在直升机设计中,飞行速度、高度、航程及操纵特性等指标一直是最主要的设计需求,通过技术进步提升直升机的飞行性能和操纵品质也一直是设计者努力的方向。随着现代直升机的飞行速度、桨盘载荷、机动能力等越来越高,使用范围日益广泛,直升机的噪声、特别是旋翼噪声产生的不利影响越来越突出。
民用直升机经常在人口稠密的城区起飞着陆,并且多数是低空慢速飞行,噪声污染严重,世界各国民航组织均对民用直升机噪声水平制定了严格的规定;军用直升机的噪声水平会影响其可探测性和机组成员的舒适性,将决定直升机的作战效能和战场生存能 力,噪声水平已成为现代军用直升机的一项重要战术技术指标。因此，直升机的气动声学设计是今后直升 机研制过程中不可或缺的环节，以实现直升机噪声水 平的控制和降低[1]。
随着人们对直升机噪声问题的重视，直升机气动噪声技术获得了长足的进步，已逐步向多学科融合的方向发展，涉及到直升机空气动力学、计算流体力学、气动声学、旋翼动力学、风洞试验技术等多个学科。直升机气动噪声技术的发展成为直升机技术进步的重要推动力量。 1 直升机气动噪声的组成
直升机以旋翼系统为升力面、推进面和操纵面，这种操纵方式决定了直升机具有复杂的非定常流动环境，包含了气流失速、跨音速流、桨-涡干扰和桨尖涡系等[2]，如图 1所示。这些流动现象决定了直升机气动噪声具有复杂的构成和非定常特性。
直升机气动噪声主要来源于旋翼系统，可分为脉冲噪声、旋转噪声和宽带噪声，图 2给出了直升机噪声的主要组成。脉冲噪声，又称为桨叶拍击噪声，是周期性脉冲的声压扰动，可以认为它是旋转噪声的极端情况，按产生方式可分为桨-涡干扰噪声(BVI)和高速脉冲噪声(HSI)。脉冲噪声通常出现在诸如直升机拉平着陆，小角度下降和减速急降转弯这些机动飞行状态以及高速前飞状态，桨-涡干扰噪声来源于 旋翼桨叶与桨尖涡的干扰，高速脉冲噪声来源于大马赫数下的厚度效应。旋转噪声是一种纯粹的周期性 谐波噪声，是由桨叶厚度和桨叶上周期性升力和阻力 产生的，其频谱是由旋翼通过频率的各阶谐波组成，通常在频谱的低频部分占主导地位。宽频带噪声，也称涡流噪声，主要是由桨叶在扰动的尾涡中运行而产生的随机升力脉动所引起的，特别是由桨尖涡所诱导的动态桨叶载荷引起的高频声音[4]。
宽带噪声处于直升机噪声频谱中的中高频部分，传播中衰减快，而旋转噪声和脉冲噪声处于低频部分，传播中衰减慢；并且脉冲噪声的声压量级大，一旦产生就会成为直升机噪声的主要成分。因此，在离直升机较远的距离，旋翼脉冲噪声和旋转噪声是直升机噪声的主要成分，直升机的声学可探测性也主要取决于脉冲噪声和旋转噪声。
2 直升机气动噪声试验技术 2.1 声学风洞试验手段不断完善直升机气动噪声试验主要分为2类，风洞实验室环境中的声学测量试验和外场飞行试验。声学风洞试验主要用于缩比或全尺寸模型的噪声机理、传播特性和控制策略研究。国外建成了一批专用声学风洞，具有代表性的主要有德国和荷兰合作建设的DNW LLF风洞、法国ONERA S1MA风洞、NASA阿姆斯研究中心40英尺×80英尺低速风洞等。在直升机旋翼气动噪声风洞试验中要进行载荷、流场和声压等参数的精确测量，随着技术的发展，先进的精确测试技术不断应用于风洞试验中。
旋翼噪声与桨叶气动载荷密切相关，目前利用微型压力传感器 直接测量桨叶表面压力已成为旋翼气动噪声风洞试验的主要手段，在进行载荷与噪声的相关研究和桨尖跨音速流 研究中发挥了重要作用。为理解旋翼尾迹的演变、对流和消散，气动声学分析要求越来越详细的尾迹测量，为此需采用更先进的流动显示技术。目前，激光片(LLS)技术已被成功地用于测量旋翼尾迹几何形状,这种技术的应用和形成映像的数据处理过程都已非常成熟；随着数字照相机分辨率的提高,使诸如粒子映像速度计(PIV)等面测量系统使用日益增多,可以获得相当大的区域上和体积内的瞬时速度测量，使得PIV能满足旋翼气动声学分析所要求的细节测量,对复杂尾迹研究特别有用。旋翼噪声的远场传播特性和桨叶上的分布特性一般都采用麦克风及其阵列测量。为精确定位旋翼的噪声位置，DNW采用了136通道的麦克风阵列，并采用旋转声源定位技术，得到了清晰的噪声分布图[5, 6]，如图 3所示。
2.2 飞行试验在直升机噪声研究中大量采用
飞行试验是通过声学测试设备现场测量实飞状态下的直升机噪声辐射特性，是直升机噪声测量和评估的直接手段。由于直升机气动噪声形成的复杂性和噪声辐射极强的指向性，直升机噪声水平直接受到飞行状态的影响，民用直升机关注起飞和降落状态的噪声水平，而军用直升机也会注重机动飞行状态的噪声水平。
