李志彬,張羽霓,王雪鶴,林永峰

(中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所 直升機(jī)動(dòng)力學(xué)全國重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

噪聲大直接限制了直升機(jī)在軍用領(lǐng)域的生存能力和民用領(lǐng)域的適航范圍,氣動(dòng)聲學(xué)設(shè)計(jì)也因此成為現(xiàn)代直升機(jī)設(shè)計(jì)過程中重要的研究內(nèi)容。

旋翼噪聲作為直升機(jī)的主要噪聲之一[1-2],因其頻率低、傳播遠(yuǎn)的特性而備受關(guān)注。當(dāng)前,直升機(jī)的主動(dòng)和被動(dòng)降噪設(shè)計(jì)[3-4]一般會(huì)導(dǎo)致其它關(guān)鍵性能參數(shù)的降低,比如前飛升阻比等。此外,主、被動(dòng)降噪設(shè)計(jì)由于要改變旋翼結(jié)構(gòu),并不能直接應(yīng)用于現(xiàn)役直升機(jī)。調(diào)整直升機(jī)飛行軌跡和姿態(tài)的“使用降噪技術(shù)”是一種具有潛力的低成本直升機(jī)降噪方法。實(shí)施這一技術(shù)對(duì)旋翼結(jié)構(gòu)不產(chǎn)生影響,因此,低噪聲飛行軌跡設(shè)計(jì)成為了拓展直升機(jī)任務(wù)范圍最有希望的途徑之一[5-7]。

水平轉(zhuǎn)彎是一種非常重要的飛行姿態(tài),是直升機(jī)完成部分復(fù)雜機(jī)動(dòng)動(dòng)作的前提[8]。研究并掌握水平轉(zhuǎn)彎狀態(tài)不同飛行參數(shù)下的旋翼氣動(dòng)噪聲特性,對(duì)直升機(jī)低噪聲軌跡設(shè)計(jì)具有重要意義。從公開文獻(xiàn)來看,國內(nèi)外對(duì)水平轉(zhuǎn)彎狀態(tài)下的旋翼氣動(dòng)噪聲研究較少。國外主要通過試驗(yàn)測試方法研究了轉(zhuǎn)彎狀態(tài)與直升機(jī)直線飛行的噪聲區(qū)別,發(fā)現(xiàn)轉(zhuǎn)彎狀態(tài)噪聲顯著增大[9]。國內(nèi)南京航空航天大學(xué)朱晨帆[10]通過準(zhǔn)定常映射的計(jì)算方法,引入二級(jí)聲輻射球的概念建立了水平轉(zhuǎn)彎狀態(tài)下地面聲場的計(jì)算方法,但缺乏旋翼氣動(dòng)力分析和噪聲指向性分析。

鑒于此,本文基于Camrad II/FW-H旋翼噪聲快速計(jì)算模型,在相同轉(zhuǎn)彎半徑下計(jì)算了前進(jìn)比對(duì)旋翼氣動(dòng)噪聲的影響,并基于二級(jí)聲輻射模型,分析了前進(jìn)比對(duì)地面輻射聲場的影響,得出了一些有價(jià)值的結(jié)論。

1 計(jì)算方法

1.1 非定常載荷計(jì)算

為快速獲得旋翼槳葉的非定常氣動(dòng)力,本文采用Camrad II計(jì)算旋翼槳葉的非定常氣動(dòng)載荷。在計(jì)算模型中,每片槳葉采用11個(gè)非線性梁單元建模,每片槳葉包含15個(gè)槳葉載荷(升力系數(shù)、阻力系數(shù))輸出剖面。為了更好地捕捉槳-渦干擾現(xiàn)象,一個(gè)旋轉(zhuǎn)周期采用360個(gè)方位角來描述,分辨率為1度。旋翼入流計(jì)算采用自由尾跡幾何模型,升力被分解到槳葉固定坐標(biāo)系中,然后通過Camrad II數(shù)據(jù)后處理程序從結(jié)果文件中提取配平后操縱量以及旋轉(zhuǎn)時(shí)間的相關(guān)函數(shù)(方位角、展向位置、當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)、升力系數(shù))。

