正负尾桨距下尾桨两侧噪声特性试验研究

应敏敢，陈平剑，曹荣富，王亦明，吴志刚

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

0 引言

直升机现已广泛应用于各个领域。但无论是军用还是民用，直升机外部噪声大的问题均对其应用的进一步发展形成了严重的制约。除了旋翼噪声外，尾桨噪声也是直升机外部噪声的重要来源。因此，开展直升机尾桨噪声特性研究具有重要意义。

在尾桨噪声特性研究过程中，试验研究是非常重要的一种方法。直升机旋翼/尾桨的噪声试验可归结为四类[1]：

1)在消声室内进行的模型旋翼/尾桨悬停状态噪声试验；

2)在声学风洞中进行的模型旋翼/尾桨前飞状态噪声试验；

3)在户外自然环境下进行的旋翼/尾桨噪声试验(一般为悬停试验)；

4)噪声的飞行测量试验。

目前的噪声试验主要是针对旋翼的，以尾桨为研究对象的相关试验研究并不是很多[1-4]。而且目前公开的尾桨试验研究内容既没有涉及负尾桨距下的噪声值测量，也没有考虑在推力侧和拉力侧的噪声指向性差异。但是，负尾桨距是尾桨的重要工作状态，同时，在直升机飞行时，尾桨的拉力侧和推力侧都是重要的噪声影响区域。因此，针对全尺寸尾桨模型，在消声室中进行了悬停状态噪声特性试验，测量了正、负尾桨距和不同转速下的噪声值，并研究了推力侧和拉力侧的噪声指向性差异。

1 试验方案

1.1 试验场地

虽然外场噪声试验具有空间大，测量不受尾桨回流影响等优点，但也存在背景噪声高，难以消除噪声反射带来的信号干扰，且易受自然风的影响等缺点。因此，本次尾桨噪声试验在中国直升机设计研究所的消声室中进行。消声室的尺寸为30m×20m×10m(内部尺寸)。消声室的墙壁上布满消声尖劈，尖劈表面还铺设有吸声性能良好的吸声材料。消声室的进排气系统经专门设计，不容易产生返流和压力脉动现象。消声室内部如图1所示。

图1 消声室内部图

1.2 试验模型

试验对象为一副直径2.5m的全尺寸尾桨模型。该尾桨模型的桨叶片数为4片，构型为十字交叉。桨叶基准弦长为220mm，负扭转为-20°/R，采用前凸后掠尖削桨尖外形，桨尖尖削比取1：3。

1.3 试验设备

试验中，尾桨安装在试验台上，由电机驱动，可以在所需转速范围内调整转速。在试验中，通过试验台天平测量尾桨的拉力和扭矩；通过传声器测量声压获得不同观察点(即传声器安装位置)处的噪声声压p的时间历程，并根据测得的声压时间历程求得有效声压pe，再计算得到总声压级(OSPL)。相关公式如下：

(1)

(2)

式中，p0为参考声压，取2×10-5Pa；T为积分时间长度。

为描述传声器布置的位置，定义试验坐标系。以尾桨桨毂中心为原点，X-Z轴平面与桨盘平面重合，+Y轴指向尾桨桨盘上方。坐标系示意图如图2所示。

图2 试验坐标系示意图

尾桨噪声在悬停状态下的重要传播方向为桨盘平面方向。为研究尾桨的噪声水平随距离的变化规律，在桨盘平面内布置一个直线传声器阵列。

定义观察点到桨毂中心的连线与桨盘平面的夹角为观察角，以观察点在桨盘下方为正。为了研究尾桨在不同观察角下的噪声特性差异，在距离桨毂中心4m的圆弧上布置了圆弧传声器阵列。需要指出的是，尾桨在实际工作时，其推力侧和拉力侧均是重要噪声影响区域，因此在布置弧形传声器阵列时，不仅桨盘下方需要布置传声器，桨盘上方也同样需要布置传声器。

在试验坐标系下，所有传声器阵列坐标如表1所示。

表1 传声器阵列坐标表

其中，直线传声器阵列包括4-7号传声器，弧形传声器阵列包括1-3，6，8-13号传声器。

1.4 试验状态

在直升机飞行时，尾桨不仅会工作在正尾桨距状态下，也会工作在负尾桨距状态下，因此有必要对尾桨在正、负总距下的噪声都进行测量。考虑试验台的功率限制，对尾桨距在-10°到10°范围内进行扫掠。即试验过程中尾桨距取0°、±2°、±4°、±6°、±8°、±10°。

为了分析尾桨转速对其噪声特性的影响，测量尾桨在90%、100%、106%额定转速下的噪声水平，并进行对比。

试验时尾桨安装在旋翼台上，桨盘平面平行地面。但在直升机飞行中，尾桨桨盘平面是垂直于地面的。由于尾桨取正尾桨距时拉力方向为+Y轴方向，为了更好地描述尾桨两侧的噪声特性，定义正尾桨时桨盘上方为拉力侧，桨盘下方为推力侧。取负尾桨距时则反之。

2 试验结果与分析

2.1 背景噪声

由于在试验中，旋翼台和尾桨桨毂也会产生噪声，因此在采集尾桨噪声数据之前，先进行了桨毂噪声测试，并将采集到的噪声数据作为背景噪声。测得的背景噪声总声压级为79.05dB。

根据参考文献[5]，只要背景噪声和测量噪声的总声压级相差10dB以上，则背景噪声的影响可以忽略不计。试验中相同状态下尾桨的噪声值在100dB以上，所以可以忽略背景噪声带来的影响。

