張勇勇 孫偉 曹亞雄

摘要：針對AC311A輕型民用直升機，開展了適航審定狀態(tài)的氣動噪聲數(shù)值模擬研究。其中，采用高效的運動嵌套網(wǎng)格技術(shù)模擬旋翼各片槳葉之間以及旋翼/機身/尾槳之間復(fù)雜的相對運動關(guān)系，并基于CFD/FW-H方程建立了一個適合于直升機全機氣動噪聲的計算模型。然后，針對AC311A輕型民用直升機適航審定狀態(tài)下孤立旋翼和旋翼/機身/尾槳全機系統(tǒng)，計算得到了其流場、氣動和噪聲特性，分析了該狀態(tài)下氣動干擾對噪聲的影響規(guī)律。在此基礎(chǔ)上，獲得了一些有益的結(jié)論。

關(guān)鍵詞：直升機；氣動噪聲；適航審定；數(shù)值模擬

中圖分類號：TB122文獻標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.04.005

直升機作為一種特殊的運輸工具在民用領(lǐng)域得到了長足的發(fā)展，被廣泛用于救援救護、物質(zhì)運輸?shù)阮I(lǐng)域。民用直升機常在人口密集的城區(qū)飛行、起降，對周圍環(huán)境容易產(chǎn)生較大的噪聲污染，這也是一直制約其更大規(guī)模應(yīng)用的重要因素[1-3]。民用直升機的噪聲性能也是影響乘客舒適度、提高市場競爭力的重要性能指標(biāo)。而輕型民用直升機在旅游觀光、私人駕駛、航空攝影等方面都具有廣泛的應(yīng)用前景，對其噪聲特性開展研究，具有較好的實際應(yīng)用價值。

氣動噪聲是民用直升機適航狀態(tài)下測量點處的主要噪聲成分，而主要聲源則是來自于旋翼和尾槳。此外，機身對旋翼和尾槳的氣動干擾對全機氣動噪聲水平也存在一定影響。為此，要分析模擬民用直升機適航狀態(tài)噪聲，必須考慮對直升機旋翼/機身/尾槳組合聲場的計算。在國外，Melone等[4]采用自由尾跡方法和FW-H方程針對多個飛行狀態(tài)下旋翼/尾槳干擾的氣動和噪聲特性進行了數(shù)值分析，得到了氣動干擾對旋翼和尾槳氣動、噪聲特性都有重要影響的結(jié)論；Yin等[5]針對BO-105直升機旋翼/尾槳干擾問題進行了計算，并與HeliNOVI項目[6]的試驗結(jié)果進行了對比，發(fā)現(xiàn)尾槳噪聲在爬升和高速平飛狀態(tài)起重要作用，且尾槳噪聲對尾槳旋轉(zhuǎn)方向較為敏感。國內(nèi)圍繞旋翼氣動噪聲也展開了一系列的研究工作[7，8]，葉靚[9]采用非結(jié)構(gòu)嵌套網(wǎng)格對Robin旋翼/機身算例[10]進行了噪聲模擬，其結(jié)果表明槳葉在揮舞方向運動對計算結(jié)果的影響較大；樊楓[11]利用基于雷諾平均N-S方程、FW-H方程和時域等效源方法發(fā)展直升機噪聲計算程序?qū)π?尾槳和旋翼/機身的流場及噪聲特性進行模擬分析，得到一些新的結(jié)論。

綜合國內(nèi)外直升機流場和噪聲特性數(shù)值模擬的研究看出，大多數(shù)研究集中在孤立旋翼、旋翼/尾槳、旋翼/機身的流場和噪聲模擬，而對直升機旋翼/尾槳/機身全機組合系統(tǒng)的模擬研究還很少。因此本文基于CFD/FW-H方程，建立了一個能夠考慮旋翼/機身/尾槳全機干擾聲場的直升機適航噪聲計算分析模型。然后，針對全尺寸AC311A直升機，建立孤立旋翼和旋翼/機身/尾槳兩種模型，模擬適航審定要求的水平飛越狀態(tài)下的流場、氣動和噪聲特性，分析該狀態(tài)下氣動干擾對噪聲的影響規(guī)律。

1模擬方法、網(wǎng)格劃分及驗證

1.1直升機全機氣動干擾流場模擬方法

直升機全機氣動干擾流場計算是直升機空氣動力學(xué)領(lǐng)域具有較大難度的研究課題之一[12-13]。直升機旋翼、尾槳及機身間的氣動干擾流場呈現(xiàn)出高度復(fù)雜的非定常特征。因此，這里采用慣性坐標(biāo)系下的三維非定常雷諾平均N-S方程進行求解，其表達式如下[14]：

