涡桨飞机气动噪声的预估方法

王天波,夏冰,杜晨曦,丁亚修

(中航西飞民用飞机有限责任公司,西安 710089)

由于其良好的经济性与起降性能,涡桨飞机在军民用飞机市场有着重要地位[1-2]。相对于涡扇飞机,涡桨飞机的螺旋桨直接暴露在空气中,所产生的强烈噪声将传播到远场以及机体表面,导致相对于涡扇飞机更严重的噪声问题[3]。随着国际民航组织、中国民航局等不断持续提高适航噪声标准,降低涡桨飞机气动噪声已经成为其设计的关键问题[4]。各国对航空器噪声的要求越来越严格,现有所有型号的民用航空器都必须满足制造国以及国际民用航空组织(International Civil Aviation Organization,ICAO)的噪声限值。而准确预估涡桨飞机噪声特性,对于开展飞机低噪声设计、确保其环保性以及舒适性有着重要意义[5]。

螺旋桨、增升装置与起落架是涡桨飞机最主要的噪声源,准确预测这三个噪声源的噪声特性是涡桨飞机噪声预测前提。另一个需要引起重视的是机体对螺旋桨噪声的散射。由于螺旋桨距离机舱很近,其桨尖距离机舱表面往往不足1 m,机舱表面将对螺旋桨噪声产生强烈的散射,进而显著影响螺旋桨噪声在近场与远场的分布。因此,要准确预测涡桨飞机噪声特性,必须考虑机体对螺旋桨噪声的散射。

基于气动声学基础理论的飞机气动噪声工程预估方法是飞机低噪声设计的重要工具。欧美国家基于其丰富的气动噪声试验数据,结合深入的发声机理研究,发展了各自的预估方法。较有名的有欧洲的工程科学数据集(engineering sciences data unit,ESDU)噪声预估系列程序[6]以及美国航空航天局(National Aeronautics and Space Administration,NASA )的ANOPP(aircraft noise prediction program)噪声预估平台[7]。这两套预测系统均包含发动机噪声、螺旋桨噪声、机体噪声等预估能力以及大气衰减、地面反射等多种修正,广泛应用在飞机设计上。而NASA正在开发的下一代预测平台ANOPP2则重点加强了对噪声安装效应的预测,对翼身融合体等新型布局的预测更为准确[8]。

近年来,为满足民机工业发展的需要,相关单位也陆续开展飞机噪声预测技术研究。张召悦等[9-10]先后研究了基于航迹特征和航迹分段的飞机噪声预测技术;董宁娟等[11]研究了基于VA-ONE的涡桨飞机湍流边界层噪声计算方法。徐康乐[5]、李卿[12]等发展了基于物理机制模型的机体噪声预测方法。这些方法的建立,为飞机噪声的快速预测提供了更可靠的手段。

气动噪声是民用飞机适航审定的重要部分,进行飞机气动噪声预估是开展噪声适航审定的基础。现基于螺旋桨噪声与机体噪声工程预估方法,结合等效噪声源法来预测机体对螺旋桨噪声的散射,形成涡桨飞机气动噪声预估程序,并采用某型涡桨飞机的飞行试验噪声数据进行对比验证。

1 预估方法

1.1 机体噪声预估方法

飞机在干净构型下,机翼、尾翼等产生的尾缘噪声是飞机主要的机体噪声源,高雷诺数流动下的尾缘噪声,来源于机翼表面附面层的不稳定以及湍流附面层与机翼尾缘的相互作用。尾缘噪声的声能量主要集中在高频段,因其噪声主要源于小尺度的附面层湍流。

起降构型下的增升装置噪声主要由缝翼噪声、襟翼边缘噪声以及导轨噪声等组成。襟翼边缘噪声是增升装置噪声的重要组成部分,尤其是襟翼载荷较大的飞机。增升装置噪声的主要特点有:频域范围宽;产生机理多样且复杂,与分离流动、涡脱落、脱落涡与结构相互作用等复杂流动现象有关;增升装置噪声与飞机结构的耦合作用,并影响噪声的产生于传播过程。

