基于HHC方法的旋翼噪声抑制机理及参数影响

旋翼桨-涡干扰(BVI)噪声是旋翼气动噪声抑制的主要对象之一。其中,高阶谐波控制(HHC)是一种较为有效的噪声主动抑制方法。为探究HHC方法的降噪效果、降噪机理及参数影响规律,基于嵌套网格生成方法,采用可压雷诺Navier-Stokes方程对流场进行求解,建立了适合于模拟旋翼桨-涡干扰流场的计算流体力学(CFD)数值方法。在流场CFD分析的基础上,采用FW-H(Ffowcs Williams-Hawking)方程预测桨-涡干扰状态下的旋翼噪声,通过对施加高阶谐波控制后的BO-105模型旋翼BVI噪声进行算例验证,得到了一套可以应用于高阶谐波控制下旋翼BVI噪声估算的CFD/FW-H方法。通过对不同HHC方案的数值模拟,发现在直升机斜下降状态下,施加高阶谐波控制后的旋翼BVI噪声能够降低多达4~7dB。进一步,细致分析了HHC方案的控制频率、输入相位以及输入幅值3个参数对旋翼BVI噪声抑制效果的影响,得到了相关参数的影响规律。并且,基于输入幅值对HHC降噪效果的影响规律,对高阶谐波控制方法的降噪机理做出了进一步的说明。     

基于IBC方法的旋翼BVI噪声主动控制机理

为揭示单片桨叶控制(IBC)主动控制技术抑制旋翼桨-涡干扰(BVI)噪声的降噪机理,建立了一套基于CFD/CSD/FW-H_pds方程的综合噪声分析方法。旋翼桨-涡干扰噪声与旋翼桨叶载荷特性、气动变形以及旋翼桨尖涡结构等密切相关,为有效模拟旋翼桨叶的载荷特性及桨尖涡结构,将Navier-Stokes方程作为前飞流场的主控方程,空间离散上采用三阶MUSCL插值格式与通量差分裂Roe格式相结合;时间方向上采用双时间法,使用隐式LU-SGS格式在伪时间方向上进行推进;湍流模型采用对分离流动具有较好捕捉能力的Spalart-Allmaras模型。为提高旋翼桨叶弹性变形运动的模拟精度,建立了基于Hamilton变分原理的CSD模型,并与高精度的CFD求解器结合,发展了适合旋翼桨叶变形及载荷特性模拟的流固耦合分析方法。在CFD/CSD耦合方法分析流场基础上,使用可穿透空间积分面的FW-H_pds方法对旋翼气动噪声特性进行计算。首先,对流场及噪声数值方法进行验证;然后,着重针对UH-60A旋翼的斜下降飞行状态,分别对有/无IBC噪声主动控制条件下的旋翼BVI气动噪声特性进行了模拟,相位角、幅值和频率等不同控制参数的影响对比分析结果表明:IBC主动控制减小了前行侧桨叶表面尤其是桨叶尖部的负压峰值,降低了桨-涡干扰发生位置附近的桨叶气动载荷;同时主动控制后的桨尖涡集中程度变弱,并且增加了桨叶与桨尖涡之间的相遇距离,从而显著降低了桨-涡干扰噪声;选取合理的相位角、幅值和频率等主动控制参数组合,BVI噪声降低可达5~7dB。     

高阶谐波控制对旋翼桨-涡干扰载荷和噪声的影响

直升机小速度平飞和斜下降飞行时会产生严重的桨-涡干扰(BVI)噪声。基于修正Beddoes尾迹/桨叶动力学耦合方法和Farassat 1A公式,建立了一个新的能够计入高阶谐波控制(HHC)影响的旋翼桨-涡干扰气动载荷和噪声计算模型。在该模型中,高阶谐波控制引起的桨尖涡附加位移通过对高阶入流进行时间积分推导得出,而单一阶次的谐波输入引起的各阶谐波响应通过传递函数来确定,传递函数则由桨叶的动力学特性计算。首先对HARTⅡ旋翼斜下降飞行状态的桨-涡干扰气动载荷进行了计算模拟,验证了所建立方法的可靠性。然后,着重研究了在典型的三阶谐波桨根激励下,不同输入相位对HARTⅡ旋翼桨-涡干扰气动载荷和噪声特性的影响。结果表明:桨叶的动力学特性尤其是扭转特性对高阶谐波控制效果影响显著,且高阶谐波输入的相位选择对桨-涡干扰噪声的控制至关重要,若控制相位选择不当,反而会增大旋翼噪声。     

