張曉亮，張躍林，宋國智

（中國飛行試驗研究院 飛機飛行試驗技術(shù)研究所，西安710089）

大型民用飛機噪聲適航合格審定試飛方法研究

張曉亮，張躍林，宋國智

（中國飛行試驗研究院 飛機飛行試驗技術(shù)研究所，西安710089）

對大型民用飛機噪聲適航合格審定試飛的基準(zhǔn)程序和等效方法進(jìn)行探討和分析。提出一種等效方法并從測量點布置、試驗方法、試驗程序、數(shù)據(jù)修正方法和NPD數(shù)據(jù)庫建立等方面進(jìn)行介紹，比較等效方法和基準(zhǔn)程序，分析等效方法的優(yōu)缺點。

聲學(xué)；噪聲審定；大型民用飛機；試飛方法；基準(zhǔn)程序；等效方法

本文在對CCAR 36部規(guī)定的民用飛機適航合格審定噪聲試飛方法分析的基礎(chǔ)上，提出一套噪聲適航合格審定試飛等效方法。

1 基準(zhǔn)程序

中國民用航空總局（以下簡稱CAAC）頒布的CCAR 36部《航空器型號和適航合格審定噪聲規(guī)定》對噪聲合格審定試飛的噪聲測量和評定、噪聲測量點、最大噪聲級、基準(zhǔn)程序和試驗程序都有嚴(yán)格的規(guī)定，飛越、橫側(cè)和進(jìn)場噪聲必須在規(guī)定的程序和條件下測量得到，并修正到基準(zhǔn)條件下，數(shù)據(jù)樣本數(shù)必須足夠大，確保三項噪聲合格審定中的每一個平均噪聲級，在統(tǒng)計上所確立的90%置信區(qū)間都不超過± 1.5 EPN dB。

試驗的基準(zhǔn)條件[1]是：

1)海平面大氣壓力為1 013.25 hPa；

2)環(huán)境溫度為25°C，即，國際標(biāo)準(zhǔn)大氣狀態(tài)＋10°C；

3)相對濕度為70%；

4)無風(fēng)；

5)跑道梯度為零。

基準(zhǔn)噪聲測量點包括：

1)橫側(cè)基準(zhǔn)噪聲測量點：位于與跑道中心線及其延長線相平行，距離跑道中心線450 m（雙發(fā)噴氣式飛機）的邊線上，飛機離地后噪聲級最大的一點；

2)飛越基準(zhǔn)噪聲測量點：位于跑道中心線的延長線上，距起飛滑跑起點6 500 m處；

3)進(jìn)場基準(zhǔn)噪聲測量點：位于跑道中心線的延長線上，距跑道入口2 000 m處。

飛機的噪聲限制[2]是按飛機所處階段、飛機重量和發(fā)動機數(shù)目確定的，目前按照年代劃分成四個階段，第四階段噪聲限制[3]是在第三階段噪聲限制的基礎(chǔ)上提出的。例如，ARJ 21-700飛機處于第四階段，它的飛越、橫側(cè)和進(jìn)場第三階段最大噪聲限值分別為90.5 EPN dB、95.0 EPN dB、97.4 EPN dB，因此ARJ21-700飛機的第四階段噪聲限制如下：

1)任何一個測量點的噪聲級不能超過第三階段限值；

2)三個測量點的噪聲級與第三階段噪聲限值的裕度之和不小于10 EPN dB；

3)任意兩個測量點的噪聲級與第三階段噪聲限值的裕度之和不小于2 EPN dB。

CCAR 36部還規(guī)定了飛機的起飛基準(zhǔn)程序和進(jìn)場基準(zhǔn)程序。規(guī)定起飛基準(zhǔn)程序中松開剎車時的飛機重量必須是噪聲合格審定要求的最大起飛重量，起飛基準(zhǔn)速度在V2＋10 kn和V2＋20 kn之間，在飛機離地后必須盡快達(dá)到該速度，并且要在整個起飛噪聲合格審定試驗中保持此速度，還規(guī)定了飛行員操作和飛機構(gòu)形等多項內(nèi)容。按照基準(zhǔn)程序需要至少進(jìn)行6次飛越試驗和6次進(jìn)場試驗。

2 等效方法

等效方法是指不同于CCAR 36中規(guī)定的基準(zhǔn)程序但是可以獲得和基準(zhǔn)程序本質(zhì)上相同的噪聲級的飛行試驗方法、測量方法、數(shù)據(jù)處理方法和評價方法的統(tǒng)稱。通過對適航標(biāo)準(zhǔn)的研究和結(jié)合國內(nèi)飛行試驗的技術(shù)水平，提出了一種較為合適的等效方法，下面就從測量點布置、飛行試驗方法和數(shù)據(jù)處理方法等方面介紹等效方法。