為綜合分析直升機各重要部件（如旋翼和尾槳）的氣動噪聲，并計入機身的影響，將建立的旋翼（尾槳）氣動噪聲計算方法、聲壓梯度計算方法并計入機身進行綜合，形成一個完整的直升機氣動噪聲綜合計算模型，其計算流程圖如圖1所示。

1.3網(wǎng)格生成方法

由于直升機機身外形較為復(fù)雜，本文利用商業(yè)軟件 Pointwise對機身進行非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，提高機身網(wǎng)格質(zhì)量，增加計算精度[15]。同時，圍繞機身的貼體網(wǎng)格也采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的方法生成。背景網(wǎng)格采用嵌套網(wǎng)格的方法進行挖洞和貢獻單元進行流場信息互換。由于本文采用的是嵌套網(wǎng)格技術(shù)來描述旋翼與機身間復(fù)雜的相對運動，因此所生成的機身網(wǎng)格外邊界相對較小。圖2、圖3分別為圍繞機身生成的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和貼體網(wǎng)格的貢獻單元示意圖。

本文針對旋翼與尾槳外形特點，槳葉網(wǎng)格采用C-O型網(wǎng)格，背景網(wǎng)格采用笛卡兒網(wǎng)格類型。為精確地捕捉旋翼與尾槳、機身間的復(fù)雜流動，本文在背景網(wǎng)格的旋翼、尾槳及機身間位置再次進行了網(wǎng)格加密，計算模型網(wǎng)格總數(shù)約3300萬。圖4給出本文全機系統(tǒng)的網(wǎng)格系統(tǒng)示意圖。

1.4數(shù)值模擬方法的驗證

由于缺乏全機氣動干擾數(shù)據(jù)，為驗證本文建立的計算流體力學(xué)（CFD）計算方法對旋翼/機身非定常干擾流場的計算能力，采用美國UH-60A旋翼[16]和Robin旋翼/機身氣動干擾試驗數(shù)據(jù)[10]進行算例驗證。圖5給出了UH-60A旋翼和Robin算例的懸停效率和機身表面非定常壓力計算結(jié)果與試驗結(jié)果對比，從圖中看出UH-60A旋翼的懸停效率計算值與試驗值吻合較好，Robin算例機身測量點處非定常壓力變化的計算值均能與試驗值吻合得很好，充分展示了本文計算方法對旋翼/機身干擾非定常氣動載荷的有效性。

同時為驗證本文建立基于FW-H的數(shù)值模擬方法適合于計算氣動噪聲的有效性，選取美國AH-1/OLS模型[17]旋翼作為驗證算例進行計算。圖6分別給出了AH-1/OLS模型旋翼在無升力和有升力前飛狀態(tài)下的噪聲計算值與試驗值對比情況。從圖中可以看出，本文建立的噪聲計算程序的聲壓歷程與試驗測量噪聲數(shù)值吻合得很好，表明了本文基于噪聲計算方法建立的噪聲程序的有效性，且計算精度滿足一般工程要求。特別需要說明的是，從圖6還可以看出，本文對槳-渦干擾噪聲具有較好的模擬精度，這對于后面開展直升機全機氣動干擾噪聲的研究至關(guān)重要。

2 AC311A直升機適航狀態(tài)噪聲計算分析

由于航空適航規(guī)范只對輕型民用直升機水平飛越狀態(tài)的噪聲水平進行了限制[18]，因此，本文針對國產(chǎn)AC311A型民用直升機開展適航審定的水平飛越狀態(tài)進行噪聲數(shù)值模擬研究，該直升機旋翼三片槳葉，尾槳由兩片槳葉組成。其中，水平飛行速度為216km/h，操縱量取自CAMRADⅡ全機配平模塊，對應(yīng)的詳細(xì)操縱量見表1。

2.1水平飛越狀態(tài)干擾流場特性

平飛狀態(tài)是旋翼尾跡較為紊亂的飛行狀態(tài)，在該狀態(tài)下，旋翼往往發(fā)生嚴(yán)重的槳-渦干擾現(xiàn)象。圖7給出了平飛狀態(tài)下AC311A直升機孤立旋翼和旋翼/機身/尾槳全機系統(tǒng)的干擾流場等渦量圖。從圖中可以看出，孤立旋翼等渦量圖的旋翼尾跡較為規(guī)整；全機系統(tǒng)的尾槳在前飛狀態(tài)受到旋翼尾跡的干擾較為明顯，旋翼槳葉拖出的槳尖渦會穿過尾槳平面，甚至與尾槳槳葉直接相碰，對尾槳的氣動特性產(chǎn)生較大的影響。在此計算狀態(tài)下，旋翼尾跡不會直接與機身表面發(fā)生碰撞，但機身起落架及平尾、垂尾拖出的渦量較為明顯，集中在后下方位。