新型桨尖抑制旋翼跨声速噪声特性的影响机理分析

为研究不同形式的新型桨尖在抑制旋翼跨声速噪声特性方面的作用机理,以UH-1H模型旋翼为基准,开展了多种后掠和前掠桨尖对旋翼高速脉冲噪声特性的数值分析研究。采用积分形式的可压缩雷诺平均NavierStokes(RANS)方程作为旋翼流场求解控制方程,时间推进方法采用高效的隐式LU-SGS格式,空间方向采用高精度的Roe-MUSCL格式,湍流模型选用Baldwin-Lomax模型。在CFD方法验证基础上,采用基于可穿透旋转积分面的鲁棒性较好的FW-H_pds方程来求解旋翼高速脉冲(high-speed impulsive,HSI)噪声,并通过对UH-1H模型旋翼的跨声速噪声的计算,验证了噪声预测方法的有效性。在此基础上,研究了在不同桨尖马赫数下的旋翼桨尖附近的离域化(delocalization)现象以及高速脉冲噪声特性,通过四极子噪声和单极子噪声的对比分析,揭示了旋翼跨声速噪声产生机理。然后,着重研究了不同外形参数的后掠和前掠桨尖旋翼在抑制旋翼跨声速特性方面的影响规律。计算结果表明:随着桨尖马赫数的增加,旋翼高速脉冲噪声辐射愈加强烈,离域化现象愈加明显;后掠和前掠桨尖旋翼均可以不同程度地减弱激波强度,能有效抑制离域化现象的产生,从而降低旋翼跨声速噪声水平;前掠桨尖旋翼还可以驱使激波位置向桨叶内侧移动,减弱其对桨叶外部空间区域的影响,能更有效地抑制离域化现象的产生。     

基于主动后缘小翼控制的旋翼厚度噪声试验

基于声压相消原理,提出了一种基于主动后缘小翼控制的旋翼厚度噪声降噪方法。基于Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H)方法给出了后缘小翼主动控制条件下旋翼气动噪声的计算公式;进行了试验总体方案设计,在全消声室开展了噪声主动抑制的开环试验(扫频、扫相和扫幅),并与数值计算结果进行了对比,验证了计算方法及试验的有效性;分析了后缘小翼偏转参数(幅度、频率、初始相位)对旋翼厚度噪声降噪的影响规律;分析了观测距离对厚度噪声降噪的影响。试验结果表明:不同频率的偏转规律均有一个最优的初始控制相位,合适的偏转规律相位能有效降低桨盘平面内观测点的厚度噪声2～3 dB。     

改进型CLOR桨尖旋翼悬停状态气动噪声特性试验与预估分析

结合试验及数值模拟方法对具有改进型CLOR(CLOR-Ⅱ)桨尖模型旋翼悬停状态气动噪声特性进行研究.在CLOR桨尖旋翼基础上,兼顾旋翼噪声特性和气动性能,对旋翼气动外形进行改进.为在获得高气动性能(大拉力)的同时限制旋翼气动噪声的过快增长,采用曲线前后掠组合、尖削及多种翼型分段配置等设计方法,以抑制跨声速流范围,达到降低气动噪声的目的.作为参考验证,文中还同时进行了相同实度的矩形桨叶、常规后掠新型桨尖的旋翼气动噪声特性的测量试验.考虑到传播距离和方向角(与桨盘平面的夹角)等因素对噪声辐射特性的影响,试验中对不同观测点的噪声进行了测量.同时为反映桨尖马赫数(压缩性)对旋翼噪声特性的影响,还测量了多种转速下的旋翼噪声特性.为充分分析新型桨尖旋翼的噪声特性,本文采用了基于CFD/Kirchhoff方法的旋翼噪声分析方法对试验中较难开展的高桨尖马赫数状态进行预估分析,分别给出了上述不同桨尖旋翼表面等马赫线、近场声压时间历程等跨声速流场细节.通过试验与数值分析,得出了关于CLOR-II型桨尖旋翼气动噪声特性的影响规律,与参考旋翼相比验证了该新型桨尖旋翼在提高气动性能的同时具有良好的噪声特性.     