直升机噪声飞行试验测量是民机适航规范中规定的适航项目，规范中对飞行状态、测量方法和噪声水平评价有明确的规定和标准。国外研究机构在进行适航状态直升机噪声飞行试验的基础上，也进行适航标准的完善研究。同时，在直升机先进旋翼系统研发和新型降噪手段研究中，直升机气动噪声飞行试验研究也已经成为必要的研究手段，如在直升机先进低噪声旋翼设计、降噪的轨迹优化研究、旋翼噪声的主动控制技术等研究中，国外的研究计划都将飞行试验作为项目研究和验证的手段[7, 8, 9]。
3 直升机气动噪声理论方法 3.1 建立了直升机气动噪声理论体系
直升机气动噪声的预测涉及气动、动力学和声学等多个学科，分析模型十分复杂。国外研发机构较早地开始了直升机噪声的研究，噪声研究的计算方法一般分为频域法和时域法。早期受计算能力限制，一般采用频域法计算旋翼的旋转噪声，该类方法可估算远场厚度噪声和载荷噪声，缺点是计算公式复杂，难以处理近场噪声，且不便于数值模拟，适用性不好。
为了解决直升机旋翼、飞机螺旋桨、风扇等运动物体发声问题，Ffowcs Williams与Hawkings基于 Lighthill声类比理论，应用广义函数法研究了运动物体在流体中的发声问题，得到了后来以他们的名字命名的著名Ffowcs Williams & Hawkings方程(简称FW-H方程)。FW-H方程认为运动 物体与流体相互作用产生的声场是由四极子源、偶极子源和由于位移所产生的单极子源的叠加组成的。该理论是将流体力学的N-S方程按波动方程的形式重新整理而成，推导过程严谨，严密性和正确性得到广泛认可[10]。
对于直升机旋翼气动噪声,声类比法就是在得到非线性近场压力解的基础上,求解FW-H方程。国外研究者基于声类比法发展了一系列的快速预测模型，与传统的经验预测模型相比，该方法建立在FW-H方程基础上，能够考虑到噪声的实际物理机制，还能够较快速得到计算结果，因此在直升机旋翼各类噪声预估中已得到较广泛的应用。FW-H方程允许旋转叶片做任意运动，为解决直升机旋翼的噪声辐射问题奠定了坚实的理论基础。 3.2 多种分析方法并行发展
经过近50年的发展，直升机气动噪声预测方法已经发展了多种基本方法，包括基于声类比理论的FW-H方法、基于Kirchhoff和CFD的混合法等。目前，这些方法形成的软件都在直升机噪声预测中进行了应用，形成了并行发展的局面。
在基于FW-H方程的直升机噪声声类比分析方法的基础上，产生了Farassat发展的时域法，将FW-H微分方程做积分形式时域转化，适合于开展数值计算。从此，时域法与直升机气动特性计算密切结合，广泛用于直升机旋翼噪声研究，该方法是以固体物面为积分面进行噪声信号的求解，对于空间四极子噪声源则需要求解相当复杂的体积分。
噪声时域分析的另一条思路是基于CFD的Kirchhoff公式的数值方法，通过包含非线性区的声源面的面积分，得到总的气动噪声，回避了直接求解复杂噪声源所面临的困难。1988年Farassat和Myers使用广义函数理论导出了Kirchhoff公式更一般的形式，它允许声源面作任意的运动。Farassat和Myers导出的Kirchhoff公式，由于便捷和易于工程应用等特性而迅速得到认可，并在20世纪80年代末和90年代初成为噪声预测的主流之一。
20世纪90年代末，出现了一种新的噪声预测方法——K-FWH方法，即借用CFD/Kirchhoff方法思路来求解FW-H方程，将Farassat 1A公式的积分面推广到包含物面的任意可穿透曲面，通过这样一个包含近场非线性区的面积分得到总的气动噪声。理论研究表明，Kirchhoff公式的控制方程——广义波动方程本身就是FW-H方程的一种特殊形式，故Kirchhoff公式和Farassat 1A公式均为K-FWH公式的特例[11, 12, 13]。由此，噪声预测的2种主流方法形成统一，并成为各国学者研究的热点(见图 5)。
在上述这些理论框架的指导下，随着对直升机气动噪声进行深入研究，诞生了许多分析程序[13],如(NR)2、WOPWOP+、RKIR、FW-H/RKIR、TRAC、ROTONET、RNM等，CAMRAD中也提供专门噪声分析模块CAMRAD.Mod1/HIRES，这些程序都经历了试验、试飞验证，成为世界各国直升机研发机构噪声分析的主要工具。
国内在 20世纪90年代开始进行旋翼气动噪声分析的探索。直升机研发机构和科研院所在国家有关部门资金的支持下，开展了一些理论和试验研究，对Lighthill理论、FW-H/Kirchhoff方程等重要声学理论和计 算公式进行推导，建立了直升机旋翼旋转噪声、脉冲噪声计算模型(见图 6)，进行了基本的试验验 证，并在国内外重要学术刊物上发表了一系列的学术论文[14, 15, 16, 17]，为国内直升机旋翼噪声研究奠定了基础。
