旋翼桨-涡干扰噪声特性风洞试验研究

刘向楠，刘少腾，周国成，邵天双，陈宝

1.中国航空工业空气动力研究院，哈尔滨 150001

2.中国航空工业空气动力研究院 低速高雷诺数航空科技重点实验室，哈尔滨 150001

3.中国航空工业空气动力研究院 黑龙江省空气动力噪声及其控制重点实验室，哈尔滨 150001

0 引 言

直升机由于具有垂直起降、悬停等功能，被广泛应用于运输、巡逻、救援、旅游等领域，但其飞行高度较低，对地面的噪声辐射较大，这成为制约其应用的主要问题。美国联邦航空局（FAA）和国际民用航空组织（ICAO）已经把噪声相关环保问题提高到与飞行安全同等重要的地位。直升机噪声分为外部噪声和舱内噪声。外部噪声主要是旋翼气动噪声。复杂的气动环境导致了旋翼气动噪声组成的多样性，如厚度噪声、载荷噪声、高速脉冲噪声、桨-涡干扰（BVI）噪声和宽带噪声等。其中，BVI 噪声由直升机主旋翼桨叶切割脱落涡形成，是直升机在前飞状态时的主要辐射声源，一直是直升机旋翼气动声学研究的重点[1]。

针对BVI 噪声特性的研究主要有计算和试验2 种方法。BVI 噪声计算的准确性很大程度上依赖于桨叶脉动载荷分布的计算精度。早期的升力线理论过于简化，导致计算结果不理想[2]；CFD 方法中的数值耗散和嵌套网格交接面插值误差都会使得旋翼的尾迹快速耗散，导致尾迹捕捉能力不足，同时求解所需的巨大计算资源和时间成本使得全流场模拟难以应用在BVI 噪声问题的研究中[3-4]。虽然近年来兼具计算精度和效率的数值模拟方法得以发展，但模拟的有效性仍缺乏试验数据的验证[5-7]。

国外在试验研究方面开展了较为深入的研究。早在1988 年，美国就利用BO-105 缩比模型在DNW（German-Dutch Wind Tunnels） 开展了不同飞行状态及拉力的噪声试验，对旋翼噪声组成及BVI 噪声特点进行了研究[8]。20 世纪90 年代，由欧盟多国及组织发起了HELINOISE 计划，开展了旋翼噪声源及BVI 噪声辐射机理的研究[9-11]。1994 年和2001 年，美国兰利研究中心（Langley）、德国宇航中心（DLR）、法国宇航中心（ONERA）与DNW 合作开展了HART I 和HART II 试验，利用BO-105 模型进行了高阶谐波控制（Higher Harmonic Control,HHC）和单片桨叶控制（Individual Blade Control,IBC）的降噪试验[12-17]。2002 年，欧盟多国及相关机构启动了HeliNOVI 项目，研究了尾桨噪声特性及旋翼和尾桨干扰的噪声特性[18-19]。我国开展旋翼气动噪声试验研究较晚，同时由于试验设施和试验能力不足，对旋翼噪声特性的研究大多针对悬停状态，鲜有涉及前飞状态[20-21]。对BVI 噪声的研究大多在悬停消声室采用基于涡发生器产生的涡与桨叶模型之间的干扰来实现[22-23]，这种方法虽然简单，易于实现，但与实际BVI 现象有所不同，不能准确模拟旋翼BVI 噪声特性。

鉴于此，本文在中国航空工业空气动力研究院（简称气动院）的大型低速声学风洞（FL-10）中开展旋翼前飞状态BVI 噪声特性试验研究，建立基于旋翼下滑角的旋翼气动噪声传播特性测量方法，并利用气流内测量阵列，开展4 m 直径的BO-105 主旋翼缩比模型噪声试验，研究不同飞行状态下BVI 噪声传播特性，并对典型状态下噪声声压（p）-时间历程及频谱数据进行分析。