悬停状态倾转旋翼噪声试验及数值计算

结合消声室试验和数值计算研究了悬停状态倾转旋翼气动噪声特性。消声室试验采用孤立倾转旋翼模型,测试了不同总距角和桨尖马赫数状态的气动噪声数据。数值计算基于CFD(computational fluid dynamic)结合FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)声学方程的方法,采用试验数据验证了计算模型的可靠性。分析了倾转旋翼的噪声传播特点以及拉力系数和桨尖马赫数对噪声总声压级的影响,并对比了孤立旋翼和双旋翼状态的气动噪声特性。结果表明:倾转旋翼噪声随着拉力系数和桨尖马赫数的增加均有所增加,维持旋翼拉力不变时降低桨尖马赫数虽然使得拉力系数增加,旋翼噪声水平仍然降低;倾转双旋翼噪声相对纵向平面对称分布,在多个方位角区域存在着局部最大值,这和双旋翼噪声传播时的相互叠加以及双旋翼间气动干扰相关。      

具有特型桨尖旋翼悬停状态气动噪声的初步试验研究

开展悬停状态下的具有CLOR桨尖旋翼气动噪声试验研究.为进行噪声特性对比,共设计完成三副模型旋翼,分别为参考的矩形桨叶、常后掠桨尖的桨叶以及具有CLOR桨尖气动外形的桨叶.在外场环境下,进行这三副模型旋翼在不同转速、不同桨叶安装角条件下及不同观测点上的旋翼气动噪声测量实验,测量包括声压级大小、声压时间历程及声压级频谱等.根据试验结果,对比分析具有CLOR特型桨尖旋翼与矩形桨尖以及常后掠桨尖旋翼的悬停气动噪声特性,并借助于CFD方法,以模拟桨叶上的气动载荷分布特性,得出关于非常规气动外形桨尖对旋翼气动噪声特性的影响规律,并初步体现了CLOR桨尖旋翼具有良好的噪声特性.     

电控旋翼低频面内谐波噪声主动控制试验

为降低旋翼低频面内谐波噪声,以电控旋翼(ECR)综合试验系统为平台,开发了相应的噪声测试与控制系统,并提出了电控旋翼噪声频域自适应主动控制方法。在此基础上,开展了悬停状态下的低频面内谐波噪声闭环主动控制试验。试验中,襟翼控制频率为10Hz以桨尖平面内传声器所测噪声作为闭环反馈,另两个位置处传声器所测噪声作为监测量,同时对桨毂位置处的振动水平进行监测。施加主动控制后,控制系统历时约5s达到稳态,收敛速度较快且收敛过程无明显超调;最大可降低桨盘平面传声器位置处的低频面内谐波噪声为9.4dB,桨毂位置处旋翼通过频率振动水平则略有增大。试验结果表明该噪声测试与控制系统可有效实现电控旋翼低频面内谐波噪声控制,同时也验证了频域自适应算法用于减小低频面内谐波噪声的可行性及有效性。      

新型桨尖抑制旋翼跨声速特性的影响分析

为研究不同形式的新型桨尖在抑制旋翼跨声速特性方面的作用,开展了多种桨尖对旋翼局部流动及气动特性影响的数值分析研究.发展了基于高效嵌套网格方法的旋翼流场高精度CFD求解方法.在此基础上,详细分析了桨尖外形对旋翼桨叶跨声速区域激波强度、激波诱导气流分离、桨尖涡尾迹及气动性能的影响.数值结果表明:桨尖的后掠和上反在缓解旋翼跨声速特性方面的作用相对较小;桨尖前掠和下反能更有效地减少桨尖外端跨声速区域,降低该位置激波强度并缓解激波-附面层干扰诱导的气流分离;后掠桨尖在减小旋翼反扭矩方面的整体效果良好,直线前掠桨尖在大桨盘拉力状态能够更有效降低旋翼扭矩(直线前掠30°时,扭矩降低达12.3%),桨尖下反可以有效抑制桨尖涡强度(抛物下反30°时,桨尖涡强度降低50%),并加快桨尖涡尾迹的耗散.      