圖1 水平轉(zhuǎn)彎受力分析圖

(1)

所以對(duì)于某一前飛速度和轉(zhuǎn)彎半徑,通過式(1)計(jì)算得到水平轉(zhuǎn)彎需要的坡度角和偏航角速率,代入Camrad II計(jì)算模型進(jìn)行旋翼載荷計(jì)算。

1.2 噪聲計(jì)算方法

FW-H方程是氣動(dòng)噪聲計(jì)算經(jīng)典方程。對(duì)于亞音速狀態(tài)的旋翼噪聲,Farassat 1A公式(以下通稱F 1A公式)是FW-H方程解的時(shí)域積分表達(dá)式。為了使用Camrad II計(jì)算得到的槳葉剖面氣動(dòng)力,基于緊致源模型,將F 1A公式中的載荷噪聲部分寫成緊致源形式[11-12]:

(2)

式中,

(3)

(4)

式中,L為截面升力矢量,R為槳葉半徑,y是緊致源點(diǎn)所在徑向位置。

在公式(4)中,槳葉表面載荷分布體現(xiàn)為槳葉截面升力在槳葉中弧面四分之一弦長處的集中分布。

1.3 方法驗(yàn)證

為了驗(yàn)證本文噪聲計(jì)算方法的可靠性,在中國空氣動(dòng)力學(xué)研究與發(fā)展中心4 m×5.5 m聲學(xué)風(fēng)洞開展了模型旋翼聲學(xué)驗(yàn)證試驗(yàn)。

試驗(yàn)中模型旋翼直徑為2 m,具有5片槳葉。槳葉采用OA系列翼型,槳尖拋物線后掠,線性負(fù)扭轉(zhuǎn)。試驗(yàn)中槳尖轉(zhuǎn)速為208.3 m/s(95%額定槳尖速度環(huán)境修正值)。圖2給出了槳盤平面內(nèi)和槳盤夾角20°處聲壓歷程的本文計(jì)算值與試驗(yàn)值對(duì)比。

圖2 模型旋翼聲壓時(shí)間歷程對(duì)比

從圖中可以看出,本文采用旋翼噪聲計(jì)算模型計(jì)算得到的觀測點(diǎn)處的聲壓歷程與試驗(yàn)值吻合得很好,表明了本文方法的有效性。

2 噪聲計(jì)算分析

2.1 計(jì)算模型方法驗(yàn)證

本文計(jì)算采用的直升機(jī)旋翼有5片槳葉,旋轉(zhuǎn)方向?yàn)楦┮暷鏁r(shí)針,采用NACA系列翼型,槳尖拋物線后掠,采用線性負(fù)扭轉(zhuǎn)。采用拉力式尾槳,旋轉(zhuǎn)方向?yàn)榈紫蚯啊?duì)于逆時(shí)針旋翼,每一種轉(zhuǎn)彎都有不同的尾跡干涉和聲學(xué)特性,因此左、右轉(zhuǎn)彎都進(jìn)行評(píng)估。

本文研究結(jié)果可以用于輔助駕駛員實(shí)現(xiàn)低噪聲軌跡飛行?？紤]到駕駛員一般無法估計(jì)轉(zhuǎn)彎半徑,因此在表1中列出了Camrad II計(jì)算得到的轉(zhuǎn)彎半徑、前飛速度和坡度角的對(duì)應(yīng)關(guān)系,其中R為旋翼半徑,φ為坡度角。從表中可以看出,在轉(zhuǎn)彎半徑相同的情況下,坡度角隨前飛速度增大而增大。相同飛行速度下,左轉(zhuǎn)彎對(duì)應(yīng)坡度角比右轉(zhuǎn)彎大。左、右轉(zhuǎn)彎坡度角不對(duì)稱是由于旋翼槳葉在前行側(cè)和后行側(cè)入流速度的差異,以及全機(jī)配平差異(尾槳拉力方向)造成的。