2.1 測量點布置

基準(zhǔn)程序中為獲得最大橫側(cè)噪聲測量點位置，需要在跑道兩側(cè)距跑道中心線450 m的平行線上布置多個測量點，飛越和進(jìn)場基準(zhǔn)測量點分別是在跑道中心線及延長線上的兩個點，如圖1 a所示。采用等效方法時，只需要布置3個測量點，中間的一點為飛越和進(jìn)場噪聲測量點，兩側(cè)對稱的兩個點為橫側(cè)噪聲測量點，如圖1 b所示。

圖1 a噪聲測量點布置圖—基準(zhǔn)程序

圖1 b噪聲測量點布置圖—等效方法

2.2 試驗方法

等效方法中，飛機不必每次都進(jìn)行起飛或著落過程，飛機采用航跡切入法[4]飛越傳聲器上空，雖然這樣會導(dǎo)致發(fā)動機功率、飛機重量等與基準(zhǔn)程序要求出現(xiàn)差異，但可以通過測試數(shù)據(jù)進(jìn)行修正，同樣獲得與基準(zhǔn)程序一樣的結(jié)果，而且節(jié)省了大量試飛架次，一般只需要3個試飛架次就可以完成噪聲適航合格審定試飛。

第一個試飛架次，布置3個噪聲測量點，如圖2 a所示，飛機以最大起飛重量按照基準(zhǔn)程序要求滑跑起飛，飛越傳聲器上空，飛離試驗區(qū)域后不著陸繼續(xù)復(fù)飛，采用航跡切入法在不同的拉起點，模擬起飛過程，飛越傳聲器上空，每次模擬起飛過程都保持相同的功率。通過這一架次試驗可以獲取橫側(cè)噪聲級與高度的關(guān)系曲線，如圖2 b所示。

第二個試飛架次，布置3個噪聲測量點，2個橫側(cè)噪聲測量點和1個飛越噪聲測量點，如圖3 a所示，飛機以最大起飛重量，基準(zhǔn)起飛功率起飛，然后仍然采用航跡切入法，飛機以逐漸減小的功率、相同的高度飛越傳聲器上空，這一架次可以得到飛越噪聲級與發(fā)動機推力的關(guān)系曲線，如圖3 b所示。

第三個試飛架次，布置一個噪聲測量點，如圖4.a所示，位置與第二個架次的飛越噪聲測量點相同，飛機按基準(zhǔn)程序進(jìn)場，但不著陸，以預(yù)先計算好的切入點（確保飛機以同一高度飛越傳聲器上空）模擬著

圖2.a橫側(cè)噪聲試驗

圖2.b橫側(cè)噪聲級與高度關(guān)系曲線

圖3 a飛越噪聲試驗

圖3 b飛越噪聲級與發(fā)動機推力關(guān)系曲線

陸過程，然后復(fù)飛，再模擬著陸過程并使用逐漸減小的功率，經(jīng)過一系列的模擬著陸過程，得到進(jìn)場噪聲級與發(fā)動機推力的關(guān)系曲線，如圖4 b所示。

2.3 試驗程序

每次飛行的試驗程序如下，圖5給出飛行試驗過程示意圖。

1)氣象飛機執(zhí)行測試任務(wù)，完成后報告指揮員；

2)當(dāng)噪聲測試系統(tǒng)、機載測試系統(tǒng)、航跡測試系統(tǒng)和飛機都正常后，指揮員宣布噪聲試驗開始；

圖4 a進(jìn)場噪聲測量

圖4 b進(jìn)場噪聲級與發(fā)動機推力關(guān)系曲線

圖5 飛行試驗過程示意圖

3)飛機從預(yù)定的起飛滑跑點，按規(guī)定構(gòu)型和試驗狀態(tài)起飛；

4)各測量點開始噪聲測量；

5)飛機完成起飛任務(wù)，飛離噪聲試驗區(qū)域；

6)各噪聲測量點停止噪聲測量；

7)機載測試工程師把空速、飛機高度、發(fā)動機參數(shù)等報告給飛行指揮人員，噪聲測量點報告觀測到的A聲級和記錄噪聲的數(shù)據(jù)有效性；

8)指揮員和試驗監(jiān)督員決定此次試驗的有效性，并決定是否重復(fù)試驗；

9)按照航跡切入法的具體要求，由指揮員下令繼續(xù)飛行試驗；

10)當(dāng)天飛行試驗任務(wù)完成后，再進(jìn)行大氣環(huán)境測量、噪聲測試系統(tǒng)校準(zhǔn)和環(huán)境噪聲記錄工作；

