張　鴻，江朝振，閆國華（，.中國民航大學(xué)中歐航空工程師學(xué)院航空工程學(xué)院，：天津300300）

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航空發(fā)動機渦輪噪聲適航性評估平臺設(shè)計及應(yīng)用

張鴻1，江朝振1，閆國華2
（1，2.中國民航大學(xué)中歐航空工程師學(xué)院1航空工程學(xué)院2，：天津300300）

摘要：渦輪噪聲是航空發(fā)動機的重要噪聲源，其噪聲評估對飛機適航取證非常重要。為解決渦輪噪聲適航性評估難的問題，將NASA渦輪噪聲預(yù)測方法和中國航空發(fā)動機噪聲適航標(biāo)準(zhǔn)相結(jié)合，利用Matlab GUI軟件設(shè)計了航空發(fā)動機渦輪噪聲適航性評估平臺。該平臺具有界面友好、操作簡單、可視化顯示等優(yōu)點。通過將預(yù)測結(jié)果與渦輪靜態(tài)測試噪聲數(shù)據(jù)進行對比以及軟件對包括渦輪轉(zhuǎn)速、渦輪葉片數(shù)和渦輪直徑對渦輪噪聲適航性影響分析功能展示，驗證了所設(shè)計平臺的有效性和實用性。

關(guān)鍵詞：渦輪噪聲評估；噪聲適航標(biāo)準(zhǔn)；Matlab GUI編程；適航性評估平臺；航空發(fā)動機

引用格式：張鴻，江朝振，閆國華.航空發(fā)動機渦輪噪聲適航性評估平臺設(shè)計及應(yīng)用[J].航空發(fā)動機，2016,42（3）：17-20.ZHANG JIANG Chaozhen，YAN Guohua.Design and application of turbine noise airwortiness assessment platform of turbofan engine[J].Aeroengine,2016,42(3):17-20.

0　引言

渦輪噪聲作為發(fā)動機的重要噪聲源，直接影響到飛機適航取證和決定該型發(fā)動機能否進入市場。發(fā)動機噪聲評估以及相關(guān)適航審定技術(shù)的研究，已經(jīng)引起國內(nèi)越來越多學(xué)者的關(guān)注[1-3]。目前，中國對民用發(fā)動機噪聲的研究僅處于起步階段，國內(nèi)學(xué)者雖然已經(jīng)開始對發(fā)動機部件噪聲和抑制技術(shù)進行研究[4-5]，但對渦輪噪聲的適航性評估研究還屬空白，因此中國在自主研發(fā)發(fā)動機時缺少渦輪噪聲適航性評估軟件平臺。Matlab GUI軟件不但具有無與倫比的矩陣計算、可視化建模、仿真和實時控制等功能，也是1種簡單易用、擴展性強的系統(tǒng)開發(fā)平臺。它能夠設(shè)計界面友好、操作方便的軟件開發(fā)平臺，已在不同領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用[6]。

本文結(jié)合NASA渦輪噪聲預(yù)測方法和航空器適航合格審定噪聲規(guī)定，使用Matlab GUI軟件進行交互界面編程，搭建航空發(fā)動機渦輪噪聲適航評估平臺。

1　渦輪噪聲適航評估平臺設(shè)計

為規(guī)范渦輪噪聲適航評估平臺的構(gòu)建過程，從系統(tǒng)分析、仿真程序和仿真界面3個方面設(shè)計評估平臺框架，如圖1所示。

圖1 渦輪噪聲適航評估平臺框架

系統(tǒng)分析包括渦輪噪聲參數(shù)選取、參數(shù)無量綱計算、渦輪噪聲預(yù)測模型和噪聲適航評估標(biāo)準(zhǔn)4部分，這4部分需要在航空發(fā)動機靜態(tài)測試試驗參數(shù)基礎(chǔ)上進行分析，主要目的是為了完成噪聲預(yù)測的公式推導(dǎo)和渦輪噪聲適航性評估流程建立。

仿真程序由渦輪參數(shù)導(dǎo)入、參數(shù)無量綱化、渦輪噪聲計算和評估報告生成4個程序組成，處理航空發(fā)動機靜態(tài)測試試驗數(shù)據(jù)，主要目的是為了解決噪聲預(yù)測的后臺程序，完成渦輪噪聲適航性評估后臺程序編寫。

仿真界面分為渦輪參數(shù)輸入、參數(shù)無量綱化、渦輪噪聲評估和評估報告生成面板4部分，主要目的是為了解決噪聲預(yù)測平臺交互界面設(shè)計，實現(xiàn)渦輪噪聲適航平臺人機對話，并將預(yù)測結(jié)果與渦輪靜態(tài)測試噪聲進行對比。

2　系統(tǒng)圖形用戶界面制作與實現(xiàn)

