1、第 55 卷第 2 期2023 年 4 月Vol.55 No.2Apr.2023南 京 航 空 航 天 大 学 学 报Journal of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics分布式涵道尾桨气动噪声特性研究王菲1，张威1，唐兴中2，陈国军1，建志旭1（1.中国直升机设计研究所，景德镇 333001；2.中国航空研究院，北京 100012）摘要：为研究新型分布式涵道尾桨噪声特性，建立了基于滑移网格和可穿透积分面的分布式涵道尾桨气动、噪声特性分析方法并验证了方法的有效性。流动控制方程采用非定常雷诺平均 NS 方程，空间离散采用二阶逆风Roe格
2、式，时间推进方法采用隐式 LUSGS 格式，湍流模型采用 SA 一方程湍流模型，噪声求解方法采用 FWH方程。基于建立的方法，对比分析了传统变总距孤立尾桨和电动变转速多涵道尾桨气动与噪声特性。结果表明：相同气动力状态下，相比于变总距孤立尾桨，在尾桨噪声主要影响方位（桨盘平面内），三涵道尾桨噪声降低 56 dB。随着转速降低，分布式涵道尾桨噪声声压级逐渐降低。关键词：直升机；电动尾桨；分布式涵道尾桨；气动噪声中图分类号：V233 文献标志码：A 文章编号：10052615（2023）02020207Research on Aeroacoustic Characteristics of Distr
3、ibuted Ducted Tail RotorWANG Fei1，ZHANG Wei1，TANG Xingzhong2，CHEN Guojun1，JIAN Zhixun1（1.China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001，China；2.Chinese Aeronautical Establishment，Beijing 100012，China）Abstract:In order to study the aeroacoustic characteristics of the new distri
4、buted tail rotor，the method used for the calculation of distributed ducted tail rotor aerodynamic and acoustic is established based on the sliding mesh method and penetrable surface.The Reynolds-averaged Navier-Stokes is used as the govern equation.The second order Roe scheme is used for spatial dis
5、persion.The implicit LU-SGS scheme is applied to the pseudo-time marching.The S-A turbulence model is selected.The FW-H equation is used to calculate the noise.By the established method，the aerodynamic and acoustic characteristics of traditional tail rotor and distributed ducted tail rotor are calcu
6、lated.The results indicated that compared with the traditional tail rotor，for the typical radiation direction，namely the tip-path-plane，the noise amplitude of distributed ducted tail rotor is reduced by 56 dB under the same aerodynamics，and with the decrease of rotor speed，the noise amplitude is dec
7、reased further.Key words：helicopter；electric tail rotor；distributed ducted tail rotor；aeroacoustic近年来，随着电池技术、电动机技术和电传飞控技术的发展，采用电能作为驱动力的电动抗扭矩尾桨系统的可行性逐渐提升，其得到广泛关注12。电动尾桨由电能驱动电机带动尾桨工作，相对于传统尾桨具有简化的复杂尾传动系统，系统可靠性高，控制灵活，能耗低等优点。且由于与主旋翼解耦，电动尾桨还可设计为分布式涵道尾桨，安全性更高，如 bell429 分布式涵道尾桨直升机采用了电驱 分 布 式 反 扭 矩（Electrica
8、lly distributed antitorque，EDAT）系统。但由于涵道体存在，桨尖与涵道体会产生严重的气动干扰，多涵道并存的特点又进一步加剧了相互间的干扰，与目前常规变DOI：10.16356/j.10052615.2023.02.004基金项目：中国航空研究院“五性”技术研究自立项目。收稿日期：20220827；修订日期：20220922通信作者：张威，男，研究员，E-mail：。引用格式：王菲，张威，唐兴中，等.分布式涵道尾桨气动噪声特性研究 J.南京航空航天大学学报，2023，55（2）：202208.WANG Fei，ZHANG Wei，TANG Xingzhong，et a
