螺旋桨气动噪声数值模拟和实验研究

艾延廷，王腾飞，王 志 ，杨 健

1 引言

空气螺旋桨是把航空发动机的动力转化为飞行器推进力的工具。从飞机发明以来，螺旋桨就作为飞机的推进装置持续了几十年。直到20世纪50年代中期，随着涡喷和涡扇推进技术的不断完善，民机开始使用喷气推力技术。随着70年代世界石油危机发生以来，低耗油量的航空螺旋桨又获得人们重视，为其发展提供了一个新机遇[1]。然而长久以来与喷气推进相比，螺旋桨飞机的座舱内噪声与振动过大。螺旋桨做为螺旋桨飞机的主要噪声源，对飞机的安全飞行有重要的影响。螺旋桨噪声除了影响驾驶的舒适性、机场周边环境外，它所诱发的结构振动与声疲劳会严重影响飞机的安全性。针对国内一款小型双座新能源螺旋桨飞机，研究其螺旋桨气动噪声是一个非常有意义的课题。

近年来，文献[2-4]对轴流风机的气动噪声进行数值模拟，并取得了较好的预测结果。文献[5]分析了桨叶参数对螺旋桨性能和气动噪声的影响，文献[6]基于非结构网格分析了FW-H和Kirchhoff两种声学方法对旋翼气动噪声计算结果的影响。使用FLUENT软件滑移网格方法，运用大涡模拟和根据Farassat改进的FW-H声波方程[7-8]预测螺旋桨的旋转噪声，通过对螺旋桨进行非定常计算，得到螺旋桨在三种转速下旋转区声压级分布规律。

2 气动噪声数值模拟

2.1 几何建模与网格化分

图1 螺旋桨模型及计算区域网格Fig.1 Propeller Model and Compute Domain Grid

采用UG软件建立三维模型，如图1（a）所示。运用滑移网格方法处理模型，划分网格时将计算区域分为内场旋转域和外场静止域两部分。外场静止域采用结构化六面体网格，内场旋转域采用非结构化四面体网格。叶片表面进行局部加密处理，网格总数约为204万，如图1（b）所示。

2.2 计算参数及边界条件设定

对螺旋桨采用不可压缩气体模型，选用非定常的求解方式。湍流模型采用大涡模拟（LES）模型，螺旋桨旋转区域采用滑移网格模型（moving mesh）。求解控制采用基于压力求解器的PISO算法，压力离散格式选择 PRESTO！。在 1000r/min、1500r/min、2000r/min 三种转速下的时间步长分别为 Δt1=2×10-4s，Δt2=1.3×10-4s，Δt3=1×10-4s，迭代步数N=1500，每个迭代步数最多迭代次数为20次。当出口流量监控曲线和面积加权平均曲线趋于平稳时，可以认为非定常计算达到稳态解，应用FW-H方程计算噪声数据。

3 气动噪声试验

对螺旋桨进行整机地面远场噪声测试，螺旋桨桨叶数n=2，半径R=0.8m，桨毂半径Rh=0.06m，额定转速N=1500r/min。实验场地，如图 2（a）所示。

图2 实验场地及噪声接收点位置Fig.2 The Experimental Site and Noise Receiver Position

实验按照SAE ARP 1846A[9]标准进行测试，实验场选择空旷的露天场地，测点距离螺旋桨15R并按圆周分布，从螺旋桨正前方每隔10°布置测点共计19个测试点，测点布置，如图2（b）所示。螺旋桨数据采用多功能数据采集分析系统LMS SCADAS III，高精度ICP传声器、光电转速传感器，测量螺旋桨在1000r/min、1500r/min、2000r/min转速下各测点位置噪声声压信号。

10号测点在3种转速下的声压频谱。横坐标是频率，纵坐标是声压级。经过计算可知叶片在三种转速下的BPF（桨叶通过频率）分别为33.3Hz、50Hz和66.7Hz。可以看出图中的BPF与计算值一致。由图可以看见，这是在宽带噪声的基础上叠加了一系列的离散声，也就是所说的旋转噪声。通过对比，发现总声压级在低阶BPF附近，说明旋转噪声在低频位置占据主导地位。

三种不同转速下的声压级测试结果分布，如图3所示。从图中可知远场噪声随转速增加而增大。相同转速下，沿圆周方向，1号到10号测点声压级逐渐减小，11号到17号测点声压级逐渐增大，18和19号测点逐渐减小。据此可知，螺旋桨轴向声压级整体比径向的要大，在1、2号最大，9、10号最小。18，19号测点声压级减小是由于飞机机身反射对声的传播起到了一定的阻碍作用。