2.1界面設(shè)計

渦輪噪聲適航性評估平臺包含2個界面。打開程序時，首先進入程序啟動界面（如圖2所示），再由啟動界面進入主界面（如圖3所示），然后由主界面進入渦輪參數(shù)導(dǎo)入模塊、無量綱計算模塊和噪聲評估模塊，最終輸出渦輪噪聲適航性評估報告。

圖2 仿真平臺的啟動界面

圖3 仿真平臺的主界面

通過渦輪參數(shù)導(dǎo)入模塊將渦輪相關(guān)參數(shù)導(dǎo)入系統(tǒng)中，并顯示在顯示面板上，可以通過參數(shù)修改按鈕和檢驗數(shù)據(jù)按鈕進行參數(shù)修改和數(shù)據(jù)驗錯。

參數(shù)無量綱化模塊能夠?qū)斎氲臏u輪參數(shù)進行預(yù)處理，整理出符合要求的無量綱數(shù)，同時該面板具有參數(shù)修改和數(shù)據(jù)驗錯功能。

渦輪噪聲評估面板包括模式選擇、顯示面板和聲壓級分析面板，能選擇飛行模式和靜態(tài)模式，并能通過圖3右上角窗口顯示工作狀態(tài)和分析結(jié)果；評估報告的生成可以由分析報告按鈕直接將分析結(jié)果導(dǎo)出并保存為Excel文件。

2.2程序流程

在結(jié)合以NASA渦輪噪聲預(yù)測方法和中國飛機噪聲適航規(guī)定基礎(chǔ)上，搭建航空發(fā)動機渦輪噪聲適航性評估程序，其在Matlab GUI平臺設(shè)計中的工作原理流程如圖4所示。具體步驟如下：

圖4 渦輪噪聲評估平臺工作原理流程

（1）建立參數(shù)輸入標(biāo)準(zhǔn)化模塊，計算渦輪輸入?yún)?shù)，獲得與渦輪噪聲級相關(guān)的無量綱數(shù)[7]；

（2）利用無量綱的聲功率關(guān)系計算單音噪聲和寬頻噪聲的總聲功率級[8-10]；

（3）判斷是否為靜態(tài)測試，即飛行馬赫數(shù)是否為0。如果為0，計算渦輪單音噪聲和寬頻噪聲的功率頻譜級，如果不為0，需要引入多普勒因子進行修正后再計算功率頻譜級[11]；

（4）利用半經(jīng)驗公式[12-14]計算一定距離沿圓弧各角度處的聲壓級，并與靜態(tài)測試噪聲數(shù)據(jù)對比；

（5）通過適航標(biāo)準(zhǔn)推薦的修正方法[15]對感覺噪聲級進行修正，并求出有效感覺噪聲級；

（6）進行渦輪噪聲級適航性評估，包括評估轉(zhuǎn)速、渦輪葉片數(shù)和渦輪直徑對噪聲適航性的影響。

3　渦輪噪聲適航評估平臺驗證與分析

為驗證系統(tǒng)的適用性，將渦輪噪聲預(yù)測結(jié)果與某型發(fā)動機渦輪靜態(tài)測試噪聲進行對比。

3.1某型發(fā)動機渦輪相關(guān)參數(shù)

在靜態(tài)條件下，對距離某型發(fā)動機渦輪45.7 m處的噪聲進行評估，其性能參數(shù)見表1。

表1 某型發(fā)動機性能參數(shù)

3.2預(yù)測結(jié)果輸出

該型發(fā)動機進氣口軸線夾角為110°下渦輪預(yù)測噪聲與靜態(tài)測試噪聲的頻譜特性的對比情況如圖5所示。

在1/3倍頻程中心頻率為8000 Hz下，該型發(fā)動機渦輪預(yù)測噪聲與靜態(tài)測試噪聲的方向性特性的對比情況如圖6所示。

圖5 110°渦輪預(yù)測噪聲和靜態(tài)測試對比

圖6 8000 Hz渦輪預(yù)測噪聲和靜態(tài)測試對比

從圖5、6中可見，預(yù)測模型基本上能預(yù)測出渦輪噪聲的趨勢和噪聲的分布特點，在渦輪噪聲的核心范圍內(nèi)與靜態(tài)測試數(shù)據(jù)吻合，二者誤差范圍在5 dB以內(nèi)。

4　渦輪噪聲適航評估應(yīng)用實例

為了將設(shè)計軟件應(yīng)用推廣，并與實際發(fā)動機渦輪設(shè)計結(jié)合，選取某型發(fā)動機渦輪數(shù)據(jù)進行適航評估。將某型渦輪參數(shù)導(dǎo)入該設(shè)計軟件后的參數(shù)輸入面板如圖7所示。

