閆國(guó)華，聶 平，苑文學(xué)

（中國(guó)民航大學(xué)，天津 300300）

民用航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)噪聲預(yù)測(cè)評(píng)估

閆國(guó)華，聶 平，苑文學(xué)

（中國(guó)民航大學(xué)，天津 300300）

隨著渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的采用，核心機(jī)噪聲成為主要噪聲源。因此研究渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)噪聲特性就顯得很重要。本文將渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)分為燃燒室和渦輪噪聲再合并為核心機(jī)噪聲的方法，并用于分析了CFM56-7B核心機(jī)噪聲特性，將靜態(tài)下核心機(jī)噪聲級(jí)與燃燒室噪聲級(jí)、渦輪噪聲級(jí)做了比較，且將靜態(tài)與起飛狀態(tài)下核心機(jī)噪聲有效感覺聲壓級(jí)做了比較。

聲學(xué)；噪聲預(yù)測(cè)；燃燒室噪聲；渦輪噪聲；核心機(jī)噪聲

根據(jù)國(guó)際民航組織環(huán)境保護(hù)委員會(huì)第九次會(huì)議（CAEP/9）的建議，2017年之后申請(qǐng)型號(hào)認(rèn)證的以及2020年之后申請(qǐng)型號(hào)認(rèn)證且最大起飛重量小于55噸的民用航空器的噪聲水平要在目前基礎(chǔ)上，總水平下降7 EPNdB。發(fā)動(dòng)機(jī)是飛機(jī)最主要的噪聲來源，隨著渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的采用且涵道比越來越高，風(fēng)扇壓比以及風(fēng)扇葉尖速度減小，隨著風(fēng)扇降噪形狀的采用，尾噴噪聲和風(fēng)扇噪聲大大減小[1]。而總壓比增大，燃燒室出口溫度提高，核心機(jī)噪聲大大增強(qiáng)，甚至在一定程度上超過風(fēng)扇和尾噴噪聲。因此研究渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)噪聲特性并進(jìn)行噪聲適航評(píng)估以尋求降噪方法就顯得很重要，尤其是隨著我國(guó)C919大飛機(jī)總裝下線，CJ-1000A也在研制過程中，在研究之初就給與噪聲相關(guān)方面的評(píng)估，有利于降低研制的成本。

基于以上目的，文中對(duì)民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)CFM56-7B地面試車和起飛過程中的核心機(jī)噪聲預(yù)測(cè)模型進(jìn)行研究，通過Matlab編程以及Excel數(shù)據(jù)存儲(chǔ)，預(yù)測(cè)任意半徑下沿圓弧各角度發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)所產(chǎn)生的聲壓級(jí)、總聲壓級(jí)、A計(jì)權(quán)聲壓級(jí)和有效感覺聲壓級(jí)。

此外，文中計(jì)算核心機(jī)噪聲有效感覺聲壓級(jí)EPNL時(shí)候采用了簡(jiǎn)化方法，首先將持久時(shí)間修正D設(shè)為0；此外由于核心機(jī)噪聲屬于寬頻噪聲，通過對(duì)核心機(jī)寬頻噪聲的計(jì)算，發(fā)現(xiàn)純音修正因子為零，所以實(shí)際上所評(píng)估的感覺噪聲級(jí)就是有效感覺聲壓級(jí)。

1 噪聲預(yù)測(cè)模型與噪聲級(jí)適航性評(píng)估

由于核心機(jī)噪聲中最重要的是燃燒室和渦輪噪聲，壓氣機(jī)噪聲相比于燃燒室和渦輪噪聲可以忽略，所以只探究燃燒室和渦輪噪聲的產(chǎn)生機(jī)理和模型。