1 试验设备

1.1 噪声风洞

试验在气动院FL-10 风洞进行。该风洞是一座开闭口两用回流式风洞，风洞试验段长20 m、宽8 m、高6 m，开口试验段最大风速85 m/s。配备全消声室，具有良好的声学测试环境，能够满足航空飞行器低噪声设计对大尺寸模型气动噪声风洞试验的需求。如图1 所示。

1.2 旋翼试验台

试验台由试验台架系统、测量系统、控制与监视系统等组成。旋翼气动力采用六分量应变天平测量，扭矩采用单分量应变天平测量。六分量应变天平和单分量应变天平载荷见表1，其中：Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz分别为六分量应变天平所测阻力、升力、侧力、滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩，Mk为单分量应变天平所测扭矩。

表1 六分量应变天平和单分量应变天平载荷Table 1 Measurement range of six-component and single-component strain-gage balance

1.3 噪声采集阵列

噪声采集阵列位于气流内，呈U 字形。阵列安装在移测架上，沿气流方向最大移动范围为10 m。阵列截面设为对称翼型，以减少对气流的干扰。为避免阵列移动时与旋翼台互相干涉，阵列分成2 部分，每部分各包含11 个B&K1/4 inch（1 inch=2.54 cm）传声器。传声器均布在阵列上，间隔0.4 m。传声器前端安装低噪声鼻锥以减小气流对传声器的影响。在旋翼天平整流罩90°和270°方位安装2 个表面传声器，以观察阵列移动对噪声的影响。如图2 所示。

图2 传声器分布（顺气流方向观看）Fig.2 Microphone positions (looking upstream)

1.4 旋翼模型

旋翼系统如图3 所示。旋翼模型为BO-105 主旋翼40%缩比模型，直径4 m，预锥角2.5°；桨叶线性负扭转8°，弦长0.121 m，翼型为NACA23012；旋翼实度0.077，逆时针旋转（俯视）。

图3 旋翼系统Fig.3 Rotor system

2 试验方法和试验内容

2.1 试验方法

试验时，桨毂中心距风洞喷口7 m（主轴倾角αs=0°时），桨盘平面位于风洞轴线上方1 m，旋翼额定转速为1 050 r/min，桨叶通过频率（BPF）为70 Hz，悬停桨尖马赫数为0.641。阵列以αs=0°时桨毂中心位置为零点（x=0）。不同试验状态下，噪声测量阵列由上游4.5 m（x=4.5 m）处移动到下游4.5 m（x=-4.5 m）处，每间隔0.5 m 采集旋翼噪声数据，采集频率为40 960 Hz，采样时间为10 s。试验设置如图4 所示。

图4 试验设置（侧视图）Fig.4 Experimental setup (side view)

2.2 试验内容

试验模拟旋翼在自由流内中速飞行时的爬升、平飞和斜下降状态，直升机下滑角θFT从6°到-6°，风速从20 m/s 到33 m/s。试验采用“桨毂力矩最小”配平方式，固定主轴倾角，配平垂向力系数Cw=0.004 4，桨毂力矩为0。在每个试验状态下，气流内测量阵列从上游4.5 m 处移动到下游4.5 m 处，沿气流方向共采集19 个位置的旋翼噪声数据。

在开口风洞中试验时，由于射流边界的存在，导致旋翼下洗流的偏移量大于自由流飞行状态。风洞试验时，为了获得旋翼自由流飞行状态下的噪声特性，须计算由射流边界产生的气流偏移量。定义该偏移量为诱导角 Δα，则旋翼在自由流中的下滑角与风洞试验时的主轴倾角αs有如下关系：

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采用Heyson 方法[24-27]计算 Δα，假设旋翼的尾流由有限条半无限长偶极子线构成，分别考虑垂向偶极子线和纵向偶极子线的干扰因子，然后将各条偶极子线的诱导干扰作用叠加，得到整个桨盘的干扰因子。