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| 图 6 国内噪声分析计算结果Fig. 6 Calculation of rotor noise from internal regerence |
由于先进的桨尖形状在推迟直升机前行桨叶上的压缩性现象、提高旋翼气动效率，尤其是在降低旋翼气动噪声等方面的优势，世界各大直升机公司都非常重视桨尖形状研究，并在型号应用中取得了显著效果。从20世纪80年代开始，国外所有开发及研制的直升机旋翼都采用了新型桨尖形状。
美国NASA主持，多家研究机构和公司参与的“直升机降噪-SILENT旋翼计划”，通过理论分析和试验，得出效果显著的SILENT旋翼降噪技术，如减小桨尖速度、改变桨尖形式和翼型设计，并在“X Force”控制和非等分或可调桨叶间距“Modulated Blade Spacing”等新概念设计上进行了探索。通过优化设计，这些降噪概念都可在保证高性能、低振动水平的前提下，降低总噪声的水平[18, 19]。“SILENT旋 翼计划”的成果在型号上得到积极应用，如RAH-66采用后掠桨尖以及涵道尾桨，使噪声水平减小2～3dB。“黑鹰”直升机经过历次改进设计，桨尖由最初的矩形变为下反尖削形式，在提高性能的同时，也降低了噪声水平，如图 7所示。
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| 图 7 “黑鹰”直升机桨尖形式变化Fig. 7 Blade tip evolution of Blackhawk helicopter |
欧洲直升机公司通过尝试，设计了后掠抛物线桨尖(见图 8左)，在EC120、EC135、EC155等型号上得到应用，使其产品适航噪声水平比ICAO要求低3～5dB。欧直在2010年直升机发展规划中，先进旋翼系统(ATR)项目中提出了几种新型桨尖形状。英国的“BERP”桨尖在“山猫”和EH101上得到应用，降噪效果显著(见图 8右)。
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| 图 8 先进直升机上采用的新型桨尖形状Fig. 8 Advanced blade tip applied to helicopter |
国内在直升机降噪设计方面也开展了理论和初步试验研究，国家科研项目为降噪设计提供了有力的支撑。对影响直升机性能和气动噪声的参数进行了敏感性分析，并进行了初步试验测量，形成了多种直升机旋翼桨尖设计方案，为降噪设计提供了参考。图 9给出了几种桨尖设计方案，表 1给出了不同方案的声压值对比。图 10给出了悬停状态测量的旋翼噪声源分布和声学测试设备。
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| 图 9 不同桨尖的桨叶的几何外形Fig. 9 Blade tip designed for helicopter |
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| 图 10 某新型桨尖旋翼的噪声分布和声学测试设备Fig. 10 Noise distribution of hovering rotor with a new type of blade tip |
| 桨叶 | 负峰值/Pa | 桨叶 | 负峰值/Pa | 桨叶 | 负峰值/Pa |
| RT | -831 | SFT-1 | -621 | STT | -412 |
| SBT-1 | -750 | TT-1 | -454 | STAT | -407 |
| SBT-2 | -646 | TT-2 | -432 | CLOR | -390 |
| SBT-3 | -604 | TT-3 | -403 | CLOR-1 | -374 |
国内在直升机型号研制方面也进行了一些降噪设计尝试，如AC311和AC313两型民机设计中采用了抛物线后掠桨尖，飞行测试表明噪声水平均比原有方案降低了2～3dB，满足了中国适航规章CCAR-36R1的要求。
4.2 轨迹优化降噪进入应用阶段直升机气动噪声控制的飞行轨迹优化技术是降低直升机在低空飞行、爬升或下降时的地面可感知噪声技术，国外研究表明通过飞行轨迹优化可实现地面感知的直升机噪声最大下降6dB[20]。国外直升机研发机构制定了大量的研究计划进行研究，目前飞行仿真和飞行试验同步开展，经过验证即可进入型号应用阶段。
“亚音速旋翼(SRW)计划”是NASA正在开展的先进旋翼机计划，其中包括了旋翼降噪技术的研究。研究内容包括建立多种直升机外部噪声的分析方法、直升机低噪声的轨迹优化方法等，并通过与直升机噪声的飞行试验对比验证方法的有效性，从而为降低直升机起降噪声提供飞行操纵程序[21]。