1.1 核心機(jī)噪聲產(chǎn)生機(jī)理

燃燒室噪聲主要分為直接燃燒噪聲和間接燃燒噪聲兩部分[2]，如圖1所示。直接燃燒噪聲是一定體積的混合物燃燒發(fā)熱進(jìn)而定壓膨脹所產(chǎn)生的。而間接燃燒噪聲（熵噪聲），是由湍流燃燒生成的大尺度溫度不均勻隨著壓力梯度對(duì)流通過渦輪壓降所產(chǎn)生的。

圖1 燃燒室噪聲原理圖

渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪噪聲分為低壓渦輪噪聲和高壓渦輪噪聲，高壓渦輪轉(zhuǎn)速遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于低壓渦輪的轉(zhuǎn)速，而渦輪噪聲的基頻與渦輪轉(zhuǎn)速成正比，因此低壓渦輪的基頻遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于高壓渦輪的基頻，所以一般情況下高壓渦輪基頻大于航空噪聲的1/3倍頻程的頻率范圍，消除了單音的影響，并且相比于低壓渦輪噪聲直接經(jīng)過尾噴管輻射到遠(yuǎn)場(chǎng)，高壓渦輪噪聲經(jīng)過機(jī)匣和低壓渦輪衰減，再輻射到遠(yuǎn)場(chǎng)，已經(jīng)大大削減，所以渦輪噪聲主要來自于低壓渦輪[3]。

湍流流體經(jīng)過渦輪轉(zhuǎn)子葉片時(shí)，沖擊下游靜止導(dǎo)向葉片，由于葉片表面的粘滯阻力，產(chǎn)生葉片表面的擾動(dòng)，這種擾動(dòng)反過來作用于葉片夾道軸向以及徑向流動(dòng)，這樣就產(chǎn)生了渦輪噪聲。

采用美國(guó)汽車工業(yè)協(xié)會(huì)的SAE模型以及美國(guó)航空航天局所提出的Smith&Bushell兩個(gè)半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ头謩e對(duì)民用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室和渦輪進(jìn)行噪聲預(yù)測(cè)。

1.2 SAE模型

R.K.Matta提出SAE法來計(jì)算燃燒室噪聲[4]。

燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室遠(yuǎn)程1/3倍頻程的遠(yuǎn)場(chǎng)均方聲壓的預(yù)測(cè)公式是

Π?是無量綱化的聲功率，與燃燒室的進(jìn)出口狀態(tài)有關(guān)。

表1 SAE模型參數(shù)表

渦輪傳輸損失函數(shù)定義為低壓渦輪設(shè)計(jì)點(diǎn)溫降的函數(shù)。無量綱化的從源頭到觀測(cè)者的距離定義為

式(1)考慮了多普勒因子修正項(xiàng)，即向前飛行效應(yīng)的影響，與飛機(jī)飛行馬赫數(shù)有關(guān)，(1-M∞cosθ)4即是對(duì)飛行效應(yīng)的修正。另外還有兩個(gè)經(jīng)驗(yàn)性公式，指向性函數(shù)D與極化指向角θ有關(guān)，譜函數(shù)S是f的函數(shù)，分別如圖2和圖3所示。

圖2 燃燒噪聲指向性水平

圖3 燃燒噪聲1/3倍頻程頻譜水平

ρ∞表示外界密度，c∞表示外界聲速，pref表示參考?jí)簭?qiáng)，為2×10-5Pa。

1.3 Smith&Bushell模型

用Smith&Bushell噪聲預(yù)測(cè)模型預(yù)測(cè)軸流式渦輪寬頻噪聲[5]。

表2 Smith&Bushell模型參數(shù)表

渦輪在1/3倍頻程遠(yuǎn)場(chǎng)無量綱化均方聲壓的表達(dá)式為

飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)向前飛行速度的影響由多普勒放大因子來詮釋。對(duì)于此模型無量綱化的聲功率Π?，可表示如下

γs為局部氣體的比熱比，γs與局部氣體常數(shù)的值可以由無量綱化渦輪出口靜溫、相對(duì)濕度以及油氣比的值來確定，是環(huán)境氣體的比熱比，此處取為為1.4。指向性函數(shù)DSB是極化指向角的函數(shù)，此外譜函數(shù)是亥姆霍茲數(shù)f*的函數(shù)，分別如圖4、圖5所示，亥姆霍茲數(shù)f*定義如下

