基于对飞行员工效影响的旋翼螺旋桨流动及噪声分析

2020-08-03闫文辉刘昌交周军伟吴俊宏

科学技术与工程 2020年20期

闫文辉，刘昌交，周军伟，吴俊宏

(1.北方工业大学机械与材料工程学院, 北京 100144；2.哈尔滨工业大学(威海)船舶与海洋工程学院,威海 264209；3.北京深华科交通工程有限公司, 北京 100071)

噪声对飞行员工效具有非常大的影响,已经被中外大量研究所证实。飞行员的听力功能在保持正常空中通信、保障飞行安全中起重要作用,而噪声是航空环境中难以回避的有害刺激。飞行员长期受到噪声刺激就会缓慢、进行性地发生内耳听觉特异性损伤[1]。歼-8D飞机由于加装固定式受油探头装置,座舱外最大噪声级已超过 140 dB(A),座舱内最大噪声级达116.3 dB(A)[2]。噪声对听力损害使得一般飞行员飞行5 a后,听觉正常者占 75%, 飞行 11～15 a后,听觉正常者仅占 50%[3]。倾转旋翼飞行器由于可以实现垂直起飞、空中悬停和高速前飞巡航的综合优良特性,近年来受到了中外军方的高度关注。特别是目前唯一服役的由Bell和Boeing联合研制的V-22(鱼鹰),其对该类飞行器的优良功能起到了很好的验证作用。“鱼鹰”飞机面临的一个很突出的问题就是旋翼螺旋桨的气动设计和噪声问题。而且,由于其倾转旋翼螺旋桨气动和动力学耦合问题造成的研制难点,导致了试验机坠毁事件的多次发生。另外值得关注的一点是,“鱼鹰”飞机使得美军驻日本横田基地附近的居民长期遭受高分贝噪声的困扰。 “鱼鹰”飞机的倾转旋翼螺旋桨作为主要的噪声源,还造成了飞机座舱内噪声与振动过大,严重影响飞行员的工效,从而对飞机的安全飞行产生了不利影响。

艾延廷等[4]对某飞机螺旋桨开展了气动噪声数值模拟和实验研究,发现旋转区声压级随转速逐渐增大,螺旋桨叶尖涡及前缘分离涡在桨叶表面形成较大压力波动,成为螺旋桨主要噪声源；吴江等[5]开发了一款15 in(1 in=25.4 mm)固定桨距螺旋桨,并通过 CFD 软件进行了螺旋桨对应工况的性能分析；Vigevano等[6]重新设计了Erica 倾转旋翼飞机,并通过试验和计算验证了气动性能的提高；Andrejs等[7]使用了桨叶的主动扭转控制方法,优化设计了旋翼螺旋桨,提高了螺旋桨的气动性能,并降低了噪声；Sudhakar等[8]对固定翼飞行器的螺旋桨诱导滑流及涡流场的影响进行了实验研究,采用表面油流可视化方法,捕捉了在螺旋桨关闭和螺旋桨开启条件下,机翼表面的表面流动拓扑。

要成功研制出高性能的倾转旋翼机,需要解决的关键问题之一就是在保持旋翼螺旋桨优良的气动性能的前提下,尽量降低噪声,从而减少飞行机组人员及战斗人员的噪声危害。而计算分析螺旋桨噪声,首先需要准确计算螺旋桨流场。现使用CFX软件计算优化设计的一款旋翼螺旋桨流场,再使用Actran软件计算螺旋桨噪声,为评估旋翼螺旋桨噪声对飞行员工效的影响提供基础数据。

1 模型及方法

1.1 计算模型及主要计算公式

倾转旋翼飞行器具有高速巡航工作特性,要求具有高的气动效率和较小的噪声。图1所示是“鱼鹰”飞机高速巡航状态下的照片,其旋翼螺旋桨需要满足飞机的气动和噪声要求,为飞行器提供巡航拉力。

图1 V22(鱼鹰)悬停及巡航状态Fig.1 Hovering and cruising state of V22

采用动量-叶素理论(momentum-blade element theory,MBET)对某倾转旋翼飞机的螺旋桨进行了优化设计,该螺旋桨具有3片桨叶,直径2.7 m,桨毂直径为0.3 m,设计巡航拉力为600 N。螺旋桨几何模型如图2所示。

图2 螺旋桨几何模型Fig.2 Geometric model of rotor propeller

为了后续讨论计算结果方便,下面给出各参数的主要公式。

进速比:J=V/nD

(1)

推进效率:η=TV/P

(2)

拉力系数:CT=T/ρn2D4

(3)

功率系数:CP=P/ρn3D5

(4)

式中：V表示来流速度(飞行速度)；n表示螺旋桨转速(每秒钟旋转圈数)；D表示螺旋桨直径；T表示螺旋桨拉力；P表示螺旋桨耗功；ρ表示当地空气密度。

1.2 计算网格及边界条件

计算中使用了Pointwise软件划分的非结构化网格,图3显示了螺旋桨的表面网格、单个桨叶网格及整体计算域网格,节点总数为187×104,单元总数为368×104。桨叶壁面的y+在10以内。计算域为包含整个螺旋桨的圆柱区域,圆柱计算域的直径为螺旋桨直径的10倍,长度为螺旋桨直径的15倍,从而保证计算域的边界足够大,利于计算收敛,并尽量减小对螺旋桨气动性能计算的不利影响。

