賀 祥, 史勇杰, 徐國華

(南京航空航天大學(xué) 直升機旋翼動力學(xué)國家級重點實驗室, 江蘇 南京 210016)

0 引 言

隨著直升機在軍用領(lǐng)域和民用領(lǐng)域的廣泛應(yīng)用，直升機噪聲輻射嚴(yán)重的缺點越來越引起人們的重視，并且已成為直升機設(shè)計過程中需要著重考慮的問題。旋翼噪聲是直升機噪聲中影響最重要的部分，按形成原理它可分為厚度噪聲、載荷噪聲、槳-渦干擾噪聲和高速脈沖噪聲等[1]。其中，旋翼厚度噪聲主要沿槳盤平面向外傳播，且低頻成分多，因而厚度噪聲具有衰減慢、傳播遠(yuǎn)的特性。當(dāng)直升機前飛時，槳盤平面前傾，使得旋翼厚度噪聲成為遠(yuǎn)場噪聲的主要構(gòu)成部分，對于軍用直升機來說成為影響聲隱身性能的關(guān)鍵因素。因此探索有效降低旋翼厚度噪聲的控制方法，具有重要的研究意義和廣泛的應(yīng)用前景。

在過去的數(shù)十年間，國內(nèi)外研究人員針對旋翼氣動噪聲的降噪開展了一系列研究。一些研究者通過對旋翼的優(yōu)化設(shè)計，如降低旋轉(zhuǎn)馬赫數(shù)[2]、改變槳葉外形設(shè)計[3-5](槳尖后掠、槳葉尖削或薄翼型)等，在一定程度上降低了旋翼噪聲。但是，這類被動設(shè)計方法在降低噪聲的同時也影響到旋翼的氣動性能，進而需要在抑制噪聲和保證性能之間進行折衷，由此對于旋翼厚度噪聲的降噪效果也較為有限，同時還存在不同飛行狀態(tài)的適應(yīng)性問題。近年來，研究者們在噪聲主動控制技術(shù)理論和試驗方面開展了較深入的探索，但主要集中于旋翼槳-渦干擾噪聲的控制[6-8]，而關(guān)于旋翼厚度噪聲降噪的理論和試驗研究開展的較少。噪聲主動控制方法包括有源相消、聲壓相消等，后者是通過產(chǎn)生一個與噪聲相位相同且幅值相反的可控聲波，通過疊加從而抵消某一方向上的聲壓脈沖。2008年，美國馬里蘭大學(xué)的Schmitz等[9]通過推導(dǎo)FW-H方程的單/偶極子項，得到了旋翼厚度噪聲和載荷噪聲的解析模型，并分析了運用單極子或偶極子進行旋翼厚度噪聲降噪的效果[10-11]。研究表明，在槳葉外端布置單極子源可以顯著地降低厚度噪聲，但這種方法能量需求過大，不具備可行性，而采用偶極子降噪則成為一種較為可行的方式。Yu[12]、Brooks[13]等在槳-渦干擾噪聲的主動后緣襟翼控制試驗中發(fā)現(xiàn)，在槳盤平面內(nèi)某些方位角處的旋翼厚度噪聲降低得較為明顯，經(jīng)過分析，這可能是由于主動后緣襟翼產(chǎn)生的平面內(nèi)阻力誘發(fā)了可以抵消旋翼厚度噪聲的抑制聲波。王陽等[14]針對聲壓相消方法開展了理論研究，提出了利用旋翼和尾槳噪聲相互疊加的降噪方法，并將其應(yīng)用到單旋翼直升機的降噪中。

在前人的研究基礎(chǔ)上，本文基于聲壓相消原理，通過在旋翼槳尖布置阻力激勵器的方式，添加面內(nèi)、非定?？刂屏Γ⒘艘惶走m用于旋翼厚度噪聲降噪的控制方法，通過數(shù)值模擬，研究了噪聲控制機理和參數(shù)影響規(guī)律。文中首先建立了基于FW-H方程的旋翼厚度噪聲控制數(shù)值計算方法，分析了厚度噪聲的構(gòu)成及參數(shù)影響規(guī)律。接著分析了懸停狀態(tài)下槳尖控制力的降噪特性及參數(shù)影響規(guī)律。最后，采用阻力激勵器的形式實現(xiàn)槳尖控制力的添加，并分別開展了懸停及前飛狀態(tài)下阻力激勵的降噪特性研究。