采用Fink的机体噪声预估方法分别对飞机的机翼、平尾、垂尾、增升装置的噪声进行预估。该方法对每一个机体部件的噪声产生机理、声强大小、指向性与频谱特性等分别进行分析计算,然后求出总的机体噪声。

飞机机体部件远场噪声均方声压可以统一用公式[13]表示为

(1)

Π*=K(M0)aG

(2)

1.2 起落架噪声预估方法

起落架是飞行器起降装置,同时也是飞机的重要噪声源。起落架的特点如下。

(1)结构复杂:起落架关系到飞机起飞时的滑跑以及降落时的减速,通常由机轮、主支杆、侧支杆、扭力臂、刹车盘及各种管线组成,部件繁多、结构复杂。

(2)部件尺度范围大:起落架的机轮直径通常是1 m量级;其次是各种支杆,尺寸范围0.1～0.2 m;各种管线、台阶、螺孔等,尺寸通常在0.01 m左右。

(3)气动外形差:为了满足检查与维修的要求,起落架部件大部分暴露在气流中,气动外形差、产生的噪声强烈。

起落架噪声的预估基于Boeing公司发布的预估方法。该预估方法基于气动声学的幂次定律,声压表达式[14]为

(3)

式(3)中:p为声压;α为大气衰减系数;β为辐射效率因子,表征起落架运动的能量向不稳定流动的转换效率;F为无量纲频谱函数,是St的函数,采用试验数据进行修正;D为指向性函数。

1.3 螺旋桨噪声预估方法

对涡桨飞机来说,螺旋桨是飞机的噪声主要来源。螺旋桨气动噪声来源于高速运动的螺旋桨桨叶与空气之间的相互作用以及剧烈变化的螺旋桨尾流。从频谱特性分析,将螺旋桨噪声分为旋转噪声和宽频噪声两部分,前者源于螺旋桨桨叶对周期空气的排挤以及桨叶表面气动力对空气的反作用,分别对应厚度噪声和载荷噪声;后者则由桨叶与湍流的相互作用以及尾流中的湍流运动而产生,对应四极子声源噪声。

对螺旋桨噪声源的预估采用Hanson的频域方法。Hanson的螺旋桨频域预估理论基于Goldstein的运动介质通用声类比理论,通过将桨叶沿径向和弦向离散成面元,并将面元简化成线性单极子与偶极子来预测螺旋桨噪声。

根据Hanson的螺旋桨噪声理论,螺旋桨噪声主要由厚度噪声与载荷噪声两部分组成。

厚度噪声表达式[15]为

(4)

(5)

(6)

式中:Vn(φ0)为桨叶位于方位角φ0时的法向速度;ΔA为离散桨叶面元的面积;φs为桨叶面元在延迟时间τ=0时的方位角。

(2)载荷噪声可以表示为

(7)

(8)

(9)

(10)

式中:下标t′,x′分别表示圆柱坐标系中的切向与轴向;Mr为桨叶截面的相对马赫数;Φ为气流角。

综上,可以得出螺旋桨噪声源的强度。其中桨叶截面的升力系数与阻力系数采用翼型气动力预估方法来得出。

在获得螺旋桨噪声源的强度后,整个螺旋桨用分布在桨盘区域内的大量单极子噪声源与偶极子噪声源来代替。这些噪声源在远场接收点产生的声压的和,则是螺旋桨的远场噪声。点声源在远场接收点产生的声压采用格林函数的方法来求解

运动介质中、频域格林函数[6]表达式为

(11)

(12)

(13)

式中:x与y分别为接收点与声源的位置;M为来流马赫数;β2=1-M2;S为幅值半径;σ为相位半径。

对于机翼诱导流动的影响,采用升力面法求解机翼周围的势流场。升力面法采用涡环代替真实机翼。这种方法最大的优势是易于编程实现。在升力面法中,需要满足带有弯度和任意平面形状的机翼表面边界条件来确定每一个涡的强度。求出所有涡环的强度之后就可以通过Biot-Savaart定律求出机翼周围的诱导流场。与自由来流场叠加之后就得到流场内任意一点处的总速度,既能够得到螺旋桨旋转平面内的诱导速度。

