不同飞行轨迹对旋翼斜下降状态噪声影响计算分析

2019-04-10袁明川刘平安林永峰

直升机技术 2019年1期

袁明川，刘平安，樊枫，孙伟，林永峰

(中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室，江西景德镇 333001)

0 引言

直升机一般在低空域飞行，噪声水平过高是其在应用中需重点关注的问题。在军用领域，直升机远场噪声使其在战场上容易暴露目标，影响其声隐身特性及突袭能力。在民用领域，直升机噪声影响城市环境及居民生活，民航的适航标准CCAR-36中对直升机噪声水平具有严格的限制。旋翼噪声，特别是旋翼BVI噪声，是直升机在常规飞行速度下最为强烈的噪声源。BVI噪声由旋翼桨叶和桨尖涡相互干扰引起的压力剧烈变化产生，声压呈现脉冲特征，幅值大且频域分布宽[1-3]。对于给定的直升机飞行任务，不同的飞行轨迹下旋翼桨-涡干扰情况差异很大，BVI噪声的辐射强度和传播指向性也并不相同。针对不同飞行轨迹对旋翼远场噪声辐射特性的影响进行研究，对于直升机噪声水平控制具有重要的实际应用意义。

国外针对旋翼类飞行器的飞行轨迹噪声控制进行了初步的参数影响分析。美国马里兰大学的Gervais和Schmitz分别针对倾转旋翼机和直升机，研究了不同飞行轨迹和操纵策略对BVI噪声的影响[4,5]。Gervais通过桨-涡干扰距离的变化来表征BVI噪声控制效果，Schmitz采用准定常声辐射图(Q-SAM)进行直升机远场噪声预测，二者均未直接进行旋翼噪声的计算。在国内，南京航空航天大学的徐国华和中国直升机设计研究所的林永峰等对旋翼噪声进行了大量的数值计算和少量试验研究[6,7]，然而针对直升机飞行轨迹控制对噪声影响的研究开展很少。国内旋翼噪声计算主要采用CFD结合FW-H方程的方法，需指出，CFD计算时桨尖涡数值耗散降低了BVI噪声的预测精度，且现有条件下CFD计算效率难以满足旋翼配平需求。

本文采用Camrad Ⅱ的自由尾迹模型进行旋翼非定常气动计算[8]，基于Farassat 1A方程进行旋翼气动噪声求解[9]。采用BO-105旋翼建立噪声计算模型，针对直升机的斜下降飞行任务，对比了不同飞行轨迹中旋翼噪声的传播特性，并分析了不同飞行轨迹中飞行状态的改变对旋翼配平操纵及BVI噪声辐射的影响。进一步改变了旋翼飞行速度，对比了旋翼状态变化对不同轨迹噪声传播的影响。

1 计算方法

1.1 噪声计算方法

采用直升机综合分析软件Camrad Ⅱ进行旋翼非定常气动载荷计算，计算中考虑气动和结构的耦合。气动计算采用Scully自由尾迹模型，将尾迹分为近尾迹和远尾迹分别处理，近尾迹区域充分考虑附着涡和尾涡的影响，远尾迹区主要考虑桨尖涡诱导作用，由近尾迹过渡至远尾迹的涡龄角为60°。考虑到桨尖涡附近诱导速度计算存在奇异性，采用涡核模型对桨尖涡进行模拟。旋翼动力学建模中，桨毂采用多体动力学模型，桨叶采用梁单元模型，计算中只考虑桨叶挥舞和变距运动。旋翼噪声计算以桨叶非定常载荷(桨叶剖面的升力系数、阻力系数和马赫数)以及桨叶挥舞和变距运动数据作为输入参数，其中桨叶运动以谐波形式输入，只考虑二阶以下的运动。旋翼噪声数值计算基于Farassat 1A方程，如式(1)和(2)所示。

(1)

(2)

1.2 旋翼配平

为了保证直升机在飞行中处于力和力矩的平衡状态，在计算中需要对旋翼进行配平。旋翼配平的目标为全机重力和阻力平衡，同时保证俯仰力矩和滚转力矩为0。旋翼配平所需的操纵量为总距、纵/横向周期变距和轴倾角。配平计算通过牛顿下山法迭代收敛。

1.3 计算和试验对比

采用BO105旋翼模型风洞试验数据[10]对气动噪声计算方法进行了对比验证。试验状态为产生强烈BVI噪声的斜下降飞行状态，旋翼桨尖马赫数为0.64，前进比0.151，轴倾角3.9°。噪声测点距离旋翼中心1.39R，方位角133°，与桨盘平面夹角57°。图1为旋翼声压时间历程计算值和试验值的对比。从对比结果可以看出，计算获得的BVI脉冲噪声结果和试验结果具有良好的一致性。

图1 计算和试验对比

1.4 飞行轨迹及噪声测点

图2为三种不同的飞行轨迹数示意。三种飞行轨迹具有相同的起始和终止位置。轨迹1从起点直接通过下降6°飞行达到中终止点；轨迹2先进行水平飞行，然后斜下降9°飞行达到终点；轨迹3首先进行斜下降9°飞行，然后水平飞行到达终点。噪声测点1、2、3位于飞行终点的下方，其中测点1位于纵向剖面右侧100m，测点2位于纵向剖面内，测点3位于纵向剖面左侧100m。