旋翼桨尖形状对噪声影响量级的研究

在求解直升机旋翼流场的基础上,预测了旋翼悬停状态下的高速冲击远场噪声,并且针对不同桨尖形状所引起的气动噪声量级作了对比计算,分析了噪声产生机理,并提出了有利于降噪的方法,体现出旋翼CFD技术与Kirchhoff方法相结合的良好应用前景。     

旋翼桨涡干扰噪声开环桨距主动控制研究

直升机在斜下降飞行时旋翼产生的桨涡干扰(BVI)噪声十分严重,桨距主动控制是降低旋翼BVI噪声的有效手段之一。为摸索其对旋翼BVI噪声的影响规律并阐释其机理,开展了开环桨距主动控制对旋翼BVI噪声的影响研究。建立能够计入开环桨距主动控制的旋翼自由尾迹模型,并结合翼型气动力模型及基于FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的旋翼载荷噪声计算模型,建立旋翼BVI噪声开环主动控制模型。以40%缩比的4桨叶BO-105直升机模型旋翼为算例,在风洞配平状态下开展开环桨距主动控制对旋翼BVI噪声的影响研究。通过分析算例旋翼在不同相位、幅值的桨距主动控制下的BVI噪声声压级、桨盘气动载荷及桨盘迎角分布,总结出开环桨距主动控制影响旋翼BVI噪声的规律,并初步阐释了其机理:适当的桨距主动控制可改善桨盘迎角分布,降低桨涡干扰位置附近的桨叶气动载荷,从而降低BVI噪声。     

带下反桨尖旋翼气动噪声数值分析

采用高精度、高效的CFD(计算流体力学)方法求解旋翼流场,在获得准确的流场信息的基础上,噪声计算采用基于声类比法的FW-H方程进行求解。利用算例对气动噪声预估方法进行了验证,针对带不同下反角度桨尖旋翼的悬停状态和前飞状态的气动噪声进行了对比计算分析,着重开展了下反角为0°、20°和45°的三副旋翼的近场噪声及地面噪声计算分析,结果表明,下反桨尖具有降噪效果,能够在一定程度上抑制旋翼气动噪声。     

锯齿状桨尖旋翼悬停气动特性试验研究

从仿生学角度出发，结合旋翼空气动力学特点，设计了一种全新的具有后缘锯齿桨尖的模型旋翼。定性分析了锯齿桨尖的桨尖涡，以及对旋翼气动性能、振动特性、气动噪声的影响。在旋臂机上分别对矩形、尖削、后缘锯齿桨尖的模型旋翼进行了悬停气动特性试验。试验结果表明，锯齿桨尖旋翼的悬停效率有显著提高，振动及噪声水平比另两种旋翼有明显降低。试验验证了分割离散桨尖涡思想的正确性和可行性。进一步的试验研究正在开展中。     

基于PIV技术的纵列式双旋翼尾迹特性实验研究

将现有单旋翼实验台进行改装,以适合于纵列式双旋翼的实验研究。基于PIV技术,针对悬停和前飞状态下的纵列式双旋翼时的桨尖涡特性进行了测量。通过改变前后旋翼的水平和轴向间距,调整两旋翼之间的重叠区域,研究了不同气动布局纵列式双旋翼干扰状态下的尾迹结构,并与单旋翼进行了对比。结果表明:悬停状态,随两旋翼纵向间距的增加,桨尖涡的轴向位移也逐渐增大,但桨尖涡径向位移并不是随纵向间距的改变而规律变化,在纵向间距为1.8R附近时最小;而双旋翼轴向间距的变化对桨尖涡的径向和轴向位移均有影响,但变化都不是很大。     

主动扭转智能旋翼频域研究及仿真

以直升机主动扭转智能旋翼的数学模型作为控制对象,以主动桨尖偏转引起的桨毂五力素的4阶谐波分量作为输出项,以主动桨尖偏转角作为输入项,建立了多输入多输出控制系统;在此基础上,对主动扭转智能旋翼数学模型进行仿真控制试验,研究不同频率组合的控制信号对桨毂五力素4 Ω谐波分量的抑制影响.     