“直升机环境友好飞行路线项目”是欧洲正在开展的“绿色旋翼机(GRC)计划”中的研究项目(见图 11)。项目研究的目的是获得低噪声直升机飞行操纵程序，进行机动状态的直升机噪声研究，降低直升机低噪声飞行的驾驶员疲劳强度。项目中将开展直升机低噪声轨迹优化设计方法研究、直升机噪声飞行试验研究和直升机低噪声轨迹飞行试验验证等内容,预计在2015年完成项目的全部研究内容[22]。
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| 图 11 直升机环境友好飞行路线项目Fig. 11 Helicopter environment friendly flight path project |
以CFD为基础的计算气动声学(CAA)正处于发展阶段，在此方面，国内外基本处于同一起跑线上，发展前景广阔。它以流场控制方程和声场控制方程的直接数值离散为基础，靠数值鲁棒算法和计算机直接模拟直升机的涡桨干扰、前行边的局部跨音速/超音速流区以及后行边的气流分离，从而实现对BVI噪声和HSI噪声的计算(见图 12)。旋翼计算气动声学经过充分的试验验证后，将催生一系列依托CFD计算的新噪声计算程序和软件，极大推进声学理论和 声学计算软件工程化发展。
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| 图 12 基于CAA计算的直升机声场Fig. 12 Helicopter noise field calculated by CAA |
先进桨尖设计对直升机降噪作用明显，同时也易于工程实现。目前桨尖设计已向三维化发展，如后掠+下反、BERP等桨尖形式在型号取得成功应用。桨尖设计的成功使桨叶气动设计发生新的变化，桨尖概念已由传统的0.95R扩展到0.75R(见图 13)。同时，复合材料技术的发展使桨叶变弦长、非线性扭转等设计成为可能，催生了一系列的新概念桨叶设计，该类桨叶能同时解决旋翼气动性能、动力学、振动和噪声等问题，是降噪设计的新方向。
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| 图 13 新概念低噪声旋翼桨叶Fig. 13 Low noise rotor blade |
相对于旋翼噪声，尾桨噪声及其控制技术研究较少，起步较晚，主要是借鉴旋翼的旋转噪声理论来计算尾桨的气动噪声。直升机尾桨噪声源与旋翼基本相同，所以理论上适用于旋翼的主动和被动降噪措施基本适用于尾桨的降噪设计。目前有别于旋翼降噪的尾桨降噪方法主要有采用剪刀式和涵道尾桨以及采用非均匀尾桨桨叶分布设计。通过这些新构型设计能显著降低旋翼尾涡与尾桨干扰产生的噪声。 5.4 旋翼噪声主动控制技术有望实现应用
国外研发机构致力于旋翼噪声主动控制技术的多样化研究，并取得了技术上的阶段突破。主动襟翼旋翼概念是将桨叶某段的后缘部分通过襟翼代替，通过作动器或智能材料按一定的策略进行驱动，能够有效降低旋翼的桨-涡干扰和失速，从而降低旋翼振动和噪声，是目前国外研究较多的旋翼噪声主动控制技术[23, 24, 25](见图 14)。国外的旋翼主动控制技术已实现飞行验证，在型号上的应用已成为可能。
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| 图 14 旋翼噪声主动控制技术的应用Fig. 14 Active rotor control for noise |
早在21世纪初期，欧洲就未来10年发展计划就提出外部噪声降至低于ICAO标准10EPNdB的要求，至今该目标已基本实现(见图 15)；应用广泛的“黑鹰”直升机也经过历次桨叶改进设计，新型“黑鹰”噪声水平远低于ICAO的限制水平；此种情况下，ICAO限制噪声水平有降低的趋势。在武器装备领域，针对直升机旋翼噪声及飞行高度特点的“声学武器”也处于探索中，对直升机的战场生存产生巨大威胁。因此，在新型直升机研发、改进和改型设计中，必须考虑噪声控制设计流程。
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| 图 15 直升机噪声水平发展趋势Fig. 15 Downtrend of helicopter noise level |
气动噪声在直升机设计中属于前沿学科，在用户和市场需求下，噪声设计关乎直升机产品的应用前景。本文对气动声学在直升机设计中的研究现状和发展进行综述，预测了直升机气动声学的发展趋势，以期为国内直升机气动声学专业发展提供参考。
