摘要
螺旋桨是无人机动力系统的核心部件，其气动噪声是限制无人机规模化应用的重要因素，如何有效降低无人机螺旋桨叶片气动噪声成为国内外学者主要关注的问题。本文采用工程仿生的研究方法，以座头鲸前缘凸点结构、蜻蜓翅膀后缘突起结构和猫头鹰尾缘梳妆结构构型特征为仿生原型，在 NACA0012 翼型叶片上设计了三种仿生结构，采用声学风洞试验及数值模拟方法系统研究了其降噪性能，并揭示了其流动控制机制，最后在螺旋桨叶片开展了应用研究。主要内容和成果如下： （1）设计并加工了 NACA0012 翼型试验模型以及前缘点阵结构、前缘/尾缘扰流结构和尾缘锯齿结构的仿生翼型模型，在高品质声学风洞开展了风洞试验。结果表明：点阵前缘/锯齿尾缘组合仿生翼型模型较单一仿生结构翼型模型有更好的降噪性能，其中AOA=0°#20m/s与AOA=10°#30m/s工况下最为明显，峰值噪声分别降低18.65dB（925Hz）、28.35dB（1125Hz），总声压级分别降低了8.77dB、9.89dB。不同流速下，组合仿生翼型模型锯齿尾缘尺寸参数的降噪规律可表述为：随着速度的不断增大，降噪能力较好的模型尺度逐渐稳定在齿高、齿宽较大的位置且锯齿高的影响要大于锯齿宽的影响。试验结果还表明，扰流结构主要在压力面发挥作用，但双面结构要优于单面结构，其中位于前缘0.0125C位置的双面扰流结构模型在试验中降噪效果优于同类各位置模型，其中在 AOA=0° #20m/s与AOA=10°#30m/s工况下峰值噪声分别降低26.89dB（925Hz）、31.76dB （1125Hz），总声压级分别降低了10.61dB、10.76dB。 （2）基于LES/FW-H模型，对AOA=0°#20m/s位于前缘0.0125C位置的双面扰流结构翼型叶片进行了数值模拟，揭示了扰流结构的降噪机理。扰流结构的降噪机制主要在于降低了叶片表面的声源强度，具体表现为前缘扰流结构可以提前将大尺度涡旋打碎，产生更多的流向涡；尾缘扰流结构则削弱了尾缘附近涡脱落时向上游的辐射，并进一步减小了展向相干性。前后扰流结构相互结合，共同打破标准翼型的声学反馈回路，噪声源所占翼型表面面积有所减小，从而降低了远场噪声强度。 （3）基于对仿生流动控制降噪的研究结论，设计并加工了前缘/尾缘扰流结构、尾缘锯齿结构和前缘波状结构螺旋桨叶片，并在高品质半消声室测试了其气动性能和声学性能。试验表明：前缘波状结构叶片展现出更好的声学特性。基于试验结果进一步对前缘波状结构进行均匀设计，系统研究参数变化对降噪效果的影响，试验表明此结构在RPM2000~3500工况下均有较好的降噪效果，气动升力基本为正反馈。进行最优化设计，采用开模注塑的方式加工并进行试验验证，试验结果表明优化设计桨叶总声压级在不同工况下分别降低 2dB，1.7dB，2dB， 1.8dB，气动升力分别升高15.84%，7.63%，1.52%，4.04%。 （4）运用动网格技术，模拟分析了仿生波状结构对螺旋桨气动噪声的控制机理。结果表明：螺旋桨主要噪声源位于翼型吸力面，噪声源在径向幅值逐渐增大，最终稳定在叶尖附近，前缘波状结构在对涡旋的扰动作用下，减少了噪声源面积，从而降低了气动噪声。流场表现为在前缘波状结构的扰动作用下使表面涡旋提前进入湍流状态，降低了螺旋桨表面压力脉动，同时流场尾迹受到强烈扰动，降低了尾迹压力强度。
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