渦槳飛機螺旋槳氣動噪聲特性試驗研究

耿 欣 胡天翔 周若君 劉文波 劉沛清*

(1. 北京航空航天大學陸士嘉實驗室(航空氣動聲學工信部重點實驗室)， 北京 100191；2. 航空工業第一飛機設計研究院, 西安 710089)

0 引言

隨著航空公司短途航線由渦扇發動機轉向渦輪螺旋槳發動機，以及機場周邊噪聲污染的限制越來越嚴格，商用螺旋槳飛機的聲學特征正成為關鍵的設計參數。新的國際民用航空組織(ICAO)噪聲標準在第1卷第14章的附件16中，將有效感知噪聲水平的嚴格程度提高了7 dB，并適用于2020年后55 t以下的螺旋槳飛機。此外，螺旋槳附近的外部噪聲源會通過結構部件傳遞到客艙內部，從而影響乘客的舒適度。雖然小型的螺旋槳飛機產生的噪聲可以忽略，但對于較大的螺旋槳飛機，機艙內噪聲和社區噪聲仍是一個值得關注的問題，尤其是葉尖螺旋馬赫數在超聲速條件下工作的高效率槳扇發動機。在螺旋槳飛機的發展過程中，由螺旋槳引起的嚴重氣動噪聲和振動問題已成為一個研究的熱點。

在引進噴氣發動機后，螺旋槳的發展遲滯了幾十年，直到20世紀70年代美國國家航空航天局(NASA)恢復螺旋槳的研究活動，并開始進行先進渦輪螺旋槳項目(Advanced Turboprop Project，簡稱ATP)，旨在探索客運飛機先進螺旋槳的發展潛力。由NASA及其合作伙伴提議并命名為“propfan”的先進螺旋槳概念于1975年發布，比ATP項目正式啟動提早了一年。然后對單旋轉螺旋槳和對旋螺旋槳的空氣動力學和氣動聲學設計進行了廣泛的研究，最終在McDonnell Douglas和波音飛機上進行了全尺寸對轉開式轉子(contra-rotating open rotors，簡稱CRORs)的飛行試驗。與此同時，歐洲空中客車公司在20世紀80年代早期開始了與螺旋槳相關的研究。在整個20世紀90年代，這種情況一直持續，歐盟資助的研究項目SNAAP、GEMINI、GEMINI II和APIAN主要研究集中在翼裝螺旋槳構型中螺旋槳與機體相互作用產生的影響。自2000年代中期以來，航空旅行對全球變暖的影響越來越大，航空公司利潤率面臨的壓力越來越大，人們對螺旋槳技術的關注再次重燃。未來的飛機設計要實現性能上的飛躍，就需要高效的推進系統，先進的螺旋槳提供了一個潛在的解決方案，可以提供比渦扇發動機更高的推進效率。然而，使用螺旋槳有兩個主要的缺點：限制飛機的巡航速度和相對較高的噪聲排放。

螺旋槳是螺旋槳飛機部件中最主要的噪聲源，其流動特性也是較為復雜的。螺旋槳槳葉附近的流動從本質上來講是三維流場結構，不僅是因為槳轂的存在引起來流的徑向位移，也是由于沿徑向的當地壓力分布導致的。關于流場的渦系結構，本質上有三個渦量較強區域：槳葉翼尖渦，槳葉根部馬蹄渦和尾緣渦系。葉尖渦沿著槳尖的螺旋軌跡分布且具有較強的渦量。相比之下，馬蹄渦的空間范圍要小得多。槳葉尾跡中則包含了一系列通常在一倍弦長距離內就消失的尾緣渦。此外，還經常會出現前緣渦和斜壓效應引起的激波旋渦。對于拖拉式螺旋槳，機翼氣動面浸入螺旋槳滑流中會產生非定常負載，這可能導致振動和機艙噪聲；對于推進式螺旋槳，螺旋槳的流入受到上游支撐尾跡的干擾，導致葉片負載不穩定，增加噪聲排放。

由于螺旋槳的旋轉會產生周期性的噪聲。周期性激發的噪聲組成包括厚度噪聲和(非)定常載荷噪聲。厚度噪聲是由周期性通過螺旋槳葉片的體積所引起的空氣位移而產生的；定常載荷噪聲是由產生升力和阻力(即推力和扭矩分量)的槳葉壓力場所決定的；非定常載荷噪聲是由不斷入射的非均勻流動引起的。而寬頻帶噪聲往往是由槳葉與湍流相互作用引起槳葉載荷的隨機變化導致的。

本文針對民用渦槳支線客機的螺旋槳噪聲問題及其中涉及到的各個物理問題，開展了氣動聲學風洞實驗研究，并利用片條理論氣動性能預測方法與實驗結果進行了對比分析。為進一步研究螺旋槳氣動噪聲的致聲機理和降噪技術方面的問題提供參考。

1 實驗設置

1.1 螺旋槳模型

試驗中所使用的螺旋槳為電機驅動的六葉可調距螺旋槳，在0.7R處調整安裝角，表示翼型的幾何弦線與旋轉平面之間的夾角。試驗模型包括整流罩、螺旋槳轉子兩部分，六葉螺旋槳直徑D=4.42 m，?；?.4，即轉子模型直徑D=0.6 m，試驗模型外形輪廓完全模擬真實螺旋槳技術狀態，圖1為縮比模型槳的示意圖。葉片采用碳纖維復合材料，表面平整光滑，強度滿足需求，根部由圓柱段和倒楔組成，用于與槳轂葉組件連接，槳葉按氣動設計的剖面分為多個截面進行過渡層鋪設計。

