夏 天，閆國華

(中國民航大學航空工程學院，天津 300300)

0 引言

目前，噪聲問題已經(jīng)成為空中交通發(fā)展最大的抑制劑之一。歐美在此方面代表了國際最先進的技術(shù)水平。NASA研究了大量包括機身和發(fā)動機在內(nèi)的降噪技術(shù)。如圖1所示［1］。

圖1 民機噪聲水平發(fā)展趨勢

國際民航組織(ⅠCAO)頒發(fā)了適航審定條例ⅠCAO附件16，美國聯(lián)邦航空局(FAA)頒布實施了聯(lián)邦航空法規(guī)第36部，中國民用航空局也頒發(fā)了中國民航規(guī)章第36部。盡管現(xiàn)役的飛機符合現(xiàn)行的噪聲標準，并可能做一些簡單改進來符合未來的更高的標準，可是隨著公眾對噪聲的容忍度越來越小，噪聲適航標準的要求越來越高，需要飛機在生產(chǎn)設(shè)計之初就對降噪措施有一定系統(tǒng)化的考慮。

如今越來越多的機場也實施了噪聲限制程序，如圖2所示。早在1988年我國出臺了國家標準《機場周圍飛機噪聲環(huán)境標準》，對機場周圍的飛機噪聲環(huán)境實施控制和管理。將先進技術(shù)和噪聲優(yōu)化程序運用到現(xiàn)實中，不僅有利于減輕民機噪聲對居民影響，更能滿足更多機場限制。

圖2 世界范圍內(nèi)機場采取噪聲相關(guān)的限制趨勢

對于民機降噪設(shè)計，以往的方式很多，但對于平滑升力面，動力系統(tǒng)融合等先進技術(shù)并沒有太多引用。而在適航程序降噪方面，大角度進近和減推力起飛是常用的降噪程序，利用單事件噪聲級算法對其進行分析，得出結(jié)論，降噪程序效果明顯，但有相應(yīng)的局限性。

1 民機噪聲適航符合性程序

1.1 噪聲測量點［2］

圖3所示為噪聲適航測量點。

(1)起飛，在跑道中心線的延長線上距起飛滑跑開始點6 500 m處。

(2)進場，在跑道中心線的延長線上距跑道入口2 000 m處。

(3)邊線，在與跑道中心線的延長線相平行并距該延長線450 m的邊線上的一點，在該點飛機離地后的噪聲級最大;但對裝有3臺以上渦輪噴氣發(fā)動機的飛機，為了證明符合第一階段或第二階段(取適用者)的噪聲限制，此距離必須是650 m。

圖3 噪聲適航測量點

1.2 噪聲評定限制

將邊線，起飛和進近的瞬時感覺噪聲級在時間上積分，得到有效感覺噪聲級(EPNL)，規(guī)定有效感覺噪聲級不能超出限制值，限制值是由飛機的最大起飛重量和飛機發(fā)動機數(shù)量決定的。

1.3 標準飛行剖面

中國民用航空規(guī)章第36部中給出了飛機起飛和進場的基準剖面形狀，近場剖面圖如圖4所示。

圖4 基準起飛剖面圖

即飛機在跑道上的滑跑起始點A開始滑跑至B點離地，駕駛員操縱駕駛桿使飛機機頭抬升。抬升至C點時飛機以一恒定角度開始第一次爬升。飛機在D點至E點的過程為減推力爬升階段。接下來飛機進入第二次爬升階段，此時的爬升角可能不同于第一階段但仍然保持恒定，直到滿足噪聲審定要求的點F結(jié)束。以上各階段一起組成了飛機起飛的標準起飛航跡。

其中在跑道中心線上的幾個點分別表示為:K1點是飛機噪聲適航審定中規(guī)定的起飛噪聲觀測點，K2點是飛機起飛橫側(cè)噪聲級最大位置即邊線噪聲觀測點的投影。

2 噪聲源頭設(shè)計降噪

從源頭上降低飛機噪聲，有兩個技術(shù)層面:①飛機機身噪聲;②推進系統(tǒng)噪聲。在從源頭降低噪聲同時，要考慮到這兩個方面，并且充分考慮飛機起飛、進近以及降落的狀態(tài)。

2.1 平滑升力面

在飛機飛行高度較低，攻角較大的進近過程中，倘若忽略起落架擾流引起的噪聲，翼尖由于翼尖小翼的作用所產(chǎn)生的噪聲較小。那么升力面噪聲就成為最主要的機身噪聲。因此在進近過程中，盡可能減少升力面引起的噪聲是最有效的減小進近過程中噪聲的方式。美國國家航空和宇航局蘭勒研究中心研究將機翼與機身融為一體以減小升力面后緣所產(chǎn)生的噪聲。并且將機身結(jié)構(gòu)沿翼展方向分為多個部分，這樣機翼有一個流線型的外緣并且可以在翼展方向在一定角度扭轉(zhuǎn)。