1 控制模型及數(shù)值計算方法

1.1 控制模型

針對旋翼厚度噪聲的傳播特點以及直升機噪聲的降噪需求，本文提出的控制方案是在槳葉外端布置可變面積的阻力激勵器，通過控制系統(tǒng)使其產(chǎn)生的槳盤面內(nèi)阻力按照特定的規(guī)律變化，進而產(chǎn)生可以抵消旋翼厚度噪聲的抑制聲波?？刂颇Ｐ腿鐖D1所示，通過主動驅(qū)動機構(gòu)改變阻力激勵器的迎風(fēng)面積，從而實現(xiàn)不同變化規(guī)律的槳尖控制力。施加非定?？刂屏筮h(yuǎn)場觀測點噪聲的控制方程可以表示為：

(1)

式中：x為聲壓觀測點位置，Mr是旋翼在聲傳播方向上的馬赫數(shù)，vn是積分面運動速度，r為聲源點X到觀測點Y的距離，ρ0和a0分別為空氣密度和聲波在空氣中的傳播速度，下標(biāo)ret表示方程中的積分計算是在延遲時間τ=t-|X(t)-Y(t)|/c上進行，F(xiàn)為槳尖控制力。

(b)阻力激勵器迎風(fēng)面積變化

1.2 計算方法

噪聲控制方程(1)的求解采用積分形式的Farassat 1A公式[15-16]，可以得到聲壓控制方程為：

p′總(x,t)=p′T(x,t)+p′F(x,t)

(2)

(3)

(4)

文中旋翼噪聲的計算采用了本課題組發(fā)展的氣動噪聲分析程序RADAS(Rotorcraft Aerodynamics and Aeroacoustics Solver)。該方法已得到驗證，并廣泛應(yīng)用于旋翼、尾槳、旋翼/尾槳干擾等噪聲的計算[17-18]。本文在原有方法的基礎(chǔ)上，采用緊致聲源假設(shè)，增加了非定常控制力引起的載荷噪聲項，并在程序中添加了平面內(nèi)阻力的時間導(dǎo)數(shù)項。

2 厚度噪聲參數(shù)影響分析

以AH-1/OLS模型旋翼為研究對象，槳葉幾何參數(shù)如表1所示，旋轉(zhuǎn)槳尖馬赫數(shù)MH=0.65，聲壓基準(zhǔn)觀測點坐標(biāo)為(-100R,R,0)，以直升機正前方區(qū)域(-60°≤ψobs≤60°,-60°≤θobs≤60°)為目標(biāo)觀測區(qū)域(ψobs表示觀測方位角，右側(cè)為正；θobs表示俯仰角，向上為正)。

表1 算例旋翼的幾何參數(shù)

2.1 厚度噪聲特性

圖2給出了基準(zhǔn)觀測點處旋翼氣動噪聲聲壓時間歷程，該觀測點位于槳盤面內(nèi)，遠(yuǎn)場旋翼噪聲主要由厚度噪聲決定，載荷噪聲占比很小。圖3進一步對觀測點處厚度噪聲的波形構(gòu)成進行了分析，旋翼厚度噪聲主要由兩部分構(gòu)成，其中負(fù)壓項由噪聲方程中的速度導(dǎo)數(shù)項引起，該項決定了厚度噪聲的主要波形特征，速度項產(chǎn)生了關(guān)于厚度噪聲峰值對稱的兩個正峰值。

2.2 參數(shù)影響分析

圖4和圖5分別給出了懸停狀態(tài)下不同展弦比和厚度時的旋翼厚度噪聲聲壓時間歷程。從圖中可以看出，當(dāng)展弦比增大時，槳葉弦長減小(槳葉半徑不變)，槳葉前后緣引起的擾動到達觀測點的時間差變短，致使厚度噪聲聲壓脈沖變寬，聲壓負(fù)峰值減小；當(dāng)旋翼厚度增大時，相同速度下槳葉排開空氣的體積增大，聲壓負(fù)峰值增大，脈沖變窄。但展弦比和厚度均對旋翼厚度噪聲的相位(峰值的發(fā)生位置)無明顯影響，這對于厚度噪聲的控制尤為重要。