11)指揮員下令試驗結(jié)束。

2.4 數(shù)據(jù)修正方法

使用等效方法時，噪聲合格審定試驗的條件與基準(zhǔn)條件存在差異[3]，這就需要對實測的噪聲數(shù)據(jù)作相應(yīng)的修正，這些差異主要包括：

1)受平方反比律及大氣衰減的影響，沿傳播路徑上的噪聲衰減的差異；

2)受飛機相對于測量點的距離和速度的影響，噪聲持續(xù)時間的差異；

3)受發(fā)動機工作的試驗條件和基準(zhǔn)條件不同影響，發(fā)動機發(fā)出的源噪聲的差異；

4)受飛行速度與基準(zhǔn)空速不同的影響，飛機/發(fā)動機的源噪聲的差異；

5)背景噪聲的影響。

以飛越和進(jìn)場試驗為例，如圖6所示，XY是實測飛行航跡，XrYr基準(zhǔn)飛行航跡，根據(jù)實測噪聲傳播路徑QK與實測飛行航跡XY的夾角θ，可以計算出經(jīng)過基準(zhǔn)測量點Kr與基準(zhǔn)飛行航跡XrYr成θ角的基準(zhǔn)噪聲傳播路徑QrKr的長度。

圖6 影響聲壓級的剖面特性

用式（1）把實測聲壓級SPL轉(zhuǎn)換成基準(zhǔn)條件下的聲壓級SPLr，再將其變換成純音修正感覺噪聲級PNLTr，按式（2）計算出修正量△1，按式（3）計算出持續(xù)時間修正量△2，其它的修正還包括發(fā)動機源噪聲修正[5]和背景噪聲修正[6]等。

式中0.01[α(i)–α(i)0]QK—是聲衰減系數(shù)變化做的修正；0.01α(i)0(QK–QrKr)—是傳聲路徑長度變化做的修正；20 lg(QK/QrKr)—是根據(jù)平方反比律所做的修正；α(i)和α(i)0—分別是試驗和基準(zhǔn)大氣條件下的聲衰減系數(shù)。

2.5 NPD數(shù)據(jù)庫建立

噪聲—功率—距離（NPD）數(shù)據(jù)庫是利用噪聲認(rèn)證期間積累的數(shù)據(jù)建立起來的，它可以反映出飛機適航噪聲與發(fā)動機功率（推力）、飛機到傳聲器之間距離的關(guān)系。建立NPD數(shù)據(jù)庫后，以NPD數(shù)據(jù)庫中的數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，采用經(jīng)過適航當(dāng)局認(rèn)可的計算程序，即可確定型號更改后的有效感覺噪聲級，不需要再進(jìn)行飛行試驗。大大簡化認(rèn)證過的飛機進(jìn)行型號更改后（如發(fā)動機推力變化等）的噪聲取證過程，甚至可以不再進(jìn)行型號和適航合格噪聲試飛項目，從而提高型號研制效率的目的，獲得更大的經(jīng)濟效益。

使用文中介紹的等效方法進(jìn)行噪聲認(rèn)證試飛就可以得到這樣的NPD數(shù)據(jù)庫。圖7給出一組典型的NPD曲線。

圖7 NPD曲線

3 等效方法和基準(zhǔn)程序的優(yōu)缺點對比

等效方法和基準(zhǔn)程序相對比，在以下幾個方面具有優(yōu)勢：

1)試飛周期短。采用等效方法時，飛機升空一次就可以完成一組試驗；基準(zhǔn)程序中飛機升空一次獲得的數(shù)據(jù)十分有限，試飛數(shù)據(jù)的有效性也較低，還要求試飛狀態(tài)重復(fù)多次；

2)硬件環(huán)境和基礎(chǔ)建設(shè)要求低。在等效方法中，最多布置3個噪聲測量點，而后者每次飛行要布置12個噪聲測量點，因此，無論是從測試設(shè)備和人力資源配置考慮，還是從試驗場地建設(shè)和飛行保障來看，采用等效方法都更有利于飛行試驗的順利實施；

3)采用等效方法可以利用試飛數(shù)據(jù)建立起NPD數(shù)據(jù)庫，而基準(zhǔn)程序中飛機、發(fā)動機狀態(tài)單一，不能建立NPD數(shù)據(jù)庫；

4)飛行架次明顯減少，節(jié)約大量的試驗經(jīng)費。

采用等效方法的試飛方法也帶來一些的不利因素，主要表現(xiàn)在以下兩方面：

1)要求飛行員在航跡上特定位置，以特定的飛行姿態(tài)和發(fā)動機狀態(tài)飛操控飛機，提高了對飛行員的技術(shù)要求，增大了飛行員工作強度和難度；

