艾延廷，王騰飛，王 志 ，楊 健

1 引言

空氣螺旋槳是把航空發(fā)動機(jī)的動力轉(zhuǎn)化為飛行器推進(jìn)力的工具。從飛機(jī)發(fā)明以來，螺旋槳就作為飛機(jī)的推進(jìn)裝置持續(xù)了幾十年。直到20世紀(jì)50年代中期，隨著渦噴和渦扇推進(jìn)技術(shù)的不斷完善，民機(jī)開始使用噴氣推力技術(shù)。隨著70年代世界石油危機(jī)發(fā)生以來，低耗油量的航空螺旋槳又獲得人們重視，為其發(fā)展提供了一個新機(jī)遇[1]。然而長久以來與噴氣推進(jìn)相比，螺旋槳飛機(jī)的座艙內(nèi)噪聲與振動過大。螺旋槳做為螺旋槳飛機(jī)的主要噪聲源，對飛機(jī)的安全飛行有重要的影響。螺旋槳噪聲除了影響駕駛的舒適性、機(jī)場周邊環(huán)境外，它所誘發(fā)的結(jié)構(gòu)振動與聲疲勞會嚴(yán)重影響飛機(jī)的安全性。針對國內(nèi)一款小型雙座新能源螺旋槳飛機(jī)，研究其螺旋槳氣動噪聲是一個非常有意義的課題。

近年來，文獻(xiàn)[2-4]對軸流風(fēng)機(jī)的氣動噪聲進(jìn)行數(shù)值模擬，并取得了較好的預(yù)測結(jié)果。文獻(xiàn)[5]分析了槳葉參數(shù)對螺旋槳性能和氣動噪聲的影響，文獻(xiàn)[6]基于非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格分析了FW-H和Kirchhoff兩種聲學(xué)方法對旋翼氣動噪聲計算結(jié)果的影響。使用FLUENT軟件滑移網(wǎng)格方法，運用大渦模擬和根據(jù)Farassat改進(jìn)的FW-H聲波方程[7-8]預(yù)測螺旋槳的旋轉(zhuǎn)噪聲，通過對螺旋槳進(jìn)行非定常計算，得到螺旋槳在三種轉(zhuǎn)速下旋轉(zhuǎn)區(qū)聲壓級分布規(guī)律。

2 氣動噪聲數(shù)值模擬

2.1 幾何建模與網(wǎng)格化分

圖1 螺旋槳模型及計算區(qū)域網(wǎng)格Fig.1 Propeller Model and Compute Domain Grid

采用UG軟件建立三維模型，如圖1（a）所示。運用滑移網(wǎng)格方法處理模型，劃分網(wǎng)格時將計算區(qū)域分為內(nèi)場旋轉(zhuǎn)域和外場靜止域兩部分。外場靜止域采用結(jié)構(gòu)化六面體網(wǎng)格，內(nèi)場旋轉(zhuǎn)域采用非結(jié)構(gòu)化四面體網(wǎng)格。葉片表面進(jìn)行局部加密處理，網(wǎng)格總數(shù)約為204萬，如圖1（b）所示。

2.2 計算參數(shù)及邊界條件設(shè)定

對螺旋槳采用不可壓縮氣體模型，選用非定常的求解方式。湍流模型采用大渦模擬（LES）模型，螺旋槳旋轉(zhuǎn)區(qū)域采用滑移網(wǎng)格模型（moving mesh）。求解控制采用基于壓力求解器的PISO算法，壓力離散格式選擇 PRESTO！。在 1000r/min、1500r/min、2000r/min 三種轉(zhuǎn)速下的時間步長分別為 Δt1=2×10-4s，Δt2=1.3×10-4s，Δt3=1×10-4s，迭代步數(shù)N=1500，每個迭代步數(shù)最多迭代次數(shù)為20次。當(dāng)出口流量監(jiān)控曲線和面積加權(quán)平均曲線趨于平穩(wěn)時，可以認(rèn)為非定常計算達(dá)到穩(wěn)態(tài)解，應(yīng)用FW-H方程計算噪聲數(shù)據(jù)。

3 氣動噪聲試驗

對螺旋槳進(jìn)行整機(jī)地面遠(yuǎn)場噪聲測試，螺旋槳槳葉數(shù)n=2，半徑R=0.8m，槳轂半徑Rh=0.06m，額定轉(zhuǎn)速N=1500r/min。實驗場地，如圖 2（a）所示。

