張羽霓，趙 俊，樊 楓，孫朋朋，陳衛(wèi)星

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

0 引言

直升機(jī)的噪聲水平高，會(huì)使軍用直升機(jī)在戰(zhàn)場(chǎng)過早地暴露，降低作戰(zhàn)的奇襲性和戰(zhàn)場(chǎng)生存能力；同時(shí)低空飛行的民用直升機(jī)會(huì)給城市環(huán)境帶來嚴(yán)重的噪聲污染。因此，圍繞直升機(jī)的主要噪聲源——旋翼開展噪聲控制技術(shù)研究具有重要意義。

為了實(shí)現(xiàn)直升機(jī)旋翼的降噪，國(guó)內(nèi)外開展了一系列噪聲主/被動(dòng)控制技術(shù)研究。其中，基于高階諧波控制(HHC)實(shí)現(xiàn)旋翼噪聲主動(dòng)控制的控制原理是通過安裝在自動(dòng)傾斜器下方的高頻液壓作動(dòng)裝置，在旋翼槳葉總距(零階)和周期變距(一階)控制的基礎(chǔ)上，施加高階諧波控制，改變旋翼槳葉的運(yùn)動(dòng)規(guī)律以及高階氣動(dòng)載荷分布和變化規(guī)律，從而改變旋翼噪聲特性，達(dá)到噪聲控制的效果。

國(guó)外針對(duì)基于HHC的旋翼噪聲主動(dòng)控制技術(shù)開展了大量的研究工作。1986年，Hardin和Lamkin通過對(duì)建立的旋翼槳-渦干擾噪聲參數(shù)影響模型進(jìn)行分析，指出HHC在旋翼噪聲主動(dòng)控制方面的潛力。1994年，NASA Langley研究中心和德國(guó)宇航局(DLR)開展了風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，結(jié)果表明在斜下降狀態(tài)下，適當(dāng)?shù)腍HC控制可以降低5～6 dB的旋翼BVI噪聲。2001年美國(guó)NASA、德國(guó)DLR、法國(guó)宇航中心(ONERA)對(duì)BO-105槳葉模型進(jìn)行的HARTⅡ試驗(yàn)表明，HHC通過高階槳距作用使得槳-渦干擾位置從槳尖向槳根移動(dòng)，導(dǎo)致了BVI噪聲輻射的降低。2015年，德國(guó)宇航中心(DLR)完成了基于多自動(dòng)傾斜器的主動(dòng)控制風(fēng)洞試驗(yàn)，結(jié)果表明對(duì)于BO-105槳葉模型，二階控制狀態(tài)下可降低4%功率需求、三階控制狀態(tài)下可降低4.5 dB槳-渦干擾噪聲。目前，在旋翼噪聲主動(dòng)控制研究方面國(guó)內(nèi)尚處于起步階段。南京航空航天大學(xué)針對(duì)HHC開展了一些理論建模研究和控制算法研究，而針對(duì)基于HHC的噪聲主動(dòng)控制的風(fēng)洞試驗(yàn)尚未開展過；中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所針對(duì)基于后緣襟翼控制的旋翼振動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)開展了一些原理性探索研究和試驗(yàn)驗(yàn)證。

基于此，本文開展了基于HHC的旋翼噪聲主動(dòng)控制風(fēng)洞試驗(yàn)，得到了有/無主動(dòng)控制旋翼在懸停、平飛以及斜下降狀態(tài)下的氣動(dòng)噪聲特性，以及施加不同振幅、相位的高階諧波控制對(duì)噪聲水平的影響規(guī)律，探索了建立的基于HHC的旋翼噪聲主動(dòng)控制系統(tǒng)的噪聲控制效果。

1 試驗(yàn)設(shè)備及流程

試驗(yàn)在中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所8 m×6 m開口式風(fēng)洞中進(jìn)行，模型旋翼槳葉安裝在旋翼試驗(yàn)臺(tái)上，氣動(dòng)噪聲采用自由場(chǎng)傳聲器測(cè)量。本試驗(yàn)中旋翼轉(zhuǎn)速為702 RPM，高階諧波控制的頻率為23.4 Hz(2)。