2)由于需要對噪聲數(shù)據(jù)進(jìn)行多項修正，導(dǎo)致噪聲數(shù)據(jù)處理過程相對復(fù)雜，而且數(shù)據(jù)修正程序需要報請適航當(dāng)局批準(zhǔn)。

綜合上述對比分析，不難發(fā)現(xiàn)可以通過組織飛行訓(xùn)練、周密合理安排飛行計劃、提前完成噪聲數(shù)據(jù)修正軟件的準(zhǔn)備工作來克服等效方法帶來的不利因素。因此，等效方法不僅可以提高審定試飛的效率，通過數(shù)據(jù)修正計算也可以獲得可靠的噪聲結(jié)果，等效方法是有效可行的。

5 結(jié)語

本文提出的等效方法已經(jīng)獲得CAAC和FAA（美國聯(lián)邦航空局）的批準(zhǔn)，允許在ARJ 21-700飛機噪聲適航合格審定試飛中使用，相信這種等效方法可以在ARJ 21-700飛機以及后續(xù)的民用飛機噪聲適航合格審定試飛中發(fā)揮重要作用，并為提高我國民用飛機噪聲適航合格審定試飛水平起到積極作用。

[1]中國民用航空總局.航空器型號和適航合格審定噪聲規(guī)定[S].2007.1-50.

[2]張 青，閆國華，武耀罡，夏 天.噪聲適航標(biāo)準(zhǔn)嚴(yán)格化趨勢探究[J].振動與噪聲控制，2013，33(3)：235-240.

[3]ICAO.Environmental protection annex 16 volume I aircraft noise[S].2003.61-84.

[4]FAA.Noise standards:Aircraft type and airworthiness certification[S].2003.69-176.

[5]劉錦虎，閆國華，謝 福.利用航空發(fā)動機靜態(tài)遠(yuǎn)場噪聲數(shù)據(jù)預(yù)測飛行噪聲級[J].噪聲與振動控制，2012，32 (2)：91-94.

[6]Icao.Environmental technical manual on the use of procedures in the noise certification of aircraft[S].2004.8-122.

Research of Noise Certification Flight Test Methods for Large CivilAirplanes

ZHANG Xiao-liang,ZHANG Yue-lin,SONG Guo-zhi

（Department ofAircraft Flight Test Technology,Chinese Flight Test Institute,Xi’an 710089,China）

Basic procedure and equivalent methods in noise certification flight test of large civil airplanes are investigated and analyzed.An equivalent method is proposed and introduced concerning the noise test-points arrangement, measurement method,test procedure,data analysis method,NPD database setting up,etc.The advantages and disadvantages of the equivalent method are analyzed by comparing the equivalent method with the basic method.

acoustics;noise certification;large civil airplane;flight test;basic procedure;equivalent method

1006-1355(2014)03-0211-05

V216.5+4

A

10.3969/j.issn.1006-1335.2014.03.045

引言當(dāng)前，我國大型民用飛機研制已經(jīng)進(jìn)入快速發(fā)展軌道，在面臨著行業(yè)發(fā)展大好形勢的同時，必須解決相關(guān)法規(guī)對飛機安全性、舒適性、先進(jìn)性和環(huán)保性做出詳細(xì)要求而帶來的一些問題。噪聲問題是環(huán)保問題的重中之重，它關(guān)系到飛機型號研制成功與否，一旦飛機適航噪聲不滿足相關(guān)規(guī)定的要求，將直接迫使飛機設(shè)計出現(xiàn)重大改型，甚至導(dǎo)致型號研制失敗。

我國的ARJ 21-700飛機的適航取證試飛正在緊張地進(jìn)行，大客等大型民用飛機也都在研制中，相關(guān)的噪聲試飛工作也正緊鑼密鼓的準(zhǔn)備著?？茖W(xué)合理的噪聲審定試飛可以促進(jìn)這些型號的研制與試驗進(jìn)度，還能為它們的改進(jìn)提供強有力的支持，第一，倘若飛機噪聲不滿足要求，可以給飛機進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計提供支持，促進(jìn)型號研制；第二，倘若對飛機設(shè)計進(jìn)行更改，可以進(jìn)行理論預(yù)計適航噪聲，加快試飛進(jìn)度，為型號項目帶來巨大的經(jīng)濟效益。

2013-08-07

張曉亮(1980-)，男，吉林省榆樹市人，學(xué)士，目前從事航空聲學(xué)研究。

E-mail:bitliang_2006@126.com