圖3 觀測點處厚度噪聲聲壓時間歷程

接下來研究槳尖馬赫數(shù)對旋翼厚度噪聲的影響。懸停狀態(tài)下槳尖馬赫數(shù)MH分別是0.55、0.60、0.65、0.70。圖6給出了懸停狀態(tài)下旋翼厚度噪聲隨懸停槳尖馬赫數(shù)變化的示意圖，當(dāng)旋翼槳尖馬赫數(shù)增加時，會使得槳葉排開空氣的速度增加，旋翼厚度噪聲負(fù)峰值會明顯增大，脈沖變窄。

3 厚度噪聲控制機理分析

3.1 槳尖控制力噪聲特性

采用槳尖非定常控制力進行噪聲控制時，遠(yuǎn)場任一觀測點的噪聲可以表示為：

fp′T+p′F=0

(5)

式中，f為抵消因子，f=1表示聲壓完全相消，0

為了獲得非定?？刂屏Φ妮斎胍?guī)律，本文采用文獻[7]中推導(dǎo)出的旋翼單/偶極子噪聲的簡化解析表達式：

圖4 不同展弦比時厚度噪聲聲壓歷程

圖5 不同厚度時厚度噪聲聲壓歷程

圖6 不同旋轉(zhuǎn)槳尖馬赫數(shù)的厚度噪聲聲壓歷程

(6)

(7)

式中，f(MH,ψ)為解析函數(shù)，觀測距離d=100R。

當(dāng)?shù)窒蜃觙=1時，將解析表達式帶入式(5)可以得到槳尖控制力的控制規(guī)律如圖7所示，控制力波形呈現(xiàn)類諧波函數(shù)的特點。因此，本文接下來研究了輸入規(guī)律為諧波函數(shù)的槳尖控制力對旋翼厚度噪聲的影響?？刂屏的輸入函數(shù)為：

(8)

式中，F(xiàn)n是控制力幅值，n為諧波頻率，m為相位控制因子。

圖7 控制力變化示意圖

圖8給出了輸入規(guī)律為F=-4cosψ的非定常控制力產(chǎn)生的載荷噪聲聲壓時間歷程，聲壓波形主要由兩項構(gòu)成，控制力導(dǎo)數(shù)項引起的正聲壓決定了控制力噪聲的主要特征，可以抵消厚度噪聲的負(fù)聲壓；而控制力項引起了沿聲壓峰值對稱的負(fù)聲壓波形，可以抵消厚度噪聲的正聲壓，從而實現(xiàn)基準(zhǔn)觀測點處的聲壓對消。非定?？刂屏σ鸬妮d荷噪聲主要沿力方向傳播，且由控制力導(dǎo)數(shù)項決定，因此為了實現(xiàn)聲壓相消，非定常控制力在槳盤90°方位角處的變化率必須最大。

圖8 觀測點處控制力噪聲聲壓時間歷程

圖9(a)、9(b)分別給出了添加槳尖控制力后目標(biāo)觀測區(qū)域內(nèi)的總噪聲聲壓級分布和聲壓級變化，聲壓級變化小于零的部分表示噪聲降低區(qū)域。由圖可見，添加槳尖阻力后，聲場輻射特性發(fā)生了明顯變化，旋翼前方區(qū)域的聲壓級明顯降低，而兩側(cè)的聲壓級有所增加，且遠(yuǎn)場區(qū)域(-40°≤ψobs≤40°，-50°≤θobs≤50°)內(nèi)的噪聲聲壓級均明顯減小，中心區(qū)域的聲壓級降低16 dB左右，部分區(qū)域聲壓級雖有所增加，但聲壓級較低，對總體聲壓級影響較小。接著，圖10給出了添加非定?？刂屏髽P平面內(nèi)三個觀測點的聲壓時間歷程，控制力不僅能使基準(zhǔn)觀測點的聲壓大部分相消，而且可以降低左右兩側(cè)觀測點的噪聲。