圖4 正交化指向性水平

圖5 正交化譜水平

2 噪聲預(yù)測(cè)模型的應(yīng)用

2.1 參數(shù)輸入與靜態(tài)測(cè)試

利用1.2中的SAE模型，輸入相應(yīng)的CFM56-7B渦輪最大轉(zhuǎn)速下的相關(guān)參數(shù)，對(duì)相應(yīng)的燃燒室噪聲進(jìn)行預(yù)測(cè)，輸入?yún)?shù)如表3所示。

對(duì)于CFM56-7B渦輪噪聲的預(yù)測(cè)，Smith&Bushell輸入的模型參數(shù)如表4所示，與燃燒室的共同參數(shù)見表3。

為了獲得相應(yīng)的靜態(tài)噪聲實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，需要將待測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)放置在距地面20英尺處，且水平放置，發(fā)動(dòng)機(jī)中心線與地面平行，以進(jìn)氣道為0度方向，180度為尾噴口方向，每隔5度在以發(fā)動(dòng)機(jī)為中心、150英尺為半徑的圓弧上架上相應(yīng)的麥克風(fēng)，其中0～10度與170度～180度分別屬于發(fā)動(dòng)機(jī)空氣入口與尾氣出口，不易測(cè)量，所以只在20度～160度之間進(jìn)行測(cè)量。架設(shè)的29個(gè)麥克風(fēng)如圖6所示。

表3 CFM56-7B發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室噪聲參數(shù)輸入表

表4 CFM56-7B發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪噪聲參數(shù)輸入

圖6 發(fā)動(dòng)機(jī)靜態(tài)噪聲數(shù)據(jù)采集示意圖

2.2 預(yù)測(cè)精度性

通過與GE提供的CFM56-7B在最大低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速5 300 r/min時(shí)的靜態(tài)噪聲測(cè)試數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，發(fā)現(xiàn)預(yù)測(cè)出的噪聲具有很高精度。

以燃燒室噪聲為例，通過對(duì)比30度、60度、90度、120度和150度相應(yīng)頻率下靜態(tài)與實(shí)測(cè)的噪聲數(shù)據(jù)，我們發(fā)現(xiàn)，實(shí)測(cè)與預(yù)測(cè)數(shù)據(jù)的差值都在1 dB～2 dB范圍內(nèi)，并且變化的趨勢(shì)都吻合，取得最大值的地方都在400 Hz左右，峰值所出現(xiàn)的角度在120度，實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)基本都小于預(yù)測(cè)數(shù)據(jù)，這是因?yàn)轭A(yù)測(cè)數(shù)據(jù)忽略了濕度、溫度對(duì)吸收衰減的修正。

把各個(gè)角度下對(duì)應(yīng)的CFM56-7B燃燒室聲壓級(jí)進(jìn)行比較，再把實(shí)測(cè)與預(yù)測(cè)的總聲壓級(jí)進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果如圖7所示。

圖7 實(shí)測(cè)與預(yù)測(cè)總聲壓級(jí)OASPL比較

從圖7中可以可出，兩者的總聲壓級(jí)都在2 dB的誤差范圍中，模型的精度再次得到很好的印證。

CFM56-7B在最大轉(zhuǎn)速下的渦輪噪聲在200 Hz處取得峰值，50 Hz～200 Hz聲壓級(jí)隨頻率增大而增大，200 Hz～10 000 Hz聲壓級(jí)隨頻率增大而減小，其中50 Hz～10 000 Hz為1/3倍頻程，在沒有單音影響情況下，具有較高的精度，精度也在3 dB范圍之內(nèi)，一般認(rèn)為精度范圍在-3 dB～+5 dB范圍內(nèi)都是可行的模型。