图3 测试声压级圆周分布图Fig.3 Circular Diatribution of Sound Pressure Level

4 结果及分析

4.1 螺旋桨表面压力波动

1500r/min下螺旋桨的流场特性，如图4所示。左图为螺旋桨压力面，右图为螺旋桨吸力面。压力面的压力最小值出现在r=（0.7R～0.9R）桨叶后缘，桨叶前缘压力较大；吸力面压力最小值出现在r=（0.4R～0.8R）桨叶前缘处，压力总体上从叶尖前缘往叶根后缘逐渐增大。当螺旋桨转动时，桨叶周期性的扫过周围不均匀的空气介质，并导致空气微团的周期性非定常运动，产生压力脉动并形成噪声，这就是通常所说的旋转噪声，又称为离散噪声。由图可知，桨叶前缘的压力波动较大，是螺旋桨离散噪声的主要组成部分。

图4 螺旋桨压、吸力面压力分布Fig.4 Pressure on Suction and Pressure Side of Propeller

4.2 声压级分布结果对比

将经过大涡模拟和FW-H模型处理后的噪声数据通过快速傅里叶变换（FFT），得到螺旋桨的远场气动噪声声压级。在三种不同转速下，仿真声压级分布与实验值基本吻合，如图5所示。由图可见螺旋桨远场噪声随转速增大而增大，同转速下噪声都在90°附近达到最小值。即螺旋桨径向噪声声压级最小，沿圆周从径向方向向轴向方向噪声逐渐增大。在1500r/min噪声声压级时，预测值比实验值最大相差7.1dB，由于本次测试没有考虑机身及地面的反射作用，使得计算结果比实验值整体偏小，考虑到这些因素可以认为数值模拟预测结果是可信的。

图5 各转速下噪声声压级指向性分布Fig.5 Noise Directivity Distribution in Different Speed

4.3 旋转区域声压级分布分析

为研究螺旋桨旋转区域不同位置声压级分布规律，在螺旋桨桨尖、前缘、后缘共布置B/D/E系列和A、C、F等共16个观测点。其中D5、E5与B系列点重合，观测点布置（图略）。

螺旋桨在三种转速下，桨尖区域的声压级在（100～118）dB范围内；随转速增加，B系列观测点的声压级逐渐增大；不同转速时，桨尖噪声声压级的分布规律成相同趋势，在进口区域和出口区域较低，沿着旋转区域靠近桨叶附近逐渐增大，在桨尖正上方达到最高。由于桨顶区域的气动噪声主要是叶尖涡的扩散引起的，在50%的区域达到最大，因此可以推断，随着转速的增加，叶尖涡的强度和影响都会增大。

螺旋桨在三种转速下，在旋转区域靠近前缘的声压级在（101～120）dB范围内；随转速增加，D系列观测点的声压级逐渐增大；不同转速时，螺旋桨前缘噪声声压级的分布成相同趋势，在叶根处声压级较低，沿径向到桨尖方向逐渐增大，在叶高为60%时达到最大，随后逐渐减小。说明桨叶前缘分离涡在前缘中上位置的影响最大。E系列观测点的声压级分布与D系列的较为类似。螺旋桨在三种转速下，在旋转区域靠近后缘的声压级在（100～117）dB范围内；随转速增加，E系列观测点的声压级逐渐增大；不同转速时，螺旋桨后缘噪声声压级的分布成相同趋势，在叶根处声压级较低，沿径向向桨尖方向逐渐增大，在叶高为60%时达到最大，随后逐渐减小。

将A、C、F等3点分别与B3、D1、E1等3点的声压级做差值，发现在不同转速下，A与B3的差值均比其他两组大，说明叶尖涡的强度沿径向方向衰减较大，桨叶前缘分离涡的强度沿轴向方向衰减较小。综合以上分析并对比B/D/E系列观测点声压级可知，D/E系列观测点的噪声声压级较高，B系列观测点的较低。证明在不同转速下，对螺旋桨气动噪声影响最大的是桨叶前缘分离涡，影响较小的是叶尖涡。

5 结论

对某飞机螺旋桨进行了气动噪声的实验和数值模拟。并对气动噪声的声压级分布、频域特性的计算及对比分析。得出以下结论：（1）提出运用大涡模拟和FW-H模型对螺旋桨气动噪声进行了仿真计算，计算的声压级分布与实验数据基本吻合，验证了计算的正确性。（2）研究表明，大涡模拟和FW-H模型在计算气动噪声时具有良好的准确度，不足之处在于没有考虑飞机机身和地面的反射作用，造成仿真结果比实验数据略小。（3）桨尖、前缘声压级随转速增加而增大，相较而言，螺旋桨前缘噪声声压级较大，证明前缘分离涡在一定工作条件下影响的区域和强度更大。