| [1] | 吴希明. 直升机技术现状、趋势和发展思路[J]. 航空科学技术, 2012, (4): 13-16. Wu Ximing. Status, trend and strategy of helicopter technology[J]. Aeronautical Science&Technology, 2012, (4): 13-16. |
| [2] | Leishman J G. Principles of helicopter aerodynamics[M]. New York: Cambridge University Press, 2000. |
| [3] | Sargent D C. Active jet acoustic control of low frequency, in-plane helicopter harmonic noise[D]. USA: University of Maryland, 2012. |
| [4] | Greenwood E. Fundamental rotorcraft acoustic modeling from experiments[D]. USA: University of Maryland, 2011. |
| [5] | Delrieux Y, Splettstoesser W R, Mercher E, et al. The ONERA-DLR aeroacoustic rotor optimisation programme ERATO: methodology and achievements[R]. AHS-SP-2002-29, 2002. |
| [6] | Kobiki Noboru, Atsushi Murashige, Yasumichi Hasegawa, et al. A research program for helicopter noise reduction by ATIC[R]. AHS-SP-2002-30, 2002. |
| [7] | Marius B, Dieter Roth. Reduction of BVI noise on ground-in-flight evaluation of closed-loop controller[R]. ERF-2002-19, 2002. |
| [8] | Hirokazu Ishii, Hiromi Gomi, Yoshinori Okuno, et al. Flight tests of helicopter noise abatement operations[R]. ERF-2005-28, 2005. |
| [9] | Conner D A, Burley C L, Smith C D. Flight acoustic testing and data acquisition for the rotor noise model(RNM)[R]. AHS-2006-063, 2006. |
| [10] | Farassat F. Derivation of formulations 1 and 1A of Farassat[R]. NASA/TM-2007-214853, 2007. |
| [11] | Morgans A S, Karabasov S A, Dowling A P, et al. Transonic helicopter noise [R]. AHS-2003-04, 2003. |
| [12] | Lee Seongkyu. Prediction of acoustic scattering in the time domain and its applications to rotorcraft noise [D]. USA: Pennsylvania State University, 2009. |
| [13] | Liu Y, Anusonti-Inthra P, Diskin B. Development and validation of a multidisciplinary tool for accurate and efficient rotorcraft noise prediction (MUTE) [R]. NASA/CR-2011-217057, 2011. |
| [14] | 樊枫, 史勇杰, 徐国华. 旋翼气动噪声及声压梯度计算方法研究[R]. CHS-2012-031, 2013. Fan Feng, Shi Yongjie, Xu Guohua. Noise and pressure gradient calculation for helicopter rotor [R]. CHS-2012-031, 2013. |
