关键词：直升机；旋翼；桨涡干扰噪声；主动控制
直升机作为有翼面飞行器的一种，其有限长的 桨叶在产生升力的同时，在桨尖处也会形成强度较高的集中尾随涡，也称桨尖涡。在悬停、下降、中小速等飞行状态下，桨尖涡随气流运动会接近、甚至穿过桨盘平面，出现与桨叶靠近相遇的情况，形成特有的“桨一涡干扰”BVI现象。这种干扰会引起旋翼／机体的强烈振动并辐射出极强的脉冲噪声。BVI噪声的出现极大限制了直升机在人口密集区的起降使用。在军事上，噪声大使得直升机过早地暴露目标，对其战场生存形成严重威胁。
一、慨述
直升机既可以垂直起降、悬停，又能够向任意方向飞行，这种特有的飞行能力使其在军事和民用领域得到了广泛应用。旋翼既是直升机的升力面和操纵面，同时也是直升机外部噪声的最主要来源。按噪声特性分类，旋翼噪声主要包括桨涡干扰BVI噪声、高速脉冲HSI噪声、厚度噪声、载荷噪声和宽带噪声。其中，BVI噪声是直升机最为典型的噪声类型之一，它是由旋翼桨叶自身产生的尾迹与后续桨叶相互干扰而诱发产生的噪声。当直升机处于低速斜下降、小速度平飞、机动飞行等状态时，均会产生不同程度的BVI噪声。BVI噪声一经出现，会显著增大直升机的总体噪声水平，带来严重的环境噪声污染。因此，如何有效地降低直升机BVI噪声，已成为现代直升机必需解决的主要问题之一。
二、基于HHC 的旋翼BVI 噪声主动控制
早在Steward就提出了HHC的概念，当时利用HHC来减弱桨叶失速并优化旋翼升力分布，以提高直升机的飞行速度 [1]。之后大量研究者对HHC技术展开了研究，主要工作集中在降低直升机的振动水平上。经过多年的发展，HHC技术在减振方面日趋成熟。在SA349直升机上成功进行了 HHC 的闭环减振试验。为了进一步探究 HHC 技术在其它方面的应用前景，同年Aerospatiale 公司在 SA349 直升机上进行了 HHC 用于降低 BVI 噪声的开环飞行试验。试验结果表明：对于具有桨叶的 SA349 直升机，3/ rev 的HHC控制可以有效降低BVI噪声（麦克风位于左起落架前部）。受此次试飞结果的鼓舞，此后，越来越多的研究机构开始介入基于 HHC 的旋翼 BVI 噪声主动控制技术研究。研究工作主要由NASA 研究中心 DLR分别完成。其中，Brooks等在美国NASA兰利研究中心的跨声速风洞中进行了利用 HHC 技术降低 BVI 噪声的开环风洞试验，试验对象为桨叶 ARES全铰接式动力相似模型旋翼，该试验仅研究了4/rev的高阶谐波输入对于BVI 噪声的影响。同一时间，在欧洲的 DNW 风洞中，Splettstoesser 等进行了另一次开环风洞试验。试验对象为40 %动力相似的4桨叶BO-105无铰式模型旋翼。试验分别对不同的高阶谐波桨距输入(3/rev，4/rev，5/rev)进行了开环试验研究，结果表明桨距输入都可以有效降低BVI噪声水平，但同时旋翼振动水平及低频噪声水平会有所增大。此外试验发现，对于不同的直升机下降状态，固定的HHC控制输出已不能满足要求，需要闭环HHC控制才能取得更好的效果。于是，基于HHC技术，在DNW风洞中进行了BVI噪声的闭环风洞试验[2]。试验验证了所提出的闭环控制算法（T矩阵法）的可行性和有效性。尽管HHC技术被证明可用于降低BVI噪声，但是其降噪机理并未完全明确。