根据Cw和旋翼模型尺寸及其在风洞中的位置等参数，计算得到桨盘中心处的干扰速度值：

式中：Δw 和Δv 分别为桨盘中心处垂向和纵向干扰速度；δw,L、δw,D为垂向诱导速度产生的洞壁干扰因子；δv,L、δv,D为纵向诱导速度产生的洞壁干扰因子；Am为旋翼桨盘面积；AT为风洞横截面积，w0、v0分别为旋翼中心垂向和纵向诱导速度。于是有：

根据θFT即可得到对应的αs，而后可以根据自由流飞行状态确定对应的风洞试验状态，如表2 所示。

表2 风洞试验状态Table 2 Matrix of test in wind tunnel

2.3 传声器校准

为了保证噪声测量的精准度，采用互易法[28]（reciprocity calibration）对传声器进行校准，并在声学风洞中对不同类型的鼻锥性能进行了测试。如图5 所示，传声器安装在前掠的低噪声气流内支架上，标准声源发声，对不同风速、不同类型鼻锥进行性能测试。结果表明：GRAS 鼻锥具有较低的自噪声，可用于气流中旋翼噪声的测量。

图5 风洞鼻锥性能测试Fig.5 Wind tunnel test setup for nose cone performance test

3 试验结果与分析

3.1 背景噪声

试验背景噪声是在相应风速下不安装桨叶、桨毂以额定转速（1 050 r/min）旋转的条件下采集的。

图6 不同阵列位置时的背景噪声频谱对比Fig.6 Comparison of background noise spectra at different positions of array

图7 为下滑角6°、前进比0.150 时，阵列在x=0 时传声器1 与传声器11 的噪声及相应背景噪声频谱对比图。从图中可以看出：频谱的中低频段主要为脉冲噪声，高频段主要为宽频噪声。在整个频谱内，旋翼噪声水平明显高于背景噪声，说明旋翼噪声的测量具有较高的信噪比，测量结果可靠。

图7 旋翼噪声与背景噪声频谱对比Fig.7 Spectra comparison between rotor noise and background noise

图8 为未安装桨叶、桨毂以额定转速旋转、风速33 m/s、阵列在不同位置时天平整流罩上传声器23 的噪声频谱图。从图中可以看出：其噪声频谱对阵列位置的变化并不敏感，说明阵列自身不会产生额外的背景噪声。

图8 阵列不同位置时传声器 23 的频谱对比Fig.8 Comparison of mic 23 spectra at different positions of array

3.2 不同下滑角时桨-涡干扰噪声特性

图9 为阵列在x=0、不同下滑角时对应的传声器7 的声压-时间历程曲线，图10 为对应的频谱图。从图9 可以看出，与下滑角为-6°时相比，下滑角为6°时产生了明显的声压脉冲，由于此时前行侧桨尖马赫数为0.74，未产生激波，所以此声压脉冲信号主要成分不是高速脉冲噪声而是BVI 噪声。从图10可以看出：BVI 噪声在频谱上表现为明显的离散噪声，且主要集中在6～40 阶谐波频率（“中频”）部分。这与文献[1]中采用气流外测点测量旋翼噪声特性及对BVI 噪声频谱特性分析的结果是一致的，也在一定程度上说明了本次试验对BVI 噪声测量及分析的有效性。

图9 不同下滑角时噪声声压-时间历程对比（传声器 7，x=0，μ=0.150）Fig.9 Spectra comparison between different descent angles (mic 7,x=0,μ=0.150)

图10 不同下滑角时噪声频谱对比（传声器 7，x=0，μ=0.150）Fig.10 Spectra comparison between different descent angels (mic 7,x=0,μ=0.150)