1.4 螺旋桨噪声机体散射预估方法

对螺旋桨噪声机体散射的计算采用等效噪声源法(equivalent source method,ESM)[16]。该方法的思想是在虚拟的声源面上布置单极子声源,用各个点声源产生的声压代替散射声压,如图1所示。散射声压与入射声压在散射面需要满足阻抗边界条件。

图1 控制点与等效点声源分布示意图

强度为Qm的单极子声源在接收点产生的声压为

Pm(x,y,ω)=Qm(y,ω)G(x,y,ω)

(14)

控制点上的散射声压是每一个单极子声源在该点产生的声压的和,由此可得出描述散射声压与等效点声源之间关系的线性方程为

Psc=AQeq

(15)

Aij=G(xi,yj,ω)

(16)

式(16)中:A为传递矩阵;i、j分别为控制点与等效点声源编号。

而控制点上散射声压的法向梯度可以写为

∇nPsc=BQeq

(17)

Bij=∇nG(xi,yj,ω)=ni∇G(xi,yj,ω)

(18)

在散射面上,声压分布需要满足阻抗边界条件,即

(19)

式(19)中:Pt=Psc+Pin为总声压;Pin为入射声压;Z为声阻抗。将散射声压Psc与法向梯度∇nPsc代入式(19)中,最后可得

(20)

入射声压Pin为螺旋桨噪声,通过前述的螺旋桨噪声预估方法可以得出,因此求解式(20)则可得到各个等效点声源的强度,进而求出散射场。散射场与入射场的叠加,则为总声场。

2 气动噪声预估方法验证

基于上述预估方法,开发了涡桨飞机气动噪声预估程序。程序采用MATLAB语言编写,形成了包含机体噪声、起落架噪声、螺旋桨噪声、机体散射、机体表面声压等预测功能,满足了涡桨飞机噪声特性预测需要。

针对涡桨飞机噪声特性预测技术,先对螺旋桨噪声预测方法进行验证,进一步分析机翼诱导流动对螺旋桨噪声的影响,最后采用某型涡桨飞机适航时的噪声数据,对该预测技术进行综合验证。

2.1 螺旋桨噪声预测方法验证

对螺旋桨噪声模块的验证使采用文献[15]中的六叶桨。桨叶气动外形相关参数以及各个截面上的稳态和非稳态升阻力系数、相对马赫数以及迎角在文献[15]中已经给出,在此直接引用。根据文献[15]给定的气动外形数据,在程序中生成的六叶桨模型如图2所示。为了能够得到详细的指向性图,在观察点圆环上按10°间隔取36个等间距的观察点,观察点在螺旋桨旋转平面内距旋转中心1.5 m。表1给出了螺旋桨工作条件相关的参数。针对该工况下的螺旋桨噪声进行预测,并与文献[15]中给出的预测结果进行对比。

表1 螺旋桨工作条件

图2 六叶螺旋桨几何外形

为了充分对比,本文中还选取了也采用Hanson理论的ESDU 11005[17]软件加入对比。将三者的厚度噪声、载荷噪声、总噪声和相位角的计算结果进行对比如图3所示。从图3中可以看出,对螺旋桨厚度噪声的预测结果与Hanson的预测结果相比,偏差小于0.5 dB,载荷噪声预测结果偏差小于0.3 dB。因为载荷噪声占主导,所以螺旋桨总噪声预测结果和Hanson计算结果吻合较好,整体偏差小于0.4 dB。而程序对螺旋桨噪声相位的计算结果与Hanson的计算结果基本一致。

图3 螺旋桨噪声预测结果对比

2.2 机翼诱导流动对螺旋桨噪声的影响

采用文献[15]中的六叶桨进一步研究机翼诱导流动对螺旋桨噪声特性的影响,选取平直翼和后掠翼两种机翼形式。平直翼和后掠翼的展长、投影面积、平均气动弦长、展弦比、根梢比、上反角、最大弯度和最大弯度位置都相同,只有前缘后掠角不同,相关参数见表2。基于表2中的相关参数,在程序中生成的平直翼和后掠翼的3D图如图3和图4所示。对比考虑诱导流动和不考虑诱导流动情况下观察点处的声压大小和指向性。