表1 轉(zhuǎn)彎半徑與前飛速度對(duì)應(yīng)關(guān)系

為了分析旋翼的氣動(dòng)噪聲特性,以旋翼槳轂中心為球心,取1387個(gè)觀測點(diǎn)組成的半徑為25R的聲輻射半球。聲輻射半球是水平固定的,不隨旋翼坡度角變化,如圖3所示。在后續(xù)分析中,將半球面以Y正半軸等角割圓錐投影轉(zhuǎn)換,得到聲輻射半球的Lambert投影。

圖3 左轉(zhuǎn)彎狀態(tài)聲輻射半球示意圖

2.2 不同前進(jìn)比旋翼噪聲特性

圖4和圖5給出了左轉(zhuǎn)彎和右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)下旋翼氣動(dòng)噪聲云圖。從圖中可以看出,左轉(zhuǎn)彎狀態(tài)對(duì)應(yīng)輻射半球的噪聲熱點(diǎn)區(qū)域相比于右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)偏右。本文定義噪聲級(jí)較大區(qū)域?yàn)樵肼暉狳c(diǎn)區(qū)域,噪聲級(jí)較小區(qū)域?yàn)樵肼暲潼c(diǎn)區(qū)域。

左轉(zhuǎn)彎狀態(tài)下,隨著前進(jìn)比的增大,噪聲熱點(diǎn)區(qū)域逐漸向方位角較小、槳盤夾角較小區(qū)域偏移。從圖4中96 dB等值線環(huán)繞面積可以看出,隨著前進(jìn)比的增大,輻射噪聲先減小后增大。

圖4 左轉(zhuǎn)彎狀態(tài)旋翼氣動(dòng)噪聲云圖

右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)下,隨著前進(jìn)比的增大,噪聲熱點(diǎn)區(qū)域逐漸向方位角較大、槳盤夾角較小區(qū)域偏移。從圖5中98 dB等值線環(huán)繞面積可以看出,隨著前進(jìn)比的增大,輻射噪聲呈脈動(dòng)變化,無明顯規(guī)律。

圖5 右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)旋翼氣動(dòng)噪聲云圖

2.3 不同前進(jìn)比旋翼氣動(dòng)力分析

圖6分別給出了前進(jìn)比0.2時(shí)左、右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)旋翼尾跡的俯視圖、側(cè)視圖和后視圖。從圖中可以看出,前行側(cè)干涉強(qiáng),后行側(cè)干涉相對(duì)較弱。這是渦旋對(duì)流的結(jié)果,也是因?yàn)闄M向周期變距控制槳葉在前行側(cè)揮舞下降,在后行側(cè)揮舞上升。比較圖6(e)和圖6(f)可以看出,右轉(zhuǎn)彎在前行側(cè)尾跡更加集中,槳渦干擾會(huì)更加強(qiáng)烈,所以右轉(zhuǎn)彎對(duì)應(yīng)的噪聲相對(duì)較大。

由旋翼載荷噪聲計(jì)算公式(4)可知,旋翼載荷噪聲與槳葉氣動(dòng)載荷的脈動(dòng)量直接相關(guān)。為了進(jìn)一步分析2.2節(jié)旋翼噪聲級(jí)變化的原因,圖7和圖8給出了旋翼槳葉展向位置0.875R、0.9475R兩個(gè)截面的升力在槳葉旋轉(zhuǎn)一周內(nèi)的變化規(guī)律。