1.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图霸O(shè)備

模型旋翼槳葉的槳尖形狀為矩形，槳葉由OA3系列單一翼型配置，有翼型的起始位置為0.26。旋翼模型槳葉如圖1所示。該模型旋翼的基本參數(shù)見表1。

圖1 旋翼模型槳葉

表1 模型旋翼基本參數(shù)

試驗(yàn)設(shè)備包括風(fēng)洞、旋翼試驗(yàn)臺(tái)、高頻液壓作動(dòng)器和測(cè)量系統(tǒng)。測(cè)量系統(tǒng)包括天平測(cè)力系統(tǒng)和自由場(chǎng)傳聲器陣列。試驗(yàn)時(shí)還配備了監(jiān)視報(bào)警系統(tǒng)和振動(dòng)監(jiān)視系統(tǒng)，實(shí)時(shí)關(guān)注旋翼模型及臺(tái)體的運(yùn)行情況，確保試驗(yàn)設(shè)備以及模型的安全。試驗(yàn)整體情況如圖2所示。

圖2 風(fēng)洞試驗(yàn)整體情況

試驗(yàn)中，利用安裝在自動(dòng)傾斜器下方的高頻液壓作動(dòng)器實(shí)現(xiàn)對(duì)旋翼槳葉槳距的主動(dòng)控制。裝有高頻液壓作動(dòng)器的旋翼試驗(yàn)臺(tái)如圖3所示。高頻液壓作動(dòng)器基本參數(shù)見表2。HHC的工作原理是將預(yù)設(shè)的旋翼總距和周期變距操縱信號(hào)輸入到計(jì)算機(jī)，經(jīng)由控制算法計(jì)算得到作動(dòng)器的位移時(shí)間歷程，作動(dòng)器輸入經(jīng)由不動(dòng)環(huán)—?jiǎng)迎h(huán)—變距拉桿，傳遞到槳根，最終轉(zhuǎn)化為旋轉(zhuǎn)系下槳葉的預(yù)期變距運(yùn)動(dòng)，改變槳葉氣流環(huán)境，達(dá)到降低旋翼系統(tǒng)振動(dòng)載荷和降噪的目的。本試驗(yàn)為正弦諧波的單階輸入，采用以下方式確定：

表2 高頻液壓作動(dòng)器基本參數(shù)

圖3 裝有高頻液壓作動(dòng)器的旋翼試驗(yàn)臺(tái)

=*cos[(*)-]

(1)

其中，為激勵(lì)振幅，代表階旋翼諧波輸入，為旋翼方位角，為激勵(lì)相位對(duì)應(yīng)的最大幅值。

在傳聲器布置方面，開展旋翼噪聲主動(dòng)控制前飛試驗(yàn)時(shí)，為保障安全并盡量減少支架對(duì)聲陣列的干擾，選擇在90°、130°兩個(gè)方位(如圖4中實(shí)心圓點(diǎn))放置傳聲器支架。綜合考慮傳聲器支架必須在風(fēng)場(chǎng)外以及減弱聲反射影響等因素，傳聲器支架采用分節(jié)弧形支架安裝方式?；⌒沃Ъ馨霃綖?.0(即支架弧形桿距槳轂中心約8 m)，弧度范圍為30°～100°，間隔10°放置傳聲器，如圖5所示。懸停試驗(yàn)在風(fēng)洞大廳展開，選擇在140°、230°方位布置傳感器支架，傳聲器支架弧形半徑為3.0，角度范圍為60°～100°。

圖4 噪聲傳感器支架位置示意圖(俯視)

圖5 噪聲傳感器支架弧度角示意圖(平視)

1.2 試驗(yàn)流程及試驗(yàn)狀態(tài)

基于HHC的旋翼噪聲主動(dòng)控制試驗(yàn)首先對(duì)旋翼進(jìn)行配平操縱，在無主動(dòng)控制情況下獲得給定前進(jìn)比和軌跡角下的總距、橫縱向周期變距等操縱量；進(jìn)行主動(dòng)槳距控制試驗(yàn)時(shí)，在原有操縱量基礎(chǔ)上施加激勵(lì)控制實(shí)現(xiàn)給定幅值、頻率、相位的高階諧波控制。采用專用的傳聲器陣列獲得旋翼在各種狀態(tài)下有/無主動(dòng)控制的氣動(dòng)噪聲特性數(shù)據(jù)，得到旋翼噪聲水平隨主動(dòng)控制輸入的變化關(guān)系，探索建立的基于HHC的旋翼噪聲主動(dòng)控制系統(tǒng)的噪聲控制效果。試驗(yàn)狀態(tài)見表3。