新型桨尖旋翼气动布局计算及试验验证

建立了一套适合于新型桨尖旋翼气动特性分析的计算方法,利用该方法计算分析了扭转及弦长分布等参数变化对新型桨尖旋翼气动特性的影响,对新型桨尖旋翼和抛物线后掠旋翼的气动特性进行了数值模拟,开展了新型桨尖旋翼和抛物线后掠旋翼的悬停气动性能试验研究,验证了理论分析的结果。     

直升机旋翼对尾桨非定常气动载荷的影响

悬停和侧滑状态的直升机主旋翼桨尖涡将穿透尾桨桨尖平面,由此导致尾桨非定常气动载荷发生明显变化。为更准确地模拟由主旋翼/尾桨干扰产生的尾桨非定常气动载荷变化,通过在面元压力项中增加由旋翼桨尖涡诱导的时变项,体现旋翼桨尖涡速度和几何时变对桨叶非定常压力的影响,同时采用涡面镜像法修正涡粒子法的黏性项,确保桨叶附近区域旋翼涡量守恒,建立旋翼尾迹对尾桨叶的非定常气动干扰模型,并耦合面元/黏性涡粒子法,构建直升机主旋翼/尾桨干扰下的尾桨非定常气动载荷分析方法。通过计算AH-1G旋翼桨叶非定常气动载荷特性,并与实验测量值、计算流体力学(CFD)计算结果对比,验证本文非定常气动干扰模型的有效性。随后基于NASA ROBIN(Rotor Body Interaction)模型分析悬停、侧风和60°右侧滑状态主旋翼对尾桨非定常气动载荷的影响,分析表明主旋翼尾迹对尾桨非定常气动载荷影响显著。悬停状态的主旋翼/尾桨干扰导致尾桨拉力平均值下降、非定常气动载荷显著增加;左侧风状态,主旋翼/尾桨干扰削弱尾桨"涡环"程度,显著增加尾桨拉力和非定常气动载荷;60°右侧滑状态,主旋翼/尾桨干扰导致尾桨拉力损失最大,且在低速侧滑状态出现尾桨拉力"迅速恢复"现象,尾桨非定常气动载荷幅值迅速增加。     

直升机桨距主动控制对旋翼性能的影响

为摸索直升机桨距主动控制对旋翼性能的影响规律并揭示其机理,首先建立能够考虑2阶谐波桨距控制影响的旋翼气动力模型,进一步建立相应的直升机飞行动力学模型,将旋翼需用功率作为性能评估的依据,在全机配平状态下开展2阶谐波桨距控制对旋翼性能的影响研究.对于样例直升机,前进比为0.2时,施加任何2阶谐波桨距控制均使旋翼需用功率增加;前进比为0.35时,施加幅值为1.5°、初相位为90°的2阶谐波桨距控制使旋翼需用功率降低约5%.通过分析样例直升机桨盘平面迎角分布和阻力系数分布,总结出利用2阶谐波桨距控制提升旋翼性能的物理本质:当直升机处于高速、大载荷飞行状态时,施加适当的2阶谐波桨距控制可以改善桨盘平面迎角分布,推迟后行边桨叶失速,从而降低旋翼需用功率,有效提升旋翼性能.     

直升机前飞旋翼桨尖涡定常质量射流控制计算

针对直升机前飞状态开展了旋翼非定常桨尖涡的模拟,采用定常桨尖空气质量射流(TAMI)控制方式对旋翼桨尖涡进行了控制。建立了一个适用于前飞旋翼桨尖涡高精度捕捉和质量射流控制模拟的数值方法,在该方法中,采用有限体积法进行空间离散,应用5阶Roe-WENO(weighted essentially non-oscillatory)格式进行流场重构及控制面对流通量计算;采用双时间方法进行时间推进,伪时间步上应用隐式LU-SGS(lower upper symmetric Gauss-Seidal)格式;引入射流边界条件对质量射流进行模拟;采用运动嵌套网格方法对前飞旋翼桨尖的挥舞运动进行模拟,并对桨叶网格和背景网格进行针对性加密。基于所建立的方法对前飞状态旋翼非定常桨尖涡及其质量射流控制进行了模拟,计算结果表明:前飞状态下旋翼桨尖涡存在较大的前后差异,桨盘前侧的桨尖涡涡核强度远小于桨盘后侧;桨盘前侧旋翼桨尖涡的涡核强度很难由定常质量射流控制来减弱,而桨盘后侧的旋翼桨尖涡则可以通过定常质量射流得到有效控制。