圖8給出了平飛狀態(tài)旋翼/機身/尾槳全機系統(tǒng)干擾流場的渦量分布圖。從圖中看出，在該飛行狀態(tài)前進比下，旋翼/機身/尾槳全機系統(tǒng)中因機身和尾槳的存在使得旋翼尾跡的前側(cè)和后側(cè)都發(fā)生了明顯畸變，尾跡前側(cè)拖出的槳尖渦因機身存在阻礙了槳尖渦的橫向運動，槳尖渦渦管會發(fā)生變形以繞開機身前緣而繼續(xù)橫向運動；尾跡后側(cè)的槳尖渦與尾部的平尾、垂尾發(fā)生碰撞，槳尖渦渦管形狀會發(fā)生明顯的畸變，旋翼槳尖渦與尾槳渦交匯之后渦向后移動逐漸拖出，起落架、尾梁及尾槳下方尾渦因流動原因持續(xù)較長時間才逐漸耗散，但不會影響旋翼的氣動性能。

圖9給出了AC311A直升機平飛狀態(tài)旋翼拉力系數(shù)隨方位角的變化曲線。由圖可見，孤立旋翼的拉力系數(shù)隨方位角的變化較小，表明本文所采用求解器計算平飛狀態(tài)流場是有效的；旋翼/機身/尾槳全機系統(tǒng)下的旋翼拉力系數(shù)隨方位角變化總體平穩(wěn)且趨于某一固定值，旋翼拉力系數(shù)對方位角存在一定的微小波動，說明全機系統(tǒng)下的旋翼拉力受到其他流場的干擾。

圖10給出了平飛狀態(tài)旋翼槳葉剖面法向力系數(shù)在r/R= 0.71和r/R=0.97剖面隨方位角的變化曲線。從圖中看出，孤立旋翼和全機系統(tǒng)的槳葉法向力系數(shù)變化基本一致，經(jīng)過180°方位角后區(qū)間內(nèi)旋翼/機身/尾槳全機系統(tǒng)槳葉剖面法向力變化情況略大于孤立狀態(tài)。這是因為全機系統(tǒng)下槳葉法向力受到其他流場干擾，使得槳葉法向力產(chǎn)生波動的緣故。

圖11給出了槳葉展向r/R=0.71剖面在0°和180°方位角附近處的弦向壓力系數(shù)分布情況。從圖中可以明顯看到，0°方位角附近機身的誘導(dǎo)作用對槳葉剖面產(chǎn)生了下洗速度而使得槳葉剖面的有效迎角減小，而在180°方位角附近則產(chǎn)生了上洗速度而使得槳葉剖面的有效迎角增加。

2.2水平飛越狀態(tài)噪聲特性

2.1節(jié)中已對AC311A直升機孤立旋翼和旋翼/機身/尾槳全機系統(tǒng)干擾下的旋翼流場和氣動特性進行了分析，表明旋翼/機身/尾槳干擾對旋翼氣動力有著一定程度的影響。然而，旋翼氣動力的變化同樣也會影響旋翼氣動噪聲特性，尤其是對載荷噪聲特性產(chǎn)生一定影響。為此，本節(jié)對AC311A直升機孤立旋翼和旋翼/機身/尾槳全機系統(tǒng)氣動噪聲特性的影響進行計算分析。計算觀察位置選擇為距槳轂中心三倍旋翼半徑（3R）的半球面，計算位置示意圖如圖12所示。

圖13給出了平飛狀態(tài)下孤立旋翼、旋翼/機身/尾槳全機系統(tǒng)3R處的厚度噪聲聲輻射球計算結(jié)果。由圖中看出孤立旋翼和全機系統(tǒng)的厚度噪聲主要分布于旋翼正前方位置，由于厚度噪聲不受干擾影響，使得兩種模型的厚度噪聲基本呈左右對稱分布特征，兩種模型厚度噪聲的最大噪聲聲壓級相差約4dB。

圖14給出了平飛狀態(tài)下孤立旋翼、旋翼/機身/尾槳全機系統(tǒng)3R處的載荷噪聲聲輻射球計算結(jié)果。由圖中看出，孤立旋翼的載荷噪聲主要分布于旋翼前行側(cè)和正前方偏左位置，全機系統(tǒng)的載荷噪聲主要分布前行側(cè)。全機系統(tǒng)的載荷噪聲級別明顯大于孤立旋翼，最大噪聲聲壓級相差約6dB。