表3 試驗(yàn)狀態(tài)

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

首先給出了旋翼性能和噪聲的重復(fù)性試驗(yàn)對(duì)比情況，驗(yàn)證了試驗(yàn)結(jié)果的有效性；接著給出了懸停、平飛、斜下降狀態(tài)下，不同激勵(lì)振幅以及激勵(lì)相位對(duì)旋翼噪聲的影響曲線。當(dāng)激勵(lì)相位為某一數(shù)值時(shí)，噪聲聲壓級(jí)最小，定義此相位為最優(yōu)噪聲控制相位。對(duì)此狀態(tài)下該測(cè)點(diǎn)有無激勵(lì)的聲壓時(shí)間歷程和頻域?qū)Ρ惹闆r進(jìn)行了初步的分析。

由于建立的基于HHC的旋翼噪聲主動(dòng)控制系統(tǒng)主要關(guān)注的旋轉(zhuǎn)噪聲和BVI噪聲集中在旋翼旋轉(zhuǎn)頻率及其倍頻上，寬帶噪聲占比較小，并且試驗(yàn)環(huán)境為非聲學(xué)測(cè)試環(huán)境，故本文將采集到的多個(gè)周期噪聲數(shù)據(jù)平均到一個(gè)周期內(nèi)，由聲壓的時(shí)間歷程求得平均處理后的聲壓級(jí)。

2.1 重復(fù)性對(duì)比驗(yàn)證

圖6為懸?？偩鄴呙柙囼?yàn)(總距6.6°～13.6°)的旋翼功率系數(shù)隨拉力系數(shù)變化曲線的重復(fù)性對(duì)比。從圖中可以看出懸停總距掃描試驗(yàn)的數(shù)據(jù)重復(fù)性良好。圖7為斜下降狀態(tài)下兩次配平試驗(yàn)的旋翼拉力時(shí)間歷程曲線。從圖中可以看出相同狀態(tài)下前后兩次的試驗(yàn)結(jié)果曲線吻合度較高，表明本次試驗(yàn)狀態(tài)穩(wěn)定，測(cè)量數(shù)據(jù)重復(fù)性良好，試驗(yàn)數(shù)據(jù)較可靠。

圖6 旋翼功率系數(shù)隨拉力系數(shù)變化曲線(懸停狀態(tài))

圖7 旋翼拉力的時(shí)間歷程(斜下降狀態(tài))

圖8為斜下降狀態(tài)不同測(cè)點(diǎn)噪聲聲壓級(jí)測(cè)量重復(fù)性結(jié)果，對(duì)采集的噪聲結(jié)果進(jìn)行了平均處理，縱坐標(biāo)為平均后聲壓級(jí)。從圖中可以看出，在同一狀態(tài)下同一噪聲測(cè)點(diǎn)的數(shù)據(jù)重復(fù)性較好，表明各傳聲器狀態(tài)良好，噪聲測(cè)量結(jié)果可靠。

圖8 斜下降狀態(tài)(μ=0.16，軌跡角-4°)噪聲聲壓級(jí)隨弧度角變化曲線(方位角90°)

2.2 激勵(lì)振幅對(duì)旋翼噪聲的影響

從圖9中可以看出，懸停試驗(yàn)狀態(tài)對(duì)自動(dòng)傾斜器不旋轉(zhuǎn)環(huán)施加總距13.6°、激勵(lì)頻率23.4 Hz(2)、振幅0.6°和0.8°的不同相位的主動(dòng)控制后，相對(duì)于無激勵(lì)狀態(tài)(圖中三角標(biāo)記直線，下同)，各傳聲器位置處的噪聲頻譜聲壓級(jí)都有明顯的變化。

圖9 懸停狀態(tài)不同激勵(lì)幅值噪聲聲壓級(jí)隨相位變化曲線(方位角230°，支架弧度角100°)