3.2 控制力幅值

接下來分析控制力幅值對槳盤平面內(nèi)旋翼厚度噪聲的影響，圖11分別給出了采用控制力幅值Fn為2N、4N、8N的1階諧波控制力進行厚度噪聲降噪時基準(zhǔn)觀測點處的聲壓時間歷程。控制力幅值增加，控制力產(chǎn)生的正聲壓增加，基準(zhǔn)觀測點聲壓級降低，隨著控制力幅值的進一步增大，會產(chǎn)生過大的正聲壓，反而使基準(zhǔn)觀測點聲壓級增大。此外，非定?？刂屏Φ妮斎脒€會引起功率消耗，因此在實際應(yīng)用中需要選擇合適的控制力幅值進行旋翼厚度噪聲降噪。

3.3 控制力頻率

為分析控制力頻率對厚度噪聲降噪的影響，圖12給出了添加幅值Fn=2N，諧波頻率n分別為1、2、3的控制力后基準(zhǔn)觀測點處的聲壓時間歷程。圖中可見，當(dāng)諧波頻率增加時，控制力產(chǎn)生的正聲壓增大，基準(zhǔn)觀測點的降噪效果變好，控制力頻率的進一步增大則會使控制力產(chǎn)生的正聲壓過大，反而使聲壓級增大，這與控制力幅值的降噪效果一致。綜合分析控制力幅值和頻率分別對基準(zhǔn)觀測點處厚度噪聲的降噪效果，可以發(fā)現(xiàn)當(dāng)Fnn=4時總噪聲大幅度減小，當(dāng)Fnn>8時總噪聲增加，這是因為當(dāng)控制力在槳盤平面90°方位角處變化最快時，控制力噪聲主要由控制力導(dǎo)數(shù)項的幅值Fnn決定。

為了更好地分析諧波頻率對厚度噪聲的影響，本文在控制力導(dǎo)數(shù)項幅值一定的前提下(即Fnn=4)，分析了不同諧波頻率對旋翼厚度噪聲降噪?yún)^(qū)域面積的影響。引入降噪因子S用來表征不同輸入規(guī)律的控制力對降噪?yún)^(qū)域面積的影響，如式(9)所示：

(a)總噪聲聲壓級

(b)聲壓級變化

(a)ψobs=-15°

(b)ψobs=0°

(c)ψobs=15°

圖10 槳盤平面內(nèi)不同觀測點的噪聲聲壓時間歷程

Fig.10 Thickness noise pressure reduction using active tip force at different observer locations

(a)Fn=2N

(b)Fn=4N

(c)Fn=8N

圖11 不同控制力幅值的噪聲聲壓時間歷程

Fig.11 Thickness noise pressure reduction using different amplitudes of tip force at the target observer locations

(9)

式中，S總為目標(biāo)觀測區(qū)域總面積，Δψobs、Δθobs分別為降噪?yún)^(qū)域的橫、縱坐標(biāo)差。

圖13給出了分別采用2、3、4階諧波控制力后，目標(biāo)觀測區(qū)域內(nèi)的噪聲聲壓級變化?？梢?，在槳尖添加輸入規(guī)律為諧波函數(shù)的控制力均可有效降低基準(zhǔn)觀測點處的旋翼厚度噪聲，諧波頻率越大，達到聲壓相消所需的控制力幅值越小，控制力需用功率越小，但聲壓級降低幅度減小。對比圖9可以看出，采用1階諧波控制力進行厚度噪聲降噪時，降噪因子S1=0.44，諧波頻率增加時，降噪因子分別為S2=0.26,S3=0.21,S4=0.04，即降噪?yún)^(qū)域面積逐漸減小。因此，在采用槳尖非定?？刂屏M行旋翼厚度噪聲降噪的實際應(yīng)用中，需綜合考慮控制力的需求功率以及降噪?yún)^(qū)域面積大小，可以采用多階諧波疊加的形式實現(xiàn)功率消耗小的大范圍降噪。

