲場多個周期仿真結(jié)果得到的等效聲壓級。

5 結(jié) 論

本文建立了耦合CFD/CAA的直升機機外噪聲預測方法，以AC311A直升機為例，進行了水平飛越狀態(tài)下飛行噪聲的仿真分析，并與飛行試驗結(jié)果對比驗證，獲得結(jié)論如下：

（1）仿真分析結(jié)果與飛行試驗結(jié)果吻合較好，本文基于無限元方法建立遠場噪聲計算方法及模型，可以用于工程中直升機機外噪聲仿真分析工作。

（2）本文計算得到的機身附近聲壓級結(jié)果，可以作為聲載荷用于艙內(nèi)噪聲分析。

（3）直升機機身表面噪聲分布不均勻，槳轂中心及塔座附近噪聲最為強烈，機頭和垂尾附近次之，尾梁和機腹下方最弱。

（4）直升機外部噪聲具有明顯的輻射特性，前下方30°方向噪聲最為強烈，后下方次之，旋翼后行側(cè)的噪聲最弱。