圖7 渦輪參數(shù)輸入面板

在該轉(zhuǎn)速下，距離渦輪45.7 m處噪聲聲壓級的等角度分析和等頻率分析結(jié)果如圖8、9所示。

圖8 聲壓級等角度分析結(jié)果

圖9 聲壓級等頻率分析結(jié)果

從圖8、9中可見，在該轉(zhuǎn)速下，渦輪噪聲頻譜由單音譜和寬頻譜組成，單音頻譜出現(xiàn)在8000 Hz左右，渦輪噪聲表現(xiàn)出很強的方向性，在與進氣口夾角為110°左右時出現(xiàn)峰值。

研究發(fā)現(xiàn)，進近階段的渦輪噪聲占發(fā)動機總噪聲的比例已不容忽視[16]。根據(jù)中國飛機進近噪聲適航規(guī)定[15]，分析距離在120 m內(nèi)的渦輪噪聲有效感覺聲壓隨轉(zhuǎn)速變化關(guān)系如圖10所示。

圖10 渦輪有效感覺聲壓級與轉(zhuǎn)速的關(guān)系

圖11 渦輪有效聲壓級與葉片數(shù)的關(guān)系

從圖10可見，在3200～4000r/min內(nèi)，渦輪轉(zhuǎn)速每提高250r/min，有效感覺聲壓級就會增加1EPNdB左右，但隨著渦輪轉(zhuǎn)速的增大，有效感覺聲壓級增加速度有所減緩。在3600r/min下，改變渦輪葉片數(shù)，渦輪有效感覺聲壓級隨葉片數(shù)的變化關(guān)系如圖11所示。從圖中可見，渦輪有效噪聲級先隨著葉片數(shù)的增加而增大，當(dāng)葉片數(shù)在50～70范圍內(nèi)達到最大，之后隨著渦輪葉片數(shù)增加緩慢減小。有效感覺聲壓級最大達到96 EPNdB，建議在該型發(fā)動機渦輪設(shè)計時，渦輪葉片數(shù)應(yīng)小于60或者大于80。

在同樣轉(zhuǎn)速下，渦輪感覺聲壓級隨渦輪直徑的變化關(guān)系如圖12所示。

從圖中可見，渦輪有效噪聲級隨渦輪直徑增大而增大，當(dāng)渦輪直徑大于1.0 m時峰值角有效感覺聲壓級超過了95 EPNdB，為了使渦輪噪聲不影響該型發(fā)動機噪聲適航性，建議該型渦輪直徑應(yīng)小于1m。

圖12 渦輪有效聲壓級與渦輪直徑關(guān)系

5　結(jié)束語

將發(fā)動機渦輪噪聲預(yù)測和飛機適航性評估結(jié)合，設(shè)計開發(fā)了航空發(fā)動機渦輪噪聲適航性評估平臺。通過與某型發(fā)動機渦輪靜態(tài)測試噪聲數(shù)據(jù)對比，驗證了該仿真平臺的有效性和準(zhǔn)確性。利用該平臺分析了渦輪有效聲壓級與轉(zhuǎn)速、葉片數(shù)和渦輪直徑等重要設(shè)計參數(shù)的關(guān)系。

航空發(fā)動機渦輪噪聲適航性評估平臺可為中國航空發(fā)動機噪聲適航審定的開展提供技術(shù)參考。

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（編輯：栗樞）

Design and Application of Turbine Noise Airworthiness Assessment Platform of Aeroengine

ZHANG Hong1，JIANG Chao-zhen1，YAN Guo-hua2
（1，2 Sino-European Institute of Aviation Engineering1，Aeronautical Engineering Institute2
，Civil Aviation University of China，Tianjin 300300，China）

Abstract:Turbine noise is one of the main noise source of turbofan engine,which is important to the airworthiness certification.With the combination of NASA turbine noise prediction method and Chinese aeroengine noise certification standard, a model for noise airworthiness assessment platform of turbine,which has friendly interface,simple operation and visually display was established,and a program by Matlab GUI code was written to solve the difficulty of turbine noise certification assessment.The efficiency and practicability of the platform is verified by comparing the prediction results with static test data of turbine noise and presenting the analysis function of the relation between turbine noise and turbine parameters including turbine rotation speed,number of turbine blades and turbine diameter.

Key words:turbine noise assessment；noise certification standard；Matlab GUI program；airworthiness certification platform；aeroengine

中圖分類號：V216.5+4

文獻標(biāo)識碼：A

doi：10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.03.004

收稿日期：2015-09-19基金項目：中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費中國民航大學(xué)專項（3122013H001）資助

作者簡介：張鴻（1978），男，博士，研究方向為航空發(fā)動機適航審定；E-mail：zhanghong.siae@hotmail.com。