圖15給出了平飛狀態(tài)孤立旋翼、旋翼/機身/尾槳全機系統(tǒng)3R處的總噪聲聲輻射球計算結(jié)果。從圖中看出孤立旋翼噪聲主要分布在前行側(cè)和正前方，全機系統(tǒng)的噪聲分布在旋翼前行側(cè)。相較于孤立旋翼噪聲聲壓分布，全機系統(tǒng)的噪聲聲壓級分布較為混亂，原因是全機系統(tǒng)相較于孤立旋翼受到流場干擾影響較大；且全機系統(tǒng)下噪聲聲壓級最大值大約高出孤立旋翼狀態(tài)8dB，全機系統(tǒng)增加尾槳噪聲源和機身干擾影響，尾槳轉(zhuǎn)速比旋翼轉(zhuǎn)速大得多，其噪聲成分相較于孤立旋翼復(fù)雜得多。

上文已對AC311A直升機孤立旋翼和旋翼/機身/尾槳全機系統(tǒng)水平飛越狀態(tài)下3R的聲輻射球進行了計算分析，結(jié)果表明全機系統(tǒng)的最大噪聲聲壓級要比孤立旋翼大得多，且機身對噪聲的指向性有著一定程度的影響。為此這里選擇了計算半球內(nèi)旋翼前方位置三個觀察點（1#，2#，3#）作為噪聲計算目標(biāo)，觀察點具體位置如圖16所示。

圖17給出了平飛狀態(tài)孤立旋翼和旋翼/機身/尾槳全機系統(tǒng)3R聲輻射球內(nèi)典型觀測點的聲壓時間歷程。從圖中看出，孤立旋翼的聲壓呈周期變化，全機系統(tǒng)聲壓波動較大，全機系統(tǒng)的槳葉表面氣動力受到機身及尾槳的干擾，使其聲壓變化較為明顯。

圖18給出了平飛狀態(tài)孤立旋翼和旋翼/機身/尾槳全機系統(tǒng)在聲輻射球內(nèi)2#觀測點的頻譜聲壓級對比。從圖中看出，兩種模型的聲壓級隨階次增加逐漸減弱，且三倍頻聲壓級明顯大于1、2倍頻。由于全機系統(tǒng)加入尾槳聲源和機身輻射的影響，導(dǎo)致全機系統(tǒng)的聲壓級明顯高于孤立旋翼。

3結(jié)論

本文采用基于CFD/FW-H方法建立的直升機全機氣動噪聲的計算模型對AC311A輕型民用直升機適航噪聲審定的水平飛越狀態(tài)下孤立旋翼和旋翼/機身/尾槳全機系統(tǒng)的流場及噪聲特性進行了數(shù)值模擬，并對全機系統(tǒng)的氣動干擾和噪聲特性進行了分析研究，得到了以下結(jié)論：

（1）本文采用的數(shù)值模擬方法能有效預(yù)測民用直升機孤立旋翼和全機氣動干擾流場和噪聲特性。

（2）水平飛越狀態(tài)下，AC311A直升機孤立旋翼和全機系統(tǒng)的噪聲模擬分布存在一定差別，孤立旋翼噪聲主要分布于旋翼前行側(cè)及正前方，而全機系統(tǒng)的噪聲主要分布在旋翼前行側(cè)。

（3）水平飛越狀態(tài)下，AC311A直升機全機系統(tǒng)的最大噪聲總聲壓級模擬結(jié)果比孤立旋翼約大8dB。

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（責(zé)任編輯王為）

作者簡介

張勇勇（1991-）男，碩士，助理工程師。主要研究方向：直升機旋翼空氣動力學(xué)。

Tel： 022-59800501

E-mail：zyy19108179@avic.com

孫偉（1987-）男，碩士，工程師。主要研究方向：直升機旋翼氣動聲學(xué)。

Tel： 022-59800501E-mail：sw4593@avic.com

曹亞雄（1990-）男，碩士，工程師。主要研究方向：直升機旋翼氣動聲學(xué)。

Tel： 022-59800501E-mail：cyx4706@avic.com

Numerical Simulation of the Light Civil Helicopter AC311A Aerodynamic Noise in Airworthiness Certifiction Status

Zhang Yongyong*，Sun Wei，Cao Yaxiong

Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics Laboratory，China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001，China

Abstract： Aiming at the light civil helicopter AC311A， aeroacoustics is simulated in airworthiness certification status. Based on the CFD equations and FW-H equations， a comprehensive computational model for analyzing civil helicopter aerodynamic noise is established. In the present method， the overset grid technique is employed to simulate the relative motion among main-rotor， tail-rotor and fuselage. For the isolated rotor and integral model of the AC311A， the aerodynamic and aeroacoustic characteristics are calculated in airworthiness certification status， and the influence of the aerodynamic interaction on aeroacoustic characteristics is analyzed. On the basis of the above simulations， some valuable conclusions are drawn.

Key Words： helicopter； aerodynamic noise； airworthiness certifiction； numerical simulation