對(duì)于激勵(lì)幅值0.8°的主動(dòng)控制輸入，激勵(lì)相位在150°附近時(shí)，方位角230°、弧度角100°的傳聲器測(cè)得的噪聲聲壓級(jí)相對(duì)較低，150°為其最優(yōu)控制相位，聲壓級(jí)最多降低4 dB。激勵(lì)振幅0.6°的主動(dòng)控制輸入與振幅0.8°的聲壓級(jí)變化趨勢(shì)一致，最優(yōu)控制相位也相同。兩種激勵(lì)聲壓級(jí)均在90°～200°控制相位區(qū)間內(nèi)有所降低，說明激勵(lì)幅值的變化對(duì)最優(yōu)激勵(lì)相位的影響不大。在該狀態(tài)下，對(duì)比兩種激勵(lì)幅值，隨著激勵(lì)幅值的增大，激勵(lì)產(chǎn)生的影響增大，某些激勵(lì)相位范圍的噪聲水平增加，最優(yōu)相位所產(chǎn)生的降噪效果更加明顯。

圖10中的(a)、(b)分別給出了前進(jìn)比均為0.16的平飛狀態(tài)和斜下降狀態(tài)(軌跡角-6°)，施加振幅為0.6°和0.8°的不同相位的主動(dòng)控制激勵(lì)后，不同測(cè)點(diǎn)的噪聲聲壓級(jí)變化曲線。其中，平飛狀態(tài)在兩種幅值的主動(dòng)控制輸入下，在方位角90°，弧度角90°位置處最優(yōu)控制相位在激勵(lì)相位225°附近，聲壓級(jí)最多降低1.7 dB，在激勵(lì)相位150°～280°區(qū)間內(nèi)實(shí)現(xiàn)噪聲控制效果。斜下降狀態(tài)在方位角130°，弧度角70°位置處最優(yōu)控制相位在激勵(lì)相位310°附近，聲壓級(jí)最多降低1.2 dB，有效降噪激勵(lì)相位區(qū)間為210°～360°。與圖9結(jié)論不同的是，在平飛和斜下降狀態(tài)下，均隨著激勵(lì)幅值的增大，旋翼噪聲水平反而有所增加，其最優(yōu)相位所產(chǎn)生的降噪效果也減弱。由此可得出，激勵(lì)幅值增大對(duì)于旋翼噪聲控制未必一定有利，不同幅值的噪聲控制效果也與旋翼狀態(tài)有關(guān)。

圖10 不同激勵(lì)幅值噪聲聲壓級(jí)隨相位變化曲線

2.3 激勵(lì)相位對(duì)旋翼噪聲的影響

從圖11可以看出，懸停狀態(tài)下，對(duì)自動(dòng)傾斜器不旋轉(zhuǎn)環(huán)施加激勵(lì)振幅為0.8°的不同相位的主動(dòng)控制后，相對(duì)于無激勵(lì)狀態(tài)，各激勵(lì)相位下的噪聲聲壓級(jí)有明顯的變化。對(duì)于方位角230°，弧度角100°測(cè)點(diǎn)，在激勵(lì)相位0°～100°以及220°～360°控制區(qū)間內(nèi)，噪聲相比于無激勵(lì)狀態(tài)增加；激勵(lì)相位100°～220°區(qū)間內(nèi)，噪聲降低，在控制相位166°時(shí)噪聲控制效果最優(yōu)，測(cè)點(diǎn)聲壓級(jí)降低量達(dá)到了4.4 dB。

圖11 懸停狀態(tài)有無激勵(lì)噪聲對(duì)比(方位角230°，弧度角100°)

對(duì)此狀態(tài)下最優(yōu)控制相位166°有/無主動(dòng)控制的聲壓時(shí)間歷程以及頻域?qū)Ρ惹闆r進(jìn)行初步的分析。從圖12、圖13可以看出，施加主動(dòng)控制后，該測(cè)點(diǎn)處施加主動(dòng)控制前后聲壓隨時(shí)間歷程的變化趨勢(shì)一致，噪聲聲壓的負(fù)峰值明顯降低，從-1.0 Pa降低到-0.5 Pa，噪聲聲壓級(jí)減小；頻譜中能量較大的主要低階成分均有不同程度的降低，其中1階成分(與高階諧波控制的基頻11.7 Hz不同，此處基頻為23.4 Hz)降低較大，該測(cè)點(diǎn)處噪聲1階成分降低達(dá)11.09 dB。