2.3 核心機(jī)噪聲特點(diǎn)

2.3.1 核心機(jī)靜態(tài)噪聲特點(diǎn)

CFM56-7B發(fā)動(dòng)機(jī)在最大轉(zhuǎn)速下也保留了燃燒室噪聲的最大值特性，即在120度處取得最大有效感覺聲壓級(jí)，但是不再像燃燒室噪聲一樣，在400 Hz處取得最大值，相反從50度以后幾乎都在200 Hz取得最大值，只有在很少的角度下在400 Hz處取得最大值。把最大值處核心機(jī)的噪聲值與燃燒室噪聲和渦輪噪聲對(duì)比，如圖8和圖9所示。

從圖8和圖9綜合來看，最大轉(zhuǎn)速下CFM56-7B核心機(jī)噪聲和渦輪噪聲都占有較大比例，總的來說燃燒室在400 Hz后貢獻(xiàn)較大，而渦輪的貢獻(xiàn)值在400 Hz之前較大，整體上渦輪的貢獻(xiàn)都很大，從圖10中可以看出，CFM56-7B核心機(jī)有效感覺聲壓級(jí)更加貼近燃燒室噪聲有效感覺聲壓級(jí)，渦輪噪聲在100度取得最大值，核心機(jī)噪聲和燃燒室噪聲均在120度取得最大值，且核心機(jī)與燃燒室噪聲變化趨勢(shì)更加吻合，但是渦輪噪聲不能被忽略。一般聲壓級(jí)相差10 dB以上可以忽略，這里噪聲級(jí)差值都在10 dB以內(nèi)，但從圖中可以看出70度～110度是渦輪噪聲對(duì)核心機(jī)噪聲貢獻(xiàn)的主要區(qū)域，而幾乎所有角度都是燃燒室噪聲貢獻(xiàn)的主要區(qū)域。

三者的有效感覺聲壓級(jí)對(duì)比如圖10所示。

圖8 核心機(jī)噪聲與燃燒室噪聲對(duì)比

圖9 核心機(jī)噪聲與渦輪噪聲對(duì)比

圖10 核心機(jī)渦輪燃燒室噪聲有效感覺聲壓級(jí)對(duì)比

2.3.2 核心機(jī)靜態(tài)與飛行噪聲對(duì)比

在飛行條件下，為方便與靜態(tài)條件下噪聲進(jìn)行對(duì)比，對(duì)距離CFM56-7B發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室150 ft處的噪聲進(jìn)行預(yù)測(cè)。輸入?yún)?shù)除了在最大轉(zhuǎn)速下加上0.25馬赫數(shù)起飛外，其它輸入?yún)?shù)保持不變。

在飛行條件下，飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室和渦輪噪聲受到第四功率“多普勒”放大因數(shù)和進(jìn)氣入射角度的影響，各噪聲輸出結(jié)果均有一定程度的變化。從總體上來說，各SPL值均有不同程度的增加，這與式(5)一致。

對(duì)于民用飛機(jī)而言，其飛行馬赫數(shù)M＜1，0≤cos(θ)≤ 1，則 log(1-Mcos(θ))＜0恒成立，SPLflight≥SPLstatic；同理，對(duì)于-1≤ cos(θ)≤0，則log(1-Mcos(θ))＞0恒成立，SPLflight≤SPLstatic。

將CFM56-7B最大轉(zhuǎn)速起飛條件下靜態(tài)噪聲與起飛狀態(tài)噪聲做比較，圖11、圖12和圖13中分別對(duì)比兩者的A加權(quán)聲壓級(jí)、總聲壓級(jí)和有效感覺聲壓級(jí)。