圖2 實驗場地及噪聲接收點位置Fig.2 The Experimental Site and Noise Receiver Position

實驗按照SAE ARP 1846A[9]標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行測試，實驗場選擇空曠的露天場地，測點距離螺旋槳15R并按圓周分布，從螺旋槳正前方每隔10°布置測點共計19個測試點，測點布置，如圖2（b）所示。螺旋槳數(shù)據(jù)采用多功能數(shù)據(jù)采集分析系統(tǒng)LMS SCADAS III，高精度ICP傳聲器、光電轉(zhuǎn)速傳感器，測量螺旋槳在1000r/min、1500r/min、2000r/min轉(zhuǎn)速下各測點位置噪聲聲壓信號。

10號測點在3種轉(zhuǎn)速下的聲壓頻譜。橫坐標(biāo)是頻率，縱坐標(biāo)是聲壓級。經(jīng)過計算可知葉片在三種轉(zhuǎn)速下的BPF（槳葉通過頻率）分別為33.3Hz、50Hz和66.7Hz。可以看出圖中的BPF與計算值一致。由圖可以看見，這是在寬帶噪聲的基礎(chǔ)上疊加了一系列的離散聲，也就是所說的旋轉(zhuǎn)噪聲。通過對比，發(fā)現(xiàn)總聲壓級在低階BPF附近，說明旋轉(zhuǎn)噪聲在低頻位置占據(jù)主導(dǎo)地位。

三種不同轉(zhuǎn)速下的聲壓級測試結(jié)果分布，如圖3所示。從圖中可知遠(yuǎn)場噪聲隨轉(zhuǎn)速增加而增大。相同轉(zhuǎn)速下，沿圓周方向，1號到10號測點聲壓級逐漸減小，11號到17號測點聲壓級逐漸增大，18和19號測點逐漸減小。據(jù)此可知，螺旋槳軸向聲壓級整體比徑向的要大，在1、2號最大，9、10號最小。18，19號測點聲壓級減小是由于飛機(jī)機(jī)身反射對聲的傳播起到了一定的阻礙作用。

圖3 測試聲壓級圓周分布圖Fig.3 Circular Diatribution of Sound Pressure Level

4 結(jié)果及分析

4.1 螺旋槳表面壓力波動

1500r/min下螺旋槳的流場特性，如圖4所示。左圖為螺旋槳壓力面，右圖為螺旋槳吸力面。壓力面的壓力最小值出現(xiàn)在r=（0.7R～0.9R）槳葉后緣，槳葉前緣壓力較大；吸力面壓力最小值出現(xiàn)在r=（0.4R～0.8R）槳葉前緣處，壓力總體上從葉尖前緣往葉根后緣逐漸增大。當(dāng)螺旋槳轉(zhuǎn)動時，槳葉周期性的掃過周圍不均勻的空氣介質(zhì)，并導(dǎo)致空氣微團(tuán)的周期性非定常運動，產(chǎn)生壓力脈動并形成噪聲，這就是通常所說的旋轉(zhuǎn)噪聲，又稱為離散噪聲。由圖可知，槳葉前緣的壓力波動較大，是螺旋槳離散噪聲的主要組成部分。

圖4 螺旋槳壓、吸力面壓力分布Fig.4 Pressure on Suction and Pressure Side of Propeller

4.2 聲壓級分布結(jié)果對比

將經(jīng)過大渦模擬和FW-H模型處理后的噪聲數(shù)據(jù)通過快速傅里葉變換（FFT），得到螺旋槳的遠(yuǎn)場氣動噪聲聲壓級。在三種不同轉(zhuǎn)速下，仿真聲壓級分布與實驗值基本吻合，如圖5所示。由圖可見螺旋槳遠(yuǎn)場噪聲隨轉(zhuǎn)速增大而增大，同轉(zhuǎn)速下噪聲都在90°附近達(dá)到最小值。即螺旋槳徑向噪聲聲壓級最小，沿圓周從徑向方向向軸向方向噪聲逐漸增大。在1500r/min噪聲聲壓級時，預(yù)測值比實驗值最大相差7.1dB，由于本次測試沒有考慮機(jī)身及地面的反射作用，使得計算結(jié)果比實驗值整體偏小，考慮到這些因素可以認(rèn)為數(shù)值模擬預(yù)測結(jié)果是可信的。