圖12 懸停有無激勵(lì)的聲壓時(shí)間歷程對(duì)比

圖13 懸停有無激勵(lì)的聲壓頻域?qū)Ρ?/p>

圖14和圖15分別給出了前進(jìn)比0.16的平飛狀態(tài)下，施加激勵(lì)振幅0.8°與振幅0.6°的主動(dòng)控制，方位角90°，弧度角30°測(cè)點(diǎn)與方位角130°，弧度角30°測(cè)點(diǎn)處有/無主動(dòng)控制各激勵(lì)相位下的噪聲聲壓級(jí)對(duì)比情況。對(duì)于圖14中測(cè)點(diǎn)，在控制相位225°時(shí)聲壓級(jí)降低3.3 dB；最優(yōu)控制相位為346°，聲壓級(jí)降低量達(dá)到了3.8 dB；有效降噪激勵(lì)相位區(qū)間為0°～50°和170°～360°。對(duì)于圖15中測(cè)點(diǎn)，聲壓級(jí)在250°最優(yōu)控制相位下降低3.1 dB。

圖14 平飛狀態(tài)(μ=0.16)有無激勵(lì)噪聲對(duì)比(方位角90°，弧度角30°)

圖15 平飛狀態(tài)(μ=0.16)有無激勵(lì)噪聲對(duì)比(方位角130°，弧度角30°)

圖16給出了斜下降狀態(tài)下(=0.16，軌跡角-6°)，噪聲監(jiān)測(cè)點(diǎn)(方位角90°，支架夾角40°)處噪聲聲壓級(jí)隨高階諧波控制的激勵(lì)相位的變化曲線。最優(yōu)控制相位為262°，噪聲降低量為1.1 dB。圖17為斜下降軌跡角-4°狀態(tài)，噪聲監(jiān)測(cè)點(diǎn)(方位角130°，支架夾角70°)的最優(yōu)控制相位為259°，噪聲降低量為1.3 dB。

圖16 斜下降狀態(tài)(μ=0.16，軌跡角-6°)有無激勵(lì)噪聲對(duì)比(方位角90°，弧度角40°)

圖17 斜下降狀態(tài)(μ=0.16，軌跡角-4°)有無激勵(lì)噪聲對(duì)比(方位角130°，弧度角70°)

3 結(jié)論

本文基于構(gòu)建的基于HHC的旋翼噪聲主動(dòng)控制系統(tǒng)及旋翼噪聲測(cè)量系統(tǒng)，在中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所8 m×6 m開口式風(fēng)洞開展了不同飛行狀態(tài)下的旋翼噪聲主動(dòng)控制風(fēng)洞試驗(yàn)。試驗(yàn)通過施加不同幅值、相位的高階諧波控制，探索了旋翼懸停、平飛和斜下降等典型狀態(tài)下施加主動(dòng)控制的降噪效果，主要得到了以下結(jié)論：

1)本文構(gòu)建的基于HHC的旋翼噪聲主動(dòng)控制系統(tǒng)對(duì)懸停、平飛以及斜下降三種狀態(tài)均實(shí)現(xiàn)了有效降噪。通過對(duì)比有/無主動(dòng)控制的旋翼噪聲可以得出：在懸停、平飛以及斜下降典型狀態(tài)下分別能實(shí)現(xiàn)最大降噪4.4 dB、3.8 dB、1.3 dB。

2)通過改變主動(dòng)控制系統(tǒng)的激勵(lì)振幅和相位，獲得了不同主動(dòng)控制參數(shù)對(duì)旋翼噪聲的影響特性。其中，激勵(lì)振幅的增大對(duì)于旋翼噪聲控制未必一定有利，不同幅值的噪聲控制效果也與旋翼狀態(tài)有關(guān)；不同的激勵(lì)相位對(duì)旋翼降噪效果影響不同，對(duì)于本文的裝有高頻液壓作動(dòng)器的旋翼主動(dòng)控制系統(tǒng)來說，合理的激勵(lì)相位設(shè)置尤為重要。

3)施加2諧波控制，主要是使得旋翼噪聲的低階成分降低，引起噪聲聲壓級(jí)下降，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)旋翼噪聲的主動(dòng)控制。