| [15] | 李东红, 杨亦春. 直升机噪声计算中延时方程的求解[J]. 声学技术, 2010, 29(6): 364-365. Li Donghong, Yang Yichun. The retard function solution in helicopter noise calculation[J]. Technical Acoustics, 2010, 29(6): 364-365. |
| [16] | 王阳, 徐国华. 直升机飞行参数对起降过程中旋翼桨-涡干扰噪声影响的分析[J]. 空气动力学学报, 2010, 28(3): 322-327. Wang Yang, Xu Guohua. Research on effects of flight parameters on helicopter noise in taking off and landing [J]. ACTA Aerodynamica Sinica, 2010, 28(3): 322-327. |
| [17] | 仲唯贵, 陈平剑, 林永峰. 涵道尾桨噪声辐射特性研究[J]. 南京航空航天大学学报, 2011, 43(3): 341-345. Zhong Weigui, Chen pingjian, Lin Yongfeng. Experimental and analytical investigation on ducted rotor noise[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2011, 43(3): 341-345. |
| [18] | Brentner K S, Edwards B D, Riley R, et al. Predicted Noise for a main rotor with modulated blade spacing[R]. AHS-2002-121, 2002. |
| [19] | Chae Sanghyun, Yee Kwanjung, Yang Choongmo, et al. Helicopter rotor shape optimization for the improvement of aeroacoustic performance in hover[J]. Journal of Aircraft, 2010, 47(5): 1770-1783. |
| [20] | Yin J P, Spiegel P, Buchholz H. Towards noise abatement flight procedure design: DLR rotorcraft noise ground footprints model and its validation[R]. ERF-2004-88, 2004. |
| [21] | Padula L S, Burley L C, Boyd D D and Marcolini A. Design of quiet rotorcraft approach trajectories[R]. NASA/TM-2009-215771, 2009. |
| [22] | Warwich G. European research shows benefit of public-private focus on greening rotorcraft[J]. Aviation Week & Space Technology, 2012, February 13: 43-44. |
| [23] | Kessler C. Active rotor control for helicopters: motivation and survey on higher harmonic control[R]. ERF-2010-045-I, 2010. |
| [24] | Kessler C. Active rotor control for helicopters: individual blade control and swashplateless rotor designs[R]. ERF-2010-045-II, 2010. |
| [25] | Velez C, Ilie M.Reduction of helicopter BVI noise using active flow control: the case of vortex street interactions[R]. AIAA-2012-3031, 2012. |