從圖中可以看出,槳葉剖面升力在60°～120°和240°～300°方位角范圍內(nèi)均發(fā)生了不同程度的振蕩,這是由于槳渦干擾導(dǎo)致的。從圖7可以看出:前進(jìn)比0.1狀態(tài)的升力曲線在方位角90°附近發(fā)生多次明顯振蕩;相比之下,前進(jìn)比0.25狀態(tài)的升力曲線在方位角90°附近振蕩明顯較小,槳渦干擾現(xiàn)象減弱。所以,前進(jìn)比0.25狀態(tài)的噪聲要明顯小于前進(jìn)比0.1狀態(tài)。從圖8可以看出,在方位角90°附近,前進(jìn)比0.15狀態(tài)的升力曲線發(fā)生了多次明顯振蕩,其余狀態(tài)振蕩程度明顯較小。因此,前進(jìn)比0.15狀態(tài)是右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)中噪聲最大的。

圖7 左轉(zhuǎn)彎狀態(tài)旋翼槳葉非定常氣動(dòng)力

圖8 右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)旋翼截面升力隨方位角的變化

從以上分析可以得出,左轉(zhuǎn)彎前進(jìn)比0.1狀態(tài)和右轉(zhuǎn)彎前進(jìn)比0.15狀態(tài)為槳渦干擾最強(qiáng)狀態(tài),此時(shí)槳-渦干擾噪聲占優(yōu)。隨著前進(jìn)比進(jìn)一步增大,直升機(jī)坡度角增大,旋翼拉力增大,此時(shí)旋翼拉力對(duì)于噪聲占主導(dǎo)地位。

圖9給出了左轉(zhuǎn)彎兩個(gè)狀態(tài)典型觀測點(diǎn)處的聲壓時(shí)間歷程,其中典型觀測點(diǎn)分別位于兩個(gè)狀態(tài)輻射半球上的噪聲級(jí)最大處。從圖中可以看出,前進(jìn)比0.1狀態(tài)在方位角20°附近存在明顯的聲壓正峰值,這是槳-渦干擾狀態(tài)的典型特征,說明此時(shí)旋翼噪聲主要是BVI噪聲。而前進(jìn)比0.25狀態(tài)無明顯的槳-渦干擾現(xiàn)象。

圖9 典型觀測點(diǎn)試驗(yàn)時(shí)間歷程對(duì)比

3 地面聲場計(jì)算分析

本節(jié)基于二級(jí)聲輻射模型完成地面聲場的快速預(yù)測[13]。針對(duì)轉(zhuǎn)彎飛行,將軌跡分成一系列連續(xù)的軌跡段,將每一段軌跡稱之為軌跡元素,元素間距對(duì)應(yīng)直升機(jī)旋轉(zhuǎn)一圈行進(jìn)的距離。取每一段軌跡的中間為控制點(diǎn),每個(gè)控制點(diǎn)對(duì)應(yīng)了不同狀態(tài)的聲輻射球數(shù)據(jù);再通過二級(jí)聲輻射球模型進(jìn)行地面點(diǎn)定位,輻射到地面觀測點(diǎn)上,得出本文需要的地面聲場數(shù)據(jù)。

圖10 二級(jí)聲輻射球模型[13]

3.1 地面聲場特性

為了方便對(duì)比,轉(zhuǎn)彎飛行軌跡以(0 m,0 m,500 m)為固定經(jīng)過點(diǎn),觀測點(diǎn)均位于地面(Z=0 m),轉(zhuǎn)彎角度為180°,轉(zhuǎn)彎半徑為40R,如圖11所示。

圖11 地面觀測點(diǎn)示意圖

地面聲場采用等效連續(xù)聲級(jí)(LEQ)作為度量,單位以dB表示。LEQ表示在聲場中某一位置上某一段時(shí)間內(nèi)的噪聲大小,是將連續(xù)變化的聲級(jí)以時(shí)間能量平均的方法計(jì)算出來的。通過LEQ在觀察平面上的等高線圖確定了相關(guān)軌跡的“相對(duì)噪聲”。這說明LEQ可便于量化每條軌跡的“持續(xù)噪聲影響”,可用于定性地判斷一條飛行軌跡相對(duì)于另一條飛行軌跡的“良好性”。等效連續(xù)聲級(jí)的計(jì)算公式:

(5)