期刊文章分类查询,尽在期刊图书馆为系统地验证 HHC技术在直升机降噪、减振方面的有效性并揭示其背后的机理，基于 4 桨叶 BO-105 模型旋翼开展了著名的HART试验项目。该项目采用了激光多普勒测速仪（测量涡强）、激光片光技术（测量涡的形状和桨涡干扰距离）等当时最先进的测试设备和技术开展试验研究。给出了无控、噪声最小及振动最小时的 BVI 噪声云图，所施加的 HHC 控制频率皆为3/rev。此外通过对大量试验数据的分析，研究者认为桨涡干扰距离是影响 BVI 噪声的最主要参数之一。值得一提的是，HART试验十分经典，其试验数据被各国研究人员广泛引用，用于验证计算分析模型的正确性及有效性。之后不久，为进一步加深对HHC 技术降低 BVI 噪声物理本质的理解，NASA 联合DLR 多家研究机构利用更多先进的测量仪器开展了HARTII试验。试验结果表明：HHC技术通过高阶桨距作用使得桨涡干扰发生位置由桨尖处向桨跟转移，从而削弱了BVI噪声的辐射。尽管所有的研究均表明 HHC 技术能够有效降低旋翼BVI噪声，但由于技术条件限制，其使用的液压作动器重量代价大、所需驱动功率高，另外由于控制频率受限，因此 HHC 技术的应用受到了很大的限制。
三、旋翼 BVI 噪声主动控制技术
1、主动扭转旋翼。主动扭转旋翼即ATR，顾名思义即利用嵌在桨叶内部或者桨叶表面的智能材料使桨叶可以主动扭转的旋翼，其发展与智能材料与结构的发展密不可分，目前对于ATR的研究尚处于基础研究阶段，主要原因是智能材料的驱动力不足，桨尖偏转角达不到指定要求。而利用ATR进行BVI降噪还处于理论研究阶段，目前值得一提的是一种利用超高阶控制频率的ATR控制降低旋翼BVI噪声的方法，其控制频率与桨叶上0.87 r处的BVI载荷频率相同，控制仅在相位角位于260°～320°时施加，以减小可能的不利影响。
2、主动格尼襟翼。Microflap本质上是一个可展开的格尼襟翼。通过 Microflap 可以改变桨叶局部位置的升力及俯仰力矩，于是有研究者开始尝试利用Microflap来控制直升机的振动及噪声。相较于其他主动控制方式，Microflap尺寸小，所需功率小，驱动频带宽，且对桨叶结构刚度影响不大。
目前为止，利用Microflap进行BVI降噪的研究还停留在仿真研究阶段，密歇根大学的Padthe及Friedmann 研究了 Microflap 对于直升机减振、降噪及性能提升方面的作用。结果表明：双片 Microflap 在 BVI 降噪方面明显优于单片Microflap。 直升机旋翼BVI噪声主动控制技术是旋翼气动声学、控制理论及数字信号处理等多学科的交叉融合，具有巨大的民用及军事应用价值，近些年来吸引了大量著名学者及科研机构的关注。
旋翼BVI噪声主动控制的发展过程可见，虽然发达国家互相合作，在该领域投入了大量的人力、物力，提出了多种控制方式，但是其发展仍不成熟。现阶段研究主要集中于单一噪声目标的控制，对于降噪引起的振动水平增加及旋翼性能降低等方面并没有综合考虑。未来，若想在型号直升机上投入应用，噪声、振动与旋翼性能的综合主动控制将是重中之重。
参考文献：
[1] 徐国华，王适存．前飞状态直升机旋翼的自由尾迹计算[J]．南京航空航天大学学报，2017，(6)：03．
[2] 史勇杰，招启军，徐国华．旋翼桨一涡干扰气动特性计算及参数影响研究EJ]．航空学报，2018，31(6)：14．
[3] 陈丝雨，招启军，倪同兵．浅谈旋翼平行桨一涡干扰噪声的参数影响研究[J]．南京航空航天大学学报．2017，43(2)：18．
论文作者:石野
论文发表刊物:《工程管理前沿》2020年2月第5期
论文发表时间:2020/5/9