图2 飞行轨迹与噪声观测点示意

1.5 计算模型和计算状态

采用BO105全尺寸旋翼建立噪声计算分析模型，旋翼具体参数见表1。在实际计算中，由于无法获得BO-105桨叶的详细结构数据，因而采用偏置挥舞铰加弹性约束的方式等效处理桨叶结构模型，通过调节挥舞铰的位置和刚度获得给定的挥舞一阶频率1.12[11]。主要计算了水平飞行、6°斜下降飞行和9°斜下降飞行三种状态，旋翼前进比为0.15。计算时全机重量配平目标为2200kg，阻力配平目标由阻力面积给定，阻力面积CxS=1.32m2。

表1 计算模型参数

2 计算结果对比分析

2.1 不同飞行轨迹旋翼噪声传播对比

图3给出了直升机在不同轨迹的整个飞行过程中不同噪声测点处A计权总声压级的对比结果。对比不同测点的噪声特性，可以看出测点1和2的噪声辐射强度明显大于测点3。这是因为测点1位于旋翼前行侧，BVI噪声在该区域内具有明显的传播指向性，而测点2的噪声传播距离最小，因而噪声更强。在后续分析中重点关注测点1和2的噪声特性。对比不同飞行轨迹，可以看出不同飞行轨迹下旋翼噪声的传播特性并不相同，轨迹2和轨迹3相对轨迹1具有明显的噪声降低效果，特别是采用轨迹3的整个飞行过程中的最大A计权总声压级在测点2降低大约6dB。

图4给出了测点2的噪声变化曲线中点A与点B声压时间历程的对比，从中可以明显看到脉冲噪声信号的减弱。这说明不同飞行轨迹下噪声传播特性的变化主要是由于旋翼状态的改变影响了BVI噪声的强度和指向性，进而实现了远场噪声的有效降低。

2.2 不同飞行状态噪声特性特性分析

文中的飞行轨迹由水平飞行、6°斜下降和9°斜下降三种飞行状态组成。本章节对比了这三种飞行状态的配平操纵和桨-涡干扰特性以及不同方位角和不同桨盘平面夹角的噪声传播指向性，分析了不同飞行状态组合对飞行轨迹噪声控制的内在影响。

图3 不同飞行轨迹旋翼总声压级对比(μ=0.15)

图4 飞行轨迹3中点A，B声压时间历程

桨-涡干扰距离是对旋翼BVI噪声产生和传播的主要影响因素。图5给出了在前行侧发生平行干扰(60～90°方位角范围)时桨叶和自身产生的桨尖涡以及和上一片桨叶产生的桨尖涡的干扰距离的对比情况，图中干扰距离为正表示桨尖涡位于桨叶上方。从图中可以看出，水平飞行时桨尖涡基本位于桨叶下方，斜下降飞行时桨尖涡逐渐向上移动，6°斜下降状态的桨尖涡移动到靠近桨叶的区域，9°斜下降状态的桨尖涡继续向上移动，反而造成桨-涡干扰距离的增加。

图5 不同飞行状态旋翼桨-涡干扰距离对比

表2给出了不同飞行状态下的旋翼操纵量配平结果。从中可以看出，水平飞行时通过旋翼前倾(轴倾角为负)克服直升机阻力，此时旋翼前方来流存在垂直桨盘的向下分量，造成桨尖涡更快地向下移动。在斜下降状态，旋翼后倾平衡重力沿速度方向的分量，旋翼存在向上的入流，造成桨尖涡向上移动。这和图5中桨-涡干扰距离变化相一致。

图6为三种飞行状态下旋翼噪声在不同方位角和不同桨盘夹角的传播特性对比。从中可以看出，6°斜下降飞行的噪声水平明显大于另外两种飞行状态，这主要是因为桨-涡干扰距离的减小产生了强烈的BVI噪声。对比图6(a)中不同方位角的噪声传播特性，可以看出在前行侧(90°～180°方位角)范围内水平飞行状态的噪声最小，这解释了图3(a)中轨迹3飞行状态改变时的噪声剧烈下降。对比图6(b)中不同桨盘夹角的噪声传播特性，可以看出在55°夹角之前9°斜下降状态噪声最小，55°之后水平飞行噪声最小，这解释了图3(b)中轨迹3整个飞行过程中最大噪声的大幅度降低。

表2 不同飞行状态旋翼操纵量计算值(μ=0.15)

图6 不同飞行状态噪声传播指向性

2.3 不同飞行速度下噪声传播特性

旋翼飞行状态参数的改变影响旋翼的桨-涡干扰情况，进而影响BVI噪声的产生和传播。改变了旋翼的飞行速度，对比了旋翼飞行速度变化后不同飞行轨迹对旋翼噪声传播特性的影响。

图7为前进比0.18时测点1和2处的A计权总声压级变化。对于测点1，采用轨迹1飞行时旋翼最大总声压级最小，这和图3的计算结果并不相同。对于测点2，采用轨迹3飞行仍然降低了旋翼噪声辐射强度，但是噪声降低幅值只有3dB左右。表3给出了前进比改变后旋翼的操纵量配平结果，可以看出旋翼轴倾角相对于前进比0.15状态具有明显变化。飞行速度和轴倾角的改变共同影响了旋翼桨-涡干扰状态，进而造成了BVI噪声辐射特性的变化，影响了飞行轨迹的噪声控制效果。