使用經(jīng)過修正的邊界層和當?shù)亓髁繀?shù)，每一個部分的吸力面和壓力面的聲壓級(SPL)可以用式(1)計算［3］:

式中:δ*是吸力面或壓力面的邊界層厚度，L是翼展方向尾緣長度，M0是飛行馬赫數(shù)，θ是極角，φ是方位角;F是基于等效厚度和雷諾數(shù)的斯特魯哈爾數(shù);K是基于當?shù)乩字Z數(shù)的修正參數(shù)。

2.2 動力系統(tǒng)融合和尾緣邊界層吸入概念(BLⅠ)

動力系統(tǒng)融合的概念包含了整合式的發(fā)動機機翼尾緣設(shè)計，這使得分布式排氣系統(tǒng)鑲嵌在機體機構(gòu)中。將發(fā)動機安裝在機體內(nèi)部，可以有效的減小風扇前傳噪聲，并且這種設(shè)計可以減輕邊界層漩渦，從而減小噪聲。從翼展方向的進氣槽吸入空氣，會使得邊界層漩渦大大減少，從而從一定程度上降低了由于漩渦引起的噪聲。如圖5所示［4］。

圖5表明當邊界層完全被吸入時，最大可將尾緣有效感覺噪聲級降低4 dB。通過燃油消耗率(SFC)定義:

可以看出，給定的飛行速度v∞和燃油燃燒熱值Δhf，由于熱效率ηth下降的速度大于推進效率ηprop提升的速度，SFC在增大。這是由于動力系統(tǒng)吸入了高熵值的邊界層氣流，使得推進力下降，從而增加了燃油消耗率。因此，使用邊界層吸入技術(shù)需要在燃油消耗和削減噪聲方面有一個平衡策略。

圖5 尾部邊緣使用邊界層吸入技術(shù)所減小的噪聲量

2.3 利用超高涵道比的渦扇發(fā)動機

對于飛機推進系統(tǒng)而言，因噴流噪聲與噴流速度的8次方成比例，一項最主要的噪聲源頭就是高速排氣噴流。特別是在起飛過程中，發(fā)動機功率高，飛機距離地面較近，高速排氣造成的噪聲影響尤為突出，根據(jù)航空發(fā)動機推力公式:

想要維持發(fā)動機一定推力，可以提高排氣速度減小燃氣流量或者增大燃氣流量減小排氣速度。對于聲學而言，降低排氣速度可以很大程度上減小噪聲，而流量的增加使得噪聲增加的的速率遠遠小于排氣速度的影響。現(xiàn)代民機上使用的高涵道比渦扇發(fā)動機在一定程度上降低了噪聲水平，如圖6所示。

圖6 發(fā)動機噪聲隨涵道比的變化趨勢

根據(jù) NASA 的 ANOPP’s flight dynamics模型［5］，超高涵道比發(fā)動機當涵道比達到30時，降噪效果將遠遠高于現(xiàn)役發(fā)動機水平。圖6表明涵道比越大，風扇的有效感覺噪聲級隨涵道比變化不明顯，而排氣噪聲隨涵道比的變化十分明顯，當涵道比大于6時，排氣噪聲迅速下降。采用更為先進技術(shù)的超高涵道比發(fā)動機在保證相同推力的情況下，降噪性能得到大大提升。

3 適航優(yōu)化程序分析

3.1 大角度進近

在飛機進近過程中，飛機發(fā)動機處于高慢車狀態(tài)，此時風扇帶來的噪聲是最主要的發(fā)動機噪聲。飛機高度低，飛行速度慢，離居民區(qū)較近，對居民影響也較大。倘若飛機進近時使用較小角度，且進近速度較慢，必定會使得附近居民更長時間暴露在噪聲環(huán)境中。使用大角度進近，進近速度較高，可以減小這種影響居民在噪聲環(huán)境中的暴露時間。如圖7所示，以5°和 3°進近的差異。

考慮到乘客舒適度的因素，飛機下降速率最高不能超過330 m/min［6］，否則會引起乘客的眩暈等。

圖7 兩組大角度進近

對于大角度進近噪聲值的算法，以某型飛機為例，采用單事件噪聲值算法［7］，計算每隔0.5°的噪聲值數(shù)據(jù)，如表1所列。

表1 某型飛機大角度進近下的噪聲水平對比

從表1中可以很明顯的看出，當進近角度為4.5°時，有效感覺噪聲級為 83.6°，比進近角度為 3°時候降低了8有效感覺噪聲分貝。

國際民航組織航空環(huán)境保護委員會(CAEP)的第八次會議中提供了大角度進近時噪聲等值線區(qū)域變化的數(shù)據(jù)。選取相時下國際上最常見的波音737-800系列飛機，對于以3°進近時，大角度進近噪聲等值線區(qū)域變化［8］，如表2所示?？傻贸鼋Y(jié)論:單純從降噪角度講，進近角度越大，噪聲等值線區(qū)域面積減小越多，即大角度進近對于降噪效果比較明顯，可以利用大角度進近削弱對機場周邊居民的影響。