图3 螺旋桨计算网格Fig.3 Computational grid of propeller

计算域分为两个部分,内部为带有螺旋桨的旋转区域,外部为非旋转的固定外场区域。计算使用CFX软件的多重参考坐标系方法(multiple reference frame,MRF)进行,旋转区域与非旋转区域间设置interface,进行数据的插值交换。空间离散格式均采用高精度格式(high resolution),湍流模型使用shear stress transport模型。

边界条件主要分为来流条件、远场条件及固壁边界条件。来流根据飞行高度及飞行速度确定来流的总温和总压,流动方向垂直于进口边界,湍流度为5%；远场边界条件设置为开放型(opening),具体使用了卷吸条件设置方式(entrainment),湍流度设置为零梯度(zero gradient)；桨叶及桨毂均设置为无滑移绝热壁面条件。初场设置为300 km/h的均匀来流。

2 模拟结果分析

2.1 螺旋桨气动性能分析

图4所示为计算获得的螺旋桨的表面静压分布,可以看到桨叶的吸力面的低压和压力的高压分布。正是由于桨叶表面的压差分布产生了螺旋桨的拉力。图5所示为计算获得的螺旋桨附近流线分布。由于来流速度较大,螺旋桨的旋转对滑流的流动方向影响不明显。

图4 螺旋桨表面静压分布Fig.4 Surface pressure distribution of propeller

图5 螺旋桨附近流线Fig.5 Streamline near the propeller

为进一步分析螺旋桨的气动性能,下面给出螺旋桨拉力、功率,以及效率随螺旋桨进距比的变化。由于该螺旋桨为变距螺旋桨,在分析螺旋桨的气动性能时,需要先确定一个总距角,即75%桨叶半径的桨叶角。该螺旋桨的桨距角为55°。图6所示为螺旋桨拉力T、功率P和效率η随进速比J的变化。图6(a)反映了随着螺旋桨进速比的增大,拉力不断减小。这相当于螺旋桨的转速不变,随着飞行器飞行速度的提高,螺旋桨产生的拉力逐渐变小。图6(b)反映了随着进速比的增大,螺旋桨耗功减小。图6(c)反映了螺旋桨的推进效率随进速比的变化情况。随着螺旋桨进速比的增大,推进效率先增大,后减小。这说明在该桨距角为55°的情况下,螺旋桨存在一个最佳进速比,最佳进速比为3.0左右。还可以看出,该螺旋桨在较宽的进速比范围内,推进效率都在0.85以上,说明所设计的螺旋桨的气动性能较好,高效率工作区域较宽。另外,还可以发现在600 N设计点的推进效率达到0.873,耗功约为60 kW。当螺旋桨的桨距角确定后,不同的进速比对应着桨叶各个叶素不同的来流攻角分布,在最佳进速比的情况下,各叶素的综合气动性能最优,当改变桨距角后,最佳进速比会相应改变。

图6 螺旋桨拉力、耗功及效率随进速比变化Fig.6 Thrust, power and efficiency vs speed ratio

图7所示是该螺旋桨的拉力系数CT和功率系数CP随进速比J的变化。拉力系数CT和功率系数CP都随着进速比的增大而减小。在600 N拉力的设计点附近,拉力系数约为0.12,功率系数约为0.41。

图7 螺旋桨拉力系数及功率系数随进速比变化Fig.7 Thrust coefficient and power coefficient vs speed ratio

2.2 螺旋桨噪声分析

基于螺旋桨的以上流动计算结果,对其辐射噪声进行初步分析。噪声分析采用Lowson方法[9-10],该方法通过积分桨叶每个面元对声压的贡献得出观测点声压,其声压表达式为

(5)

式(5)中:x为观测点坐标；y为桨叶上某点坐标；F与桨叶上某个面元的受力有关；r为观测点与桨叶上某点之间的距离；Mr为观测点与桨叶上某点之间相对运动Ma数；c0为声速。

在噪声指向特性分析中,选择了4个典型转速,分别为600、650、700、750 r/min。观测点布置在螺旋桨中心10 m半径圆上,如图8所示。图9所示为相同航速、不同转速下总声压级指向性曲线,参考声压为2.0×105Pa。从图9中可看出,不同转速下总声压级指向性是一致的,随着转速的提高,各方位总声压级都有所提高。

图8 观测点布置示意图Fig.8 Sketch map of observation points arrangement

图9 总声压级指向性计算图Fig.9 Directivity chart of total sound pressure level

图10给出了桨叶盘面所处平面上(即0°位置)距离旋转轴10 m处不同转速下声压级频谱曲线。可以看出,随着频率的增大,声压级较平缓地下降。随着转速的提高,声压级提升逐渐变慢。在转速为600 r/min时声压级最高小于85 dB, 在750 r/min时,声压级最高达到95 dB。飞行员由于有座舱的屏蔽和飞行头盔的保护,该声压级水平的噪声不会对飞行员造成较大危害。