Reduction of rotor noise has become an increasingly important research subject for the design of quieter helicopter. In the last twenty years, there has been some moderate success in prediction of the rotor BVI noise and the active noise controls. But the physical mechanisms of unsteady wake behavior are not fully understood and drastic reduction of noise has not been achieved. This BVI occurs primarily when the helicopter is in forward and descending flights and the active controls are used in those flight conditions for BVI noise reduction. But the characteristics of wake and rotor noise are very complex in those conditions. Therefore, the detail wake instability and noise characteristics in the hover flight should be investigated first.
The tip-vortex pairing, one of the rotor wake instabilities, is successfully predicted by using a time-marching free-wake method. In this method, the wakes are gradually generated at each time step with the initial condition of no wake. The wakes consist of vortex filaments. A slow starting condition and parabolic blending curves in the interpolation of the vortex filaments are used. The predicted results show good agreements with experimental data within 3% error of pairing point location. The computations to predict the tip-vortex pairing are needed up to 30.
Tip-vortex pairing is the strong interaction between tip vortices trailed from multi-bladed rotor and this interaction consists of rolling of the tip-vortices with each other. All wakes show aperiodicity beyond a certain bound location. The pairing and aperiodicity depend on the collective pitch angle of the blade and the climb rate.
The tip-vortex pairing is identified from the spectrum analysis of calculated tip-vortex noise, when tip-vortex pairing occurs repeatedly. The noise induced by the repeatable tip-vortex pairings has a quadrupole directivity pattern. And the peak components of noise spectrum represent pairing period and instability mode. But in case that tip-vortex paring dose not occur repeatedly, more detailed studies are needed further.
The concept of active noise control is to generate higher harmonic unsteady aerodynamic loads on the rotor blades that cancel the original loads responsible for the noise/vibration. The unsteady aerodynamic loads are introduced by adding higher harmonic pitch input. Therefore, the circulation strength of tip-vortex is oscillatory according to higher harmonic pitch input. The unsteady rotor wake behaviors are changed due to the oscillatory circulation of tip-vortex when the active noise control is applied. New instability equations of multiple helical vortex systems are developed due to the limitations and errors of previous instability equations. The change of rotor wake behavior is explained by using the newly developed instability equations adopting the active control conditions. The peak components of thickness noise and blade loading noise under active controls represent the active control frequencies. The peak components of tip-vortex noise are changed based on the various active control inputs and represent instability mode of tip-vortex when tip-vortex pairings occur repeatedly.
로터 소음 저감은 조용한 헬리콥터를 만들기 위하여 매우 중요한 연구가 되어 왔다. 지난 20년 동안 로터 BVI(blade vortex interaction) 소음 예측과 능동제어에 있어서 일부의 발전이 있었다. 이러한 BVI는 전진비행과 저속하강 비행 시에 주로 발생되는데 이러한 비행조건의 경우 후류의 거동 및 소음특성이 매우 복잡함에 따라 BVI의 주요한 원인으로 알려져 있는 비정상 후류 거동 및 능동 소음제어의 물리적인 현상이 충분히 이해되어지지 않아왔다. 따라서 전진비행과 저속하강 비행 시의 복잡한 비정상 후류 거동 및 능동 소음제어의 물리적인 현상을 이해하기 위해서는 정지 비행시의 비정상 후류 거동 및 소음특성이 우선적으로 자세히 연구되어야 한다.
본 연구에서는 비정상 후류 불안정의 하나인 익단 와류 pairing 현상을 slow starting 방법과 parabolic blending curves를 통한 곡선와선 모형을 사용하는 시간전진 자유후류방법을 통하여 성공적으로 예측하였다. 수치해석을 통하여 예측된 결과는 기존 실험 결과의 pairing 위치와 3% 오차범위에 일치하는 정확도를 보여주었다. 이러한 익단 와류 pairing 예측을 위해서는 일반적으로 로터 근접 와류 예측을 위하여 사용되는 12회전의 계산보다 많은 30 회전의 계산이 필요로 하다. 이러한 익단 와류 pairing 현상은 본 수치해석을 통하여 명확히 구명 될 수 있다. 각각의 블래이드에서 발생된 익단 와류는 서로 강하게 상호작용하며 이러한 상호작용은 다른 블래이드에서 발생된 익단 와류와 서로 회전하는 방식으로 이루어 진다. 모든 와류는 발생 후 일정 시간 후에는 반복성이 없어지는 현상을 보이며 이러한 pairing 및 비반복성은 블래이드의 collective pitch각과 수직 비행률에 따라 변하게 된다. 이러한 익단 와류 pairing은 기존의 나선와의 불안정성 이론으로부터 설명가능하며 수치해석의 결과를 통하여 원거리 후류로부터 이러한 불안정성 현상을 발생하는 교란이 발생되어 로터 회전 평면 근처까지 접근하는 것을 볼 수 있다. 익단 와류 pairing이 규칙적으로 반복되는 경우, 익단 와류에 의하여 발생되는 소음계산을 통하여 익단 와류 pairing의 불안전성 모드를 규명할 수 있다. 이러한 익단 와류의 소음은 사극음원의 형태를 지니며 소음 스펙트럼의 최대치를 지니는 주파수 성분은 pairing 주기와 불안정성 모드를 나타낸다. 그러나 pairing이 규칙적으로 발생되지 않는 경우의 소음 분석은 추후의 더욱 자세한 연구가 필요하다.
능동제어 방법 이 적용되면 비정상 로터 후류의 거동이 변화 하게 되는 것을 시간전진 자유후류방법을 이용한 수치해석을 통하여 예측할 수 있다. 또한 이러한 능동제어시의 로터 후류의 불안전성 변화를 해석을 위하여 기존 다중 나선와의 불안전성 방정식의 제약점과 오류를 수정한 새로운 다중 나선와의 불안정 방정식을 개발하였다. 능동제어에 의한 로터 후류 불안정성의 변화는 새로운 다중 나선와의 불안정성 해석으로 설명이 가능하다. 능동제어시의 블래이드 하중소음과 두께소음의 최대치 주파수 성분은 능동제어의 주파수를 나타내는 반면, 익단 와류에 의하여 유도되는 소음의 최대치 주파수 성분은 능동제어의 주파수와는 다른 주파수 성분을 나타낸다. 이상의 결과로 로터 후류 불안정성의 현상규명과 능동제어에 있어 시간전진 자유후류방법, 새로운 다중 나선와의 불안정성 해석과 소음특성분석이 유용함을 알 수 있었다.