圖5 各轉(zhuǎn)速下噪聲聲壓級指向性分布Fig.5 Noise Directivity Distribution in Different Speed

4.3 旋轉(zhuǎn)區(qū)域聲壓級分布分析

為研究螺旋槳旋轉(zhuǎn)區(qū)域不同位置聲壓級分布規(guī)律，在螺旋槳槳尖、前緣、后緣共布置B/D/E系列和A、C、F等共16個觀測點。其中D5、E5與B系列點重合，觀測點布置（圖略）。

螺旋槳在三種轉(zhuǎn)速下，槳尖區(qū)域的聲壓級在（100～118）dB范圍內(nèi)；隨轉(zhuǎn)速增加，B系列觀測點的聲壓級逐漸增大；不同轉(zhuǎn)速時，槳尖噪聲聲壓級的分布規(guī)律成相同趨勢，在進(jìn)口區(qū)域和出口區(qū)域較低，沿著旋轉(zhuǎn)區(qū)域靠近槳葉附近逐漸增大，在槳尖正上方達(dá)到最高。由于槳頂區(qū)域的氣動噪聲主要是葉尖渦的擴(kuò)散引起的，在50%的區(qū)域達(dá)到最大，因此可以推斷，隨著轉(zhuǎn)速的增加，葉尖渦的強(qiáng)度和影響都會增大。

螺旋槳在三種轉(zhuǎn)速下，在旋轉(zhuǎn)區(qū)域靠近前緣的聲壓級在（101～120）dB范圍內(nèi)；隨轉(zhuǎn)速增加，D系列觀測點的聲壓級逐漸增大；不同轉(zhuǎn)速時，螺旋槳前緣噪聲聲壓級的分布成相同趨勢，在葉根處聲壓級較低，沿徑向到槳尖方向逐漸增大，在葉高為60%時達(dá)到最大，隨后逐漸減小。說明槳葉前緣分離渦在前緣中上位置的影響最大。E系列觀測點的聲壓級分布與D系列的較為類似。螺旋槳在三種轉(zhuǎn)速下，在旋轉(zhuǎn)區(qū)域靠近后緣的聲壓級在（100～117）dB范圍內(nèi)；隨轉(zhuǎn)速增加，E系列觀測點的聲壓級逐漸增大；不同轉(zhuǎn)速時，螺旋槳后緣噪聲聲壓級的分布成相同趨勢，在葉根處聲壓級較低，沿徑向向槳尖方向逐漸增大，在葉高為60%時達(dá)到最大，隨后逐漸減小。

將A、C、F等3點分別與B3、D1、E1等3點的聲壓級做差值，發(fā)現(xiàn)在不同轉(zhuǎn)速下，A與B3的差值均比其他兩組大，說明葉尖渦的強(qiáng)度沿徑向方向衰減較大，槳葉前緣分離渦的強(qiáng)度沿軸向方向衰減較小。綜合以上分析并對比B/D/E系列觀測點聲壓級可知，D/E系列觀測點的噪聲聲壓級較高，B系列觀測點的較低。證明在不同轉(zhuǎn)速下，對螺旋槳氣動噪聲影響最大的是槳葉前緣分離渦，影響較小的是葉尖渦。

5 結(jié)論

對某飛機(jī)螺旋槳進(jìn)行了氣動噪聲的實驗和數(shù)值模擬。并對氣動噪聲的聲壓級分布、頻域特性的計算及對比分析。得出以下結(jié)論：（1）提出運用大渦模擬和FW-H模型對螺旋槳氣動噪聲進(jìn)行了仿真計算，計算的聲壓級分布與實驗數(shù)據(jù)基本吻合，驗證了計算的正確性。（2）研究表明，大渦模擬和FW-H模型在計算氣動噪聲時具有良好的準(zhǔn)確度，不足之處在于沒有考慮飛機(jī)機(jī)身和地面的反射作用，造成仿真結(jié)果比實驗數(shù)據(jù)略小。（3）槳尖、前緣聲壓級隨轉(zhuǎn)速增加而增大，相較而言，螺旋槳前緣噪聲聲壓級較大，證明前緣分離渦在一定工作條件下影響的區(qū)域和強(qiáng)度更大。