以6～40 阶谐波频率进行声压级积分来表示BVI 噪声强度。图11 为前进比0.150 时不同下滑角桨盘下方的中频声压级云图，图中，v 为来流风速，黑色圆表示旋翼所在位置，箭头表示旋翼旋转方向。从图中可以看出：垂向力系数相同时，旋翼BVI 噪声的产生受下滑角的影响非常明显。在下滑角为-6°～6°时，随着旋翼下滑角增大，BVI 噪声声压级逐渐增强。6°下滑角时噪声增强最为明显，在前行侧和后行侧下方都出现了较强的BVI 噪声，且前行侧桨盘区域较大，主要集中在桨盘上游和桨盘下方，后行侧桨盘较小，主要集中在桨盘下游。这主要是因为随着下滑角增大（-6°～6°），旋翼尾迹倾斜并靠近桨盘平面，使得桨盘平面发生BVI 的位置增多，且在前行侧发生BVI 的位置比后行侧更多。

图11 不同下滑角时中频声压级云图 （μ=0.150，Cw=0.004 4）Fig.11 Mid frequency sound pressure level contour at different descent angles (μ=0.150,Cw=0.004 4)

前行侧最大声压级位置出现在下滑角6°、x=-0.5 m、传声器 9 处，位于前行侧桨盘下方；后行侧最大声压级位置出现在下滑角6°、x=-2.5 m、传声器 15 处，位于后行侧桨盘后下方。图12 为2 个阵列位置中频声压级随下滑角变化曲线图。从图中可以看出：总体上前行侧声压级大于后行侧，随着下滑角增大，2 处声压级都逐渐增大；在下滑角-6°～3°时，由于后行侧还未出现明显的BVI 噪声，前、后行侧声压级差量较大；在下滑角为6°时，前后行侧均出现了较严重的BVI 现象，声压级均明显增大，前行侧达到112.2 dB，后行侧也达到了110.7 dB。

图12 中频声压级随下滑角变化曲线（μ=0.150）Fig.12 Sound pressure level as a function of descent angel (μ=0.150)

3.3 不同前进比下的桨-涡干扰噪声特性

图13 为6°下滑角、不同前进比下的中频声压级积分云图。从图中可以看出：前进比为0.092 时，旋翼还未产生明显的桨-涡干扰噪声；随着风速增大，前进比达到0.138 时，前行侧出现了较明显的BVI噪声；当前进比达到0.150 时，后行侧桨盘下游出现了较明显的BVI 噪声。这说明BVI 发生的位置受前进比影响较为明显，前进比不同，BVI 在前行侧与后行侧分布也不同。从图13 还可以看出：随着前进比增大，BVI 噪声的传播有向桨盘下游偏移的趋势。这是因为随着前进比增大，旋翼尾迹涡线向桨盘下游移动，导致BVI 发生的位置向后移动。

图13 不同前进比中频声压级积分云图（θFT=6°）Fig.13 Mid frequency sound pressure level contour at different advance ratio (θFT=6°)

图14 给出了x=-0.5 m、传声器 9 和x=-2.5 m、传声器15 的中频声压级随前进比的变化曲线。从图中可以看出：随着前进比增大，前后行侧声压级都增大；前进比为0.150 时，后行侧出现了较强的BVI，声压级明显增大，由前进比为0.138 时的105.6 dB增大到了110.7 dB。

图14 中频声压级随前进比变化曲线（θFT=6°）Fig.14 Sound pressure level as a function of advance ratio(θFT=6°)

4 结 论

在大型声学风洞中利用气流内测量阵列开展了旋翼气动噪声特性试验，建立了基于旋翼下滑角的旋翼气动噪声气流内传播特性风洞试验测量方法，得到如下结论：

1）BVI 噪声表现为明显的离散噪声，且主要集中在频谱6～40 阶谐波频率，即频谱的中频部分。

2）BVI 噪声的产生与旋翼下滑角密切相关，在下滑角为-6°～6°时，随下滑角增大，BVI 噪声逐渐增大，且前行侧产生BVI 噪声的区域大于后行侧。

3）BVI 噪声的产生受前进比的影响较大，前进比为0.092～0.138 时，随着前进比增大，BVI 噪声逐渐增大且其传播逐渐向下游偏移。

4）BVI 噪声在气流内的传播具有明显的指向性，主要集中于前行侧桨盘中上游和后行侧桨盘下游，且前行侧声压级大于后行侧。