式中,Δt表示旋翼旋轉(zhuǎn)一圈的時(shí)間,下標(biāo)i表示飛行軌跡離散點(diǎn)的編號(hào),T0為某段時(shí)間的總量。

圖12和圖13分別給出的是左轉(zhuǎn)彎、右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)旋翼噪聲輻射的地面聲場。在本文的研究范圍內(nèi),與右轉(zhuǎn)彎相比,左轉(zhuǎn)彎的等效連續(xù)聲級(jí)相對(duì)較低。對(duì)于左轉(zhuǎn)彎,最佳的前進(jìn)比為0.25;對(duì)于右轉(zhuǎn)彎,最佳的前進(jìn)比為0.2。

圖13 右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)旋翼噪聲輻射的地面聲場

從圖中可以看出,左轉(zhuǎn)彎時(shí)噪聲熱點(diǎn)區(qū)域在Y軸正半軸地面區(qū)域;而對(duì)于右轉(zhuǎn)彎,噪聲熱點(diǎn)在Y軸負(fù)半軸區(qū)域。對(duì)于噪聲敏感區(qū)域,比如學(xué)校、養(yǎng)老院等,駕駛員可以選擇一種轉(zhuǎn)彎來有效降低對(duì)該類地區(qū)的影響。

3.2 固定觀測點(diǎn)噪聲分析

圖14和圖15分別給出的是左轉(zhuǎn)彎、右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)地面固定觀測點(diǎn)聲壓級(jí)時(shí)間歷程。從圖中可以看出,對(duì)于同一類轉(zhuǎn)彎,不同前進(jìn)比下的同一觀測點(diǎn)噪聲級(jí)有所區(qū)別。對(duì)比圖14(a)和圖14(c)中的A觀測點(diǎn)曲線,可以看出大部分時(shí)間前進(jìn)比0.1對(duì)應(yīng)的噪聲級(jí)比前進(jìn)比0.2狀態(tài)高約7 dB。

圖14 左轉(zhuǎn)彎狀態(tài)地面固定觀測點(diǎn)聲壓級(jí)時(shí)間歷程

對(duì)比相同轉(zhuǎn)彎半徑下的左、右轉(zhuǎn)彎狀態(tài),可以看出不同的轉(zhuǎn)彎方向會(huì)導(dǎo)致同一個(gè)觀測點(diǎn)出現(xiàn)明顯的噪聲級(jí)差異。對(duì)比圖14(d)和圖15(d)中的C觀測點(diǎn)曲線,可以看出在完成轉(zhuǎn)彎動(dòng)作的大部分時(shí)間右轉(zhuǎn)彎噪聲級(jí)比左轉(zhuǎn)彎高8 dB以上。

圖15 右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)地面固定觀測點(diǎn)聲壓級(jí)時(shí)間歷程

4 結(jié)論

本文采用CAMRAD II/FW-H旋翼噪聲快速分析模型計(jì)算了水平轉(zhuǎn)彎狀態(tài)的旋翼氣動(dòng)噪聲特性,可得出以下結(jié)論:

1)隨前飛速度增大,左/右轉(zhuǎn)彎的輻射噪聲級(jí)并不存在單調(diào)變化趨勢,這與槳-渦干擾程度密切相關(guān)。

2)當(dāng)轉(zhuǎn)彎半徑為40R時(shí),左轉(zhuǎn)彎狀態(tài)最佳前進(jìn)比為0.25,右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)最佳前進(jìn)比為0.2,通過合理地選擇轉(zhuǎn)彎前進(jìn)比可以顯著降低旋翼噪聲。同時(shí),應(yīng)避免左轉(zhuǎn)彎前進(jìn)比0.1和右轉(zhuǎn)彎前進(jìn)比0.15這些槳-渦干擾強(qiáng)烈的飛行狀態(tài)。

3)本文方法適用于工程計(jì)算分析,計(jì)算結(jié)果能夠?qū)χ鄙龣C(jī)低噪聲軌跡飛行提供有利指導(dǎo),應(yīng)用前景廣闊。