4 基于阻力激勵控制的旋翼降噪分析

4.1 懸停狀態(tài)

根據(jù)前面的計算結(jié)果可以發(fā)現(xiàn)，通過在槳葉端部添加非定常控制力可以實現(xiàn)遠(yuǎn)場觀測區(qū)域內(nèi)的厚度噪聲降噪。圖7中給出的控制力存在正、負(fù)的變化，正表示阻力，負(fù)表示推進力，然而在實際情況下，在旋翼上施加周期變化的推/阻力是不現(xiàn)實的，因此，本文采用阻力激勵器的形式只產(chǎn)生正方向的阻力。在求解控制方程(5)時，為保證控制力始終為正(阻力)，僅考慮方位角0°～180°區(qū)域內(nèi)的控制力，其余方位角控制力為0，最終得到如圖14所示控制規(guī)律的槳尖阻力，可以看出，槳尖阻力也具有在90°方位角處變化率最大的特點。

圖15(a)給出了目標(biāo)觀測區(qū)域的厚度噪聲聲壓級(dB)分布圖，可以看出懸停狀態(tài)下旋翼厚度噪聲不隨槳盤方位角變化，僅與俯仰角有關(guān)，槳盤面內(nèi)噪聲聲壓級最高，當(dāng)觀測點遠(yuǎn)離槳盤平面，噪聲聲壓級降低，這也驗證了旋翼厚度噪聲主要沿槳盤面內(nèi)傳播的特性。施加圖14所示的阻力激勵后，目標(biāo)觀測區(qū)域內(nèi)的聲壓級變化如圖15(b)所示，聲壓級變化小于零的部分表示噪聲降低區(qū)域。可見，旋翼前方區(qū)域(-30°≤ψobs≤20°，-50°≤θobs≤50°)內(nèi)的噪聲聲壓級均明顯減小，中心區(qū)域的聲壓級降低5 dB左右，降噪因子SH=0.33。但左右兩側(cè)的聲壓級有所增加，這可能是因為0°和180°方位角處槳尖阻力突變引起的。研究中發(fā)現(xiàn)，阻力控制規(guī)律對厚度噪聲的降噪影響很大，不合適的控制規(guī)律會減小降噪效果，因此本文后續(xù)將繼續(xù)開展阻力控制規(guī)律的研究，通過優(yōu)化設(shè)計，擴大槳尖阻力的降噪面積。圖15(c)給出了基準(zhǔn)觀測點的聲壓時間歷程，阻力激勵器產(chǎn)生的控制源噪聲基本可以抵消基準(zhǔn)觀測點處的厚度噪聲。這表明本文通過阻力激勵器添加的槳尖非定?？刂屏梢杂行Ы档托碚胺絽^(qū)域內(nèi)的旋翼厚度噪聲，并且可以實際應(yīng)用到直升機旋翼噪聲的降噪中。

(a)n=1

(b)n=2

(c)n=3

圖12 不同控制力諧波頻率的噪聲聲壓時間歷程

Fig.12 Thickness noise pressure reduction using tip force with different harmonic frequencies at the target observer location

(c)n=4, Fn=1N

圖13 不同控制力諧波頻率的旋翼厚度噪聲降噪

Fig.13 Thickness noise SPL reduction using different harmonic frequencies of tip force at the target observer region in hover

圖14 槳尖阻力的控制規(guī)律

4.2 前飛狀態(tài)

由于直升機前飛狀態(tài)下旋翼前行側(cè)與后行側(cè)槳葉的運動速度和氣動環(huán)境不同，可能對噪聲輻射特性產(chǎn)生影響，因此本節(jié)進一步分析了前飛狀態(tài)下阻力激勵控制的降噪有效性，計算狀態(tài)為：μ=0.15，槳尖馬赫數(shù)MH=0.65。

圖16(a)給出了目標(biāo)觀測區(qū)域的旋翼厚度噪聲聲壓級分布。與懸停狀態(tài)不同的是，前飛狀態(tài)下厚度噪聲在方位角上具有明顯的輻射方向性，這是因為由于多普勒效應(yīng)的影響使得兩側(cè)的聲壓級降低，俯仰角方向上的變化規(guī)律與懸停一致，且厚度噪聲沿水平方向的下降速度比沿豎直方向的下降速度慢。