圖11 A加權(quán)聲壓級(jí)對(duì)比

圖12 總聲壓級(jí)對(duì)比

圖13 有效感覺聲壓級(jí)對(duì)比

圖11至圖13展示了CFM56-7B核心機(jī)靜態(tài)與起飛狀態(tài)下的A計(jì)權(quán)聲壓級(jí)、總噪聲級(jí)和有效感覺噪聲級(jí)的對(duì)比分析。通過對(duì)比可知，飛行狀態(tài)下受到多普勒等因素的影響，OASPL、dBA和EPNL的數(shù)值在20度～90度普遍增大，90度～160度相對(duì)變小，其總體變化趨勢(shì)也發(fā)生變化。噪聲的最大值不再全是在120度處取得，其中dBA和EPNL在120度取得最大值，而OASPL則在100度取得最大值，受指向性函數(shù)D的影響變小，“多普勒”放大因子是影響噪聲分布的重要因素。

3 結(jié)語

所采用的燃燒室噪聲模型能夠預(yù)測(cè)多種渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室，如環(huán)形、罐形以及“雙環(huán)形”或混合式燃燒室的噪聲，能夠預(yù)測(cè)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)軸流式渦輪噪聲，通過與GE公司提供的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)比，驗(yàn)證了算法的精確度。

通過對(duì)CFM56-7B最大轉(zhuǎn)速下燃燒室、渦輪噪聲的預(yù)測(cè)并將其合并為核心機(jī)噪聲，分析核心機(jī)噪聲的特性，并在靜態(tài)狀態(tài)下將核心機(jī)噪聲級(jí)與渦輪噪聲級(jí)、燃燒室噪聲級(jí)做比較，在起飛狀態(tài)下將其與靜態(tài)下核心機(jī)有效感覺噪聲級(jí)做比較，揭示了“多普勒”放大因子的重要作用。

[1]LENNART S.HULTGREN,NASA glenn research center.core noise-increasing importance[J].NASA,2011:4-6.

[2]HULTGREN L.A comparison of combustor-noise models[C].18 th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference 4-6 June 2012,Colorado Springs,Co.

[3]GROENEWEG JOHN F.Turbomachinery noise aeroacoustics of flight vehicles:theory and practice[R].H.H.Hubbard,ed.,vol.1,NASARP-1258,1991:151-209.

[4]ZORUMSKI WILLIAM E.Aircraft noise prediction program theoretical manual[R].1982,Part 2:8.2.1-8.2.10,NASA,1982.

[5]SMITH M J T,BUSHELL K W.Turbine noise:its significance in the civil aircraft noise problem[C]//ASME 1969 Winter Annual Meeting:GT Papers.American Society of Mechanical Engineers,1969:V001T01A006.

Prediction andAssessment of Core Engine Noise of CivilAviation Turbofans

YAN Guo-hua,NIE Ping,YUAN Wen-xue
(CivilAviation University of China,Tianjin 300300,China)

With the wide use of turbofans,the core engine is becoming the main noise source.So,analysis of noise characteristics for the turbofan core engines is important.In this paper,the turbofan engine noise is decomposed into combustor noise and turbine noise,and then they are combined into core engine noise.With this method,the noise characteristics of CFM56-7B core engine are analyzed.The core engine noise is compared with the combustor noise and turbine noise in idle condition.Besides,the core engine noise EPNL in the idle condition is compared with that in the takeoff condition.

acoustics;noise prediction;combustor noise;turbine noise;core engine noise

V216.5+4

：A

：10.3969/j.issn.1006-1355.2017.04.016

1006-1355(2017)04-0080-05+109

2016-12-20

閆國(guó)華（1964－），男，長(zhǎng)春市人，教授，主要研究方向?yàn)楹娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)噪聲。

E-mail:ghyan@cauc.edu.cn

聶平（1992－），男，四川省眉山市人，在讀研究生，主要研究方向?yàn)槊窈皆肼?、白光光譜。

E-mail:1522948148@qq.com

通信作者：苑文學(xué)（1991－），男，河南省周口市人，在讀研究生，主要研究方向?yàn)檎駝?dòng)力學(xué)、自動(dòng)化控制。

E-mail:1239574403@qq.com