表2 平直翼和后掠翼相关参数

图4 平直翼模型

图5 后掠翼模型

噪声预测观察点位于螺旋桨旋转平面内,距离旋转中心50 m的一个圆环,周向设置36个观察点,间隔为10°,这组观察点能够考察对流效应和非定常载荷效应的影响,给出螺旋桨旋转平面的指向性。

为了便于比较,平直翼和后掠翼的来流条件统一设置为总升力系数CL=0.4,相关计算参数如表3所示。

表3 平直翼和后掠翼的来流条件

令螺旋桨位于机翼投影平面内距机翼投影中轴线0.5b(b为半展长),轴向方向上距机翼前缘0.5D,1.0D和2.0D(D为螺旋桨直径)三个位置进行对比。图6所示为不同安装位置下螺旋桨噪声指向性对比。从图6可以看出,随着螺旋桨安装位置远离机翼前缘,声压级(sound pressure level,SPL),尤其是辐射向地面的声压级(65～85)降低,降低幅度取决于机翼形状和旋转方向,后掠翼左旋时噪声降低最明显。这是因为距机翼前缘距离越大,机翼诱导流动对当地影响越弱,桨叶收到的上洗气流影响越小,桨盘旋转平面内的流动不均匀性越小,因此桨叶上的非定常载荷更小,对应的非定常载荷噪声也更小。

图7 四叶螺旋桨几何外形

2.3 涡桨飞机整机噪声预测验证

采用某型双发涡桨飞机的飞行试验数据对本文中涡桨飞机整机噪声预测方法进行预测。该飞机采用采用四叶螺旋桨,桨盘直径3.92 m,桨毂比为0.16。计算部分参数设定如表4所示。

表4 涡桨飞机整机噪声预测部分参数

飞行试验时测量点的布置如图8所示。通过对试验数据进行分析与对比,选取了飞行试验中起飞与进场两个状态进行对比。确定状态后,选择两个状态中一个航次飞机过顶时作为对比点,采用该点的飞行参数、位置参数进行气动噪声预估。

图8 飞行试验噪声测试点布置

确定对比点后,对飞机的机翼噪声、襟翼噪声、尾翼噪声、起落架噪声以及考虑机体散射后的螺旋桨噪声进行预估,并将各个部件噪声相加后得到飞机的总噪声。将预估结果与飞行结果进行对比,如图9、图10所示。其中螺旋桨噪声的预估只考虑其前三阶谐频噪声分量。由图中可以看出,预估结果在第一阶与第二阶谐频噪声与飞行结果吻合良好,而机体噪声在大体趋势上与飞行试验结果吻合,在具体频率上则有所出入。

图9 进场状态过顶点噪声预估结果

图10 起飞状态过顶点噪声预估结果

对频谱求总声压级,并与两种状态下不同飞行条次的飞行试验结果进行对比,结果列入表5当中。分析发现,尽管预估结果与飞行试验结果在频谱上有一定的差异,但是由于两者在峰值频率处的声压级很接近,导致对总声压级的预估结果与飞行结果很接近,误差在2 dB以内。

表5 总声压级对比

3 结论

基于气动噪声预估方法,开发了一种涡桨飞机气动噪声特性预估程序,并采用某型涡桨飞机的飞行试验噪声数据进行了验证,得出以下结论。

(1)采用的螺旋桨噪声计算结果与Hanson计算结果和ESDU11005计算结果进行对比,吻合良好,证明螺旋桨噪声预估的准确性。

(2)通过将螺旋桨相对于平直翼和后掠翼不同安装位置的噪声等级和指向性对比,证明螺旋桨安装位置和旋转方向以及机翼形状都会对噪声的产生和传播产生影响。

(3)预估程序对飞机总噪声水平的计算与试飞结果吻合良好,误差在2 dB之内,能够较好的反映飞机的噪声特性与水平。

(4)对螺旋桨前两阶谐频噪声的预估与飞行试验结果吻合良好,机体噪声预估结果在趋势上与飞行试验结果一直,具体频率上的分布则有出入。

(5)预估程序具备机体、起落架、螺旋桨等螺旋桨飞机主要噪声部件的噪声预估能力,能够较全面的反映螺旋桨飞机的噪声性能,能够满足当前的工程应用,可为型号噪声适航审定提供评估基础。