圖16(b)給出了阻力激勵控制后噪聲聲壓級變化?；鶞?zhǔn)觀測點處聲壓級降低6 dB，與懸停狀態(tài)相比降低幅度增大。區(qū)域(-40°≤ψobs≤30°，-60°≤θobs≤60°)內(nèi)的聲壓級均降低，可以計算出前飛狀態(tài)下槳尖阻力的降噪因子SF=0.46，與懸停狀態(tài)相比降噪面積增大，同樣的槳尖阻力在前飛狀態(tài)下的降噪面積更大，這是由于多普勒效應(yīng)的影響，旋翼厚度噪聲輻射沿方位角具有明顯的方向性，左右兩側(cè)的厚度噪聲聲壓級較低，致使同樣的控制力能夠降低更大區(qū)域面積的厚度噪聲。圖16(c)給出了基準(zhǔn)觀測點的聲壓時間歷程，阻力激勵器產(chǎn)生的控制源噪聲基本可以抵消旋翼厚度噪聲。前飛狀態(tài)下的降噪結(jié)果表明本文發(fā)展的旋翼厚度噪聲控制方法可以適用于不同飛行狀態(tài)的直升機。

(a)厚度噪聲聲壓級分布

(b)聲壓級變化

(c)基準(zhǔn)觀測點聲壓時間歷程

圖15 懸停狀態(tài)下阻力激勵器降噪效果

Fig.15 Thickness noise SPL reduction through tip force at the target region in hover

(a)厚度噪聲聲壓級分布

(b)聲壓級變化

(c)基準(zhǔn)觀測點聲壓時間歷程

圖16 前飛狀態(tài)下阻力激勵器降噪效果

Fig.16 Thicknessnoise SPL reduction through tip force at the target region in flight

在旋翼厚度噪聲的實際應(yīng)用中，采用阻力激勵器降噪時需要考慮功率消耗，對于本文采用的AH-1/OLS旋翼，拉力系數(shù)約為0.005，根據(jù)升力公式T=ρΩ2R2πR2CT/2，可以估算出槳葉升力約為431.3 N，而槳尖阻力幅值最大為4 N(升力的1%)，且阻力激勵器只在一定方位角范圍內(nèi)工作，因此阻力激勵器產(chǎn)生的額外功率消耗很小。

5 結(jié) 論

本文基于聲壓相消原理采用阻力激勵建立了旋翼厚度噪聲的控制方法，通過數(shù)值模擬進行了旋翼厚度噪聲的控制機理和參數(shù)影響研究，得出結(jié)論如下：

1)對于直升機旋翼，槳葉展弦比減小、厚度增大或槳尖馬赫數(shù)MH增大時，旋翼厚度噪聲聲壓負(fù)峰值均增大，且旋翼厚度噪聲主要沿槳盤平面?zhèn)鞑ィ?/p>

2)在槳尖施加平面內(nèi)控制力，在遠(yuǎn)場產(chǎn)生的聲壓波形中控制力項和控制力導(dǎo)數(shù)項可以分別抵消厚度噪聲的聲壓波形，使得旋翼前方區(qū)域內(nèi)的噪聲降低，并且控制力在90°方位角處變化率最大；

3)控制力幅值或頻率增大均可增加控制力噪聲，當(dāng)基準(zhǔn)觀測點降噪效果一定時，控制力諧波頻率減小，降噪?yún)^(qū)域范圍增大，但所需的控制力幅值較小，因此在應(yīng)用中可采用多階諧波疊加的形式實現(xiàn)厚度噪聲降噪；

4)在槳葉外端布置阻力激勵器可以實現(xiàn)槳尖非定?？刂屏Φ奶砑樱夜β氏牡?；懸停及前飛條件下的算例結(jié)果表明，阻力激勵控制可以降低旋翼正前方區(qū)域的厚度噪聲，且適用于不同飛行狀態(tài)的旋翼厚度噪聲降噪；前飛時由于厚度噪聲輻射特性的不同，阻力激勵降噪效果更好。