大角度進近有兩個顯著優(yōu)點:①增加了飛機與地面的距離，使噪聲更多的在空氣中衰減;②由于大角度進近以降低高度來提升飛行速度，故可以使用較小的發(fā)動機推力來維持進近所需要的速度，而此時最主要的發(fā)動機噪聲來源于發(fā)動機風扇噪音，故可以降低發(fā)動機轉(zhuǎn)速來降低發(fā)動機噪聲。

表2 波音737-800飛機大角度進近相對于3°時的噪聲等值線區(qū)域減小百分比

大角度進近的缺點有以下幾點，①需要重新設(shè)計儀表著陸系統(tǒng);②需要重新對飛行員進行更深入的培訓;③需要空管相關(guān)人員重新規(guī)劃進近路徑;④大角度進近勢必對飛機機輪造成更大沖擊，影響其壽命。

3.2 減推力起飛

在起飛過程中，減推力起飛是常見的減少噪聲對居民區(qū)的影響的方式，如圖8所示。

圖8 減推力起飛圖示

減推力起飛即為在飛機起飛過程中，采取起飛額定推力的一定百分比例。推力減小，發(fā)動機引起的噪聲會相應(yīng)的減少，但是由于飛機所需的巡航高度不變，減推力起飛飛機爬升率低，因此受到噪聲影響的區(qū)域也會相應(yīng)變大，即噪聲等值線區(qū)域增大。進行減推力程序要結(jié)合飛機重量，涵道比等制定最優(yōu)的方案。如表3所示。

表3 減推力起飛降噪水平對比

應(yīng)用減推力起飛的飛機與基線飛機在同一高度時所測得的有效感覺噪聲分貝值的減少量。可以得出，在減小推力起飛時，在起飛測量點的噪聲值都有所減小。當減少35%推力起飛時，測得的有效感覺分貝值下降程度比較明顯［9］。

4 結(jié)語

對于民機先進降噪技術(shù)的研究，美國航空航天局(NASA)做了大量研究，國內(nèi)對其研究相對較少。平滑升力面，推進系統(tǒng)融合以及超高涵道比發(fā)動機概念，都是今后更小噪聲飛機研制的趨勢。適航減噪程序，主要包含大角度進近和減推力起飛，在符合適航條件的基礎(chǔ)上進一步減小有效感覺噪聲值，但是大角度進近和減推力起飛都適用于在一定的條件內(nèi)使用，其優(yōu)點和缺點都比較突出。對比大角度進近和減推力起飛優(yōu)化程序的優(yōu)點和局限性，并以計算獲得的飛機實例驗證適航優(yōu)化程序的效果。綜合應(yīng)用這些技術(shù)和適航程序，旨在減輕噪聲對機場周邊居民的影響，對日益嚴峻的環(huán)境問題做出貢獻。

［1］ Pilczer D.Noise Reduction Assessment and Preliminary Design Ⅰmplications for a Functionally-Silent Aircraft［D］.Massachusetts:Department of Aeronautics and Astronautics，Massachusetts Ⅰnstitute of Technology.2003.

［2］ 中國民用航空總局適航審定司.中國民用航空規(guī)章第36部航空器型號和適航合格審定噪聲規(guī)定［S］.2005.

［3］ ⅠCAO，ANNEX 16 VOLUME Ⅰ，Ⅰnternational Standards and Recommended Practices，Aircraft Noise［S］.Montreal.1993.

［4］ FAA，F(xiàn)AR 36，Noise Standards:Aircraft type and Airworthiness Certification［S］.1990.

［5］ Manneville A，Pilczer1 D，Spakovszky Z S.Noise Reduction Assessment and Preliminary DesignⅠmplications for a Functionally-silent aircraft［R］.10th AⅠAA/CEAS Aeroacoustics Conference.A-merican Ⅰnstitute of Aeronautics and Astronautics.2004

［6］ Alberici A，Bassanino B.Verifying noise Monitoring System:An Operative Procedure［C］.10th AⅠAA/CEAS Aeroacoustics Conference.2004-2807.

［7］ 閆國華，費代祥.大角度進近減噪探索研究［J］.噪聲振動控制，2011，31(5):121-125.

［8］ 費代祥，閆國華，鮑海濱，等.大角度進近噪聲等值線繪制的探索［J］.噪聲振動控制，2012，32(1):86-88.

［9］ 閆國華，馬 敏.淺析假設(shè)溫度法下的減推力起飛［C］.第三屆未來信息技術(shù)與管理工程國際學術(shù)會議.常州:ⅠEEE，2010:9-12.