2.2 传播距离对尾桨噪声的影响

在8°尾桨距、额定转速状态下，测量了距桨毂中心不同距离处多个观察点的噪声水平。图3中给出了尾桨在不同传播距离上的噪声总声压级(OSPL)。

从图3中的OSPL曲线可以看出，传播距离越大，声压级越小。说明对于尾桨，声能随着传播距离的增加而减小，导致距桨毂中心距离大的观察点声压水平下降，从而降低了观察点总声压级。

由参考文献[6]中的结果可以发现，直升机旋转噪声的主要频谱为0～1000Hz。

在标准大气参考条件下(温度15℃，气压为101325Pa，相对湿度为65%)，根据参考文献[7]中的大气声衰减公式，计算得到频率为1000Hz的噪声的大气吸声系数为0.48dB/100m。因此，试验中各观察点都不需要考虑大气声衰减带来的影响。

参考文献[5]中指出，声源发出的声能向各个方向散发，形成一系列的球面波阵面。因此，在不考虑大气声衰减的情况下，传播距离增加一倍，有效声压减小一半，即声学上的“平方反比定律”。因此，相对于距离声源的参考点处的总声压级，距离声源处的总声压级为：

OSPL=OSPL0-20log(d/d0)(3)

根据公式(3)，在图3中给出预估的OSPL曲线，并和实测的OSPL曲线进行对比。可以发现，两者差别较小。

图3 不同观察距离噪声水平比较

2.3 观察角对尾桨噪声的影响

在8°尾桨距、额定转速状态下，测量了距桨毂中心4m的圆弧上多个观察点的噪声水平。图4给出了不同观察角的噪声总声压级的对比。

图4 不同观察角噪声水平比较

从图4中可以看出，尾桨的噪声水平与观察角有关，即其噪声特性表现出指向性差异。在0°观察角时的噪声值较大。在观察角绝对值不大于30°时，尾桨两侧的噪声值均随着观察角绝对值的增大而减小，但在相同的观察角绝对值下，拉力侧的噪声水平均高于推力侧。

从Farassat 1A公式[8]中看，在求解载荷噪声时，载荷的贡献项在观察点与声源路径上的投影随着观察角的变化而发生变化，这导致在尾桨两侧，载荷噪声出现指向性。在求解厚度噪声时，物面运动马赫数在传播方向上的投影也和观察角有关。这导致厚度噪声在尾桨两侧也表现出指向性。两者共同使得尾桨噪声具有指向性。而两侧噪声水平不同的原因是尾桨桨叶两侧的气动载荷存在差异，从而导致了两侧载荷噪声不对称。

图4中的OSPL曲线在大于40°观察角时，噪声值出现升高。出现这种现象的原因可能是：尾桨各噪声成分的指向性与旋翼噪声相似。因此在这个区域，虽然厚度噪声逐渐减小，但由于载荷噪声所占比重在不断增加，总噪声水平升高。

2.4 尾桨距对尾桨噪声的影响

在额定转速状态下，测量了尾桨在不同尾桨距下的噪声水平。尾桨噪声总声压级随尾桨距的变化曲线如图5所示。从图5中可以看到，随着尾桨距正负变化，尾桨桨盘上下两侧噪声特性随之变化。

在0°观察角时，尾桨噪声水平大体上正相关于尾桨距绝对值。但随着观察角的增大，尾桨并不是在0°尾桨距时噪声值最小，而且噪声值与尾桨距之间并不是简单的正相关关系，而是随着尾桨距的变化表现出上下浮动的现象。

图5 不同尾桨距噪声水平比较

根据Farassat 1A公式，厚度噪声项取决于桨叶表面的形状和运动速度，与尾桨距的关联较小，载荷噪声项则来源于桨叶表面上的气动载荷。在改变尾桨距时，桨叶表面气动载荷发生变化，从而导致载荷噪声项发生变化。在某些尾桨距下，载荷噪声项与厚度噪声项相互抵消(叠加)，导致总声压级下降(增加)。

同时，通过对比图5中的4条曲线，可以发现在不同的观察角下，尾桨噪声特性随尾桨距的变化规律也存在指向性差异。这是因为在不同的尾桨距下，载荷噪声占总噪声的比重存在差异。

2.5 转速对尾桨噪声的影响

在8°尾桨距状态下，测量了尾桨不同转速时的噪声水平。结果如图6所示。

图6 不同转速下噪声水平比较

从图6中可以看出，在所有观察角和传播距离上，尾桨在高转速时的噪声水平均高于低转速时。造成这种现象的原因是：高转速意味着高桨尖马赫数。根据Farassat 1A公式，一方面，厚度噪声与物面运动速度有关；另一方面，载荷噪声来源于尾桨表面气动载荷，而随着尾桨转速增加，气动载荷也随之变化。

3 结 论

通过进行悬停状态下尾桨噪声特性试验研究，可以得出以下结论：

1)尾桨的噪声水平与传播距离有关，传播距离越远，噪声水平越低。

2)尾桨在拉力侧和推力侧均存在噪声指向性，但拉力侧的噪声水平却高于推力侧。在大于40°观察角处，噪声值会出现升高。

3)尾桨噪声值随着尾桨距的变化出现上下浮动，在一些观察角下，噪声值不是在0°尾桨距时最小。

4)在所有观察角和传播距离上，尾桨的噪声水平均与尾桨转速有关，转速越高，桨尖马赫数越大，噪声水平越高。

致谢：本文试验在中国直升机设计研究所消声试验室完成，在此对试验室参与试验的诸多同事表示由衷的感谢。