9、l.Research on aeroacoustic characteristics of distributed ducted tail rotor J.Journal of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics，2023，55（2）：202208.第 2 期王菲，等：分布式涵道尾桨气动噪声特性研究桨距孤立尾桨、单涵道尾桨相比，其气动/噪声特性会发生了较大变化。因此，有必要针对分布式涵道尾桨气动/噪声特性进行研究。国外 Jonathan3系统分析了直升机电动尾桨的可行性、所需攻克的关键技术及引入电动尾桨对全机质量、性能所带来的变化。目前
10、，仅贝尔直升机公司推出了分布式涵道电动尾桨验证机，但更多设计细节及其气动、噪声特性等鲜有报道。由于结构上具有一定的相似性，传统变桨距涵道尾桨与涵道风扇构型气动特性的研究对分布式涵道尾桨特性分析具有一定的借鉴意义。文献 4 采用时间平均动量源方法计算了悬停及前飞状态涵道尾桨气动特性及翼型对涵道尾桨气动/噪声特性的影响。文献 5 对涵道尾桨与传统孤立尾桨气动特性进行了对比研究，并分析了侧风状态下涵道尾桨的气动特性。文献 6 采用试验方法研究了涵道风扇飞行器气动特性，并分析了涵道升阻力特性对飞行器性能影响。这些研究都对本文分布式涵道电动尾桨气动/噪声特性分析奠立了基础，但由于所采用的动量源方法采用了
11、周期化平均处理，因此无法直接应用于干扰源较多的分布式涵道尾桨气动/噪声特性分析中，且上述研究中并未开展涵道尾桨噪声特性的研究。除传统的线性噪声外，尾桨桨叶与涵道内壁以及多个涵道间会产生严重的气动干扰噪声，且涵道体会对噪声产生一定的遮挡效应，这导致传统的以运动物体表面为积分面的噪声计算方法不再适用。鉴于此，本文拟采用耦合滑移网格与可穿透积分面的方法进行分布式涵道尾桨气动噪声特性分析。以常规变桨距尾桨为基准，开展了分布式涵道尾桨气动与噪声特性对比分析。结果表明，相同气动力状态下，分布式涵道尾桨可降噪 56 dB，具有良好的降噪效果及较好的应用前景。1 气动噪声特性分析方法1.1基于滑移网格的气动分
12、析方法流场求解采用 CFD 方法进行，惯性坐标系下以绝对物理量为参数的积分形式的守恒 RANS 方程7如下tVQdV+SF nds=SFvnds（1）式中：Q 为守恒变量；F、Fv分别表示无黏通量和黏性通量。空间离散采用二阶逆风 Roe 格式8。为了提高流场求解的效率，本文的时间推进方法采用隐式 LUSGS 格式9。湍流模型采用 SA 一方程湍流模型10。图 1 给出了分布式涵道尾桨滑移网格系统示意图。基于滑移网格的混合网格拓扑中，远场和涵道体区域采用静止的非结构化网格，涵道的桨盘附近布设绕涵道轴旋转的转子网格，转子内部桨叶表面附近采用结构化网格，空间采用非结构网格填充。每个旋转域的表面与加密
13、区采用 interface 方式进行滑移。1.2噪声求解方法涵道尾桨中涵道与桨叶存在严重的气动干扰现象，该干扰产生的四极子噪声是不可忽视的噪声源之一，该噪声不能采用传统的以物面为积分面的噪声计算方程得到。因此，本文噪声计算方法采用Francescantonio 推导给出的基于可穿透积分面的FWHpds方程11p(x，t)=pT(x，t)+pL(x，t)4pT(x，t)=f=0|0(v?n+vn?)r(1-Mar)2|retdS+f=0|0vn(rM?ar+a0(Mar-M2)r2(1-Mar)3|retdS（2）4pL(x，t)=1a0f=0|l?rr(1-Mar)2|retdS+f=0|lr
14、-lMr2(1-Mar)2|retdS+1a0f=0|lr(rM?ar+a0(Mar-M2)r2(1-Mar)3|retdS式中：lr为作用于流体单位面积上的力；Mar表示声源面运动马赫数在噪声传播方向上的分量；vn为表面法向速度。l?r、M?ar、v?n分别表示lr、Mar、vn在源时间上的导数。pT(x，t)表示厚度噪声，由于桨叶运动造成空气压缩、舒张产生；pL(x，t)表示载荷噪声，由桨叶表面载荷波动产生。式（2）与传统的以物面为声源积分面的噪声计算方程形式一致，但所采用的声源积分面不同，如图 2所示。图 1 分布式涵道尾桨滑移网格示意图Fig.1 Schematic of slidin
15、g mesh for distributed ducted tail rotor203第 55 卷南 京 航 空 航 天 大 学 学 报声源积分面选取对涵道尾桨噪声计算具有重要影响，距离声源过远会导致声源面数据精度不够，而距离太近又不能将非线性区完全包含，从而导致四极子噪声不能被完全考虑进来。结合涵道尾桨的结构及气动干扰主要发生在桨叶/定子、桨叶/涵道内壁间的特点，本文噪声计算中声源积分面距离涵道出流侧/入流侧约 1 mm，并对涵道内部及涵道壁网格进行了适当加密处理。1.3方法验证目前关于分布式涵道尾桨的气动、噪声数据鲜有报道，因此采用常规单涵道尾桨作为算例进行气动特性分析方法验证，采用常规旋
16、翼/尾桨作为算例进行噪声分析方法验证。本文使用 TsAGI涵道尾桨模型12验证所提方法的有效性，该模型具体参数如表 1所示。图 3、4 分别为悬停状态下根部安装角为 40时，计算得到的 TsAGI 涵道尾桨模型桨盘处轴向速度分布及桨叶展向载荷分布。可以看出，本文计算结果与试验值或其他计算方法13结果比较接近，从而验证了本文所提方法的有效性。同时，轴向速度沿桨叶展向分布不均匀，由桨根到靠近桨尖处轴向速度逐渐增大，而在桨尖处轴向速度迅速减小。桨叶载荷沿展向逐渐增大，在大约 0.9R 处达到最大值，此后桨叶载荷迅速减小。本文采用常规旋翼作为算例进行噪声计算方法验证。UH1H 模型旋翼悬停气动噪声试验14是旋翼气动噪声领域内常用的验证算例之一。图 5分别给出了桨尖马赫数为 0.6、0.7 和 0.8 时本文声压计算结果与文献 15 计算结果的比较，观察点位置均为桨盘平面内距离桨毂中心 3.09R 处。可以看出，声压时间历程计算结果与文献结果吻合较好。表 1 TsAGI涵道尾桨模型参数Table 1 Parameters of TsAGI ducted tail model参数尾桨直径 D/m中