圖1 縮比模型槳外形圖

1.2 風洞實驗

本實驗所使用的風洞為北航D5低湍流低噪聲氣動聲學風洞。該風洞位于北京航空航天大學沙河校區，是一座開閉兩用風洞。開口條件下，實驗段的尺寸為1 m(寬)×1 m(高)×2 m(長)，閉口實驗段尺寸為1 m(寬)×1 m(高)×2.5 m(長)。風洞穩定段和實驗段的截面收縮比為9∶1。該風洞在開口條件下最大氣流速度為80 m/s，在閉口條件下最大氣流速度為100 m/s。實驗段核心區湍流度小于0.08%。風洞風扇采用380 V交流電機驅動，載變頻器驅動下，該電機可以在0 r/min～750 r/min范圍內實現無極變速。電機的最大輸出功率為210 kw。風洞的平面結構如圖2所示。

圖2 北航D5風洞平面結構圖

1.3 測量設備

實驗測量了螺旋槳產生的氣動力，以及遠場的聲輻射。螺旋槳性能(推力、扭矩)是通過安裝在螺旋槳和電機之間的六分量桿式應變天平測量的。天平測力的輸出信號通過滑環裝置導入數據采集系統。該數據采集系統由模數轉換器、信號放大器和數據采集計算機組成。測試采樣率為1 kHz，每個測試點的采樣時間為60 s。

用5個遠場麥克風測量螺旋槳的聲發射信號，如圖3所示。使用Brüel & Kj?r 12通道聲振動分析系統測量遠場噪聲，包括一個12通道緊湊型LAN-XI模塊和1/2英寸自由場麥克風(4189型)。自由場傳聲器靈敏度為50 mV/Pa，動態范圍為14.6 dB～146 dB。在采樣頻率為65 536 Hz的時間間隔內，測量了聲信號50 s。遠場麥克風陣列允許麥克風放置在遠離螺旋槳盤幾何中心2.5 m的位置，軸向指向性角度在50°～145°(間隔5°)之間。在徑向0.7 r/R位置處槳葉角設置為36°。電機轉速恒定為2 300 rpm，自由來流速度范圍是9 m/s～35 m/s。

(a) 螺旋槳氣動性能實驗測量

(b) 螺旋槳氣動噪聲實驗測量圖3 螺旋槳風洞實驗測量

2 氣動性能結果分析

實驗測量結果與螺旋槳片條理論(Blade element momentum theory，簡稱BEMT)預測結果對比如圖4所示?？梢钥闯?，片條理論方法對螺旋槳拉力系數的預測精度在前進比大于1.2時較為合理；由于螺旋槳的轉速是固定的，前進比的變化是通過改變來流速度來實現的。因此，低前進比條件對應于葉片截面上的低雷諾數。當前進比小于1.2時，拉力系數曲線的非線性變得更加明顯。

(a) 拉力系數對比

(b) 功率系數對比

(c) 推進效率對比圖4 螺旋槳氣動性能對比

與拉力系數吻合較好的情況相比，即使在大前進比時，片條理論預測的功率系數和推進效率也有更顯著的偏差。實驗中螺旋槳的最大推進效率位于前進比等于1.35時，而在片條理論預測結果中，由于低估了功率系數，在更大的前進比處出現最大推進效率。功率系數在更大的前進比時差異顯著，而拉力則被很好地預測。這表明即使在這一范圍，在片條理論分析中黏性效應仍然被低估。

3 噪聲特性結果分析

圖5提供了聲壓級水平曲線(SPL)相對于頻率的頻譜圖。聲學測量結果還提供了電機(未安裝槳葉狀態)和風洞背景噪聲。通過比較，三種來流速度情況下，槳葉通過頻率(BPF=230 Hz)處均出現了離散純音尖峰，三種前進比條件下對應的聲壓級幅值(SPL)分別為69.85 dB、74.11 dB和71.18 dB。從氣動性能曲線中拉力系數隨前進比的變化趨勢可以看出，當前進比為0.74時，葉片處于失速狀態，表面流動相對較為復雜，拉力系數處于非線性段。同時，在此前進比下，寬帶噪聲的幅值最大，這與螺旋槳葉片表面復雜流場引起的湍流噪聲有關。在較大的來流速度下，BPF的高次諧波特征明顯。

(a) J=0.74

(b) J=0.91

(c) J=1.26圖5 在90°方位角不同來流速度下的遠場噪聲頻譜圖

圖6顯示了螺旋槳一階基頻噪聲的指向性頻譜圖(在1BPF處)。當方位角在50°～130°之間時，隨著前進比的增加，SPL值先增大后減小。在遠場位置軸向方位角為100°時，前進比為1.09對應的SPL值最大為74.08 dB，相比于前進比為1.43時對應的SPL值大6.71 dB。此外，位于槳盤上游位置的總聲壓級水平大于槳盤下游位置的總聲壓級水平，主要是因為螺旋槳槳盤前后的相對速度發生了變化，導致了聲傳播距離的延遲和加速現象。

圖6 各方位角及不同來流速度條件下的遠場噪聲指向性對比圖

4 結論

通過對某型渦槳飛機六葉螺旋槳的氣動性能和聲學特性進行氣動聲學風洞實驗研究，得到了來流速度對螺旋槳遠場噪聲的影響規律：

1)在較大來流條件下離散部分噪聲能激發出更高階的諧波噪聲，各階諧波噪聲幅值隨著諧波數增大逐漸降低；

2)當風速較低時寬頻噪聲聲壓級增大，這是由于在低前進比條件下，葉片處于失速狀態，拉力系數處于非線性段，與葉片表面復雜流場引起的湍流噪聲增加有關；

3)位于槳盤上游位置的總聲壓級水平大于槳盤下游位置的總聲壓級水平。