閆國華 孟麗莎

摘要：民用航空業(yè)的發(fā)展促使發(fā)動機的性能越來越好，燃燒室所產(chǎn)生的噪聲也成為不可忽視的一部分。燃燒室產(chǎn)生的噪聲無法直接測得，目前是通過半經(jīng)驗?zāi)Ｐ涂傻玫筋A(yù)測噪聲。本文提出飛機發(fā)動機燃燒室邊線噪聲的預(yù)測方法，先算出起飛航跡，然后采用SAE算法預(yù)測發(fā)動機燃燒室靜態(tài)噪聲，通過修正因子修正到邊線狀態(tài)，從而獲得噪聲級。采用Matlab編程實現(xiàn)噪聲的預(yù)測，不僅極大縮短工作時間，并且也節(jié)省大量人力物力，為今后燃燒室的噪聲研究提供了一種可供參考的方法。

關(guān)鍵詞：燃燒室噪聲，SAE算法;邊線噪聲;修正因子;起飛航跡

中圖分類號：TB53 文獻標識碼：A

發(fā)動機產(chǎn)生的噪聲在飛機整體噪聲中的占比是最大的，而在發(fā)動機產(chǎn)生的噪聲中，燃燒室所產(chǎn)生的噪聲又是一個重要部分。目前對于降低噪聲的研究越來越重要。在邊線狀態(tài)下對燃燒室噪聲有精準的預(yù)測，可以為飛機的適航審定提供有力依據(jù)，不僅能減少人力、物力和財力，還能減少產(chǎn)生不好的后果。因此，采用靜態(tài)噪聲預(yù)測算法，考慮影響因素后修正到邊線狀態(tài)，從而獲得邊線測量點處的噪聲級。

1 邊線狀態(tài)下燃燒室噪聲預(yù)測

1.1 靜態(tài)噪聲算法

燃燒室噪聲的預(yù)測方法中使用最廣泛的是SAE算法[1]。用到的參數(shù)見表1。

1/3倍頻程內(nèi)遠場均方聲壓的方程式表示為：

無量綱源到觀察者的距離r_s^*定義為：

聲功率Π*跟燃燒室人口和出口狀態(tài)有關(guān)：式中：H為渦輪傳輸損失因子，H²為渦輪傳輸損失函數(shù)：

渦輪傳輸損失是低壓渦輪設(shè)計點溫度下降的函數(shù)。光譜函數(shù)S是log₁₀（f/f₀）的函數(shù)，如圖1所示，指向性函數(shù)D是跟極化指向角B相關(guān)的，如圖2所示。

峰值頻率f_p為：

總噪聲是均方聲壓乘以發(fā)動機數(shù)量Ne。聲壓級SPL定義為：

1.2 修正因子

航空器噪聲合格審定標準規(guī)定，邊線基準噪聲的測量點與試驗場跑道中心線平行，并且與該線的距離為450m處的邊線上一點，飛機在起飛后這個點處會產(chǎn)生最大的邊線噪聲。目前的修正因子有噪聲源移動效應(yīng)、大氣聲衰減、發(fā)動機數(shù)量，還有飛機本身產(chǎn)生的噪聲[2，3]。本文研究的是燃燒室部件在適航審定中在邊線處產(chǎn)生的噪聲值，在邊線處，由于掩蔽效應(yīng)，可忽略發(fā)動機數(shù)量對另一側(cè)發(fā)動機噪聲所產(chǎn)生的影響。噪聲源移動效應(yīng)、大氣聲衰減是本文考慮重點[4，5]。飛機噪聲審定測量點位置圖如圖3所示。

1.2.1 噪聲源移動效應(yīng)

噪聲源移動效應(yīng)包括多普勒效應(yīng)和噪聲源的振幅修正[6]。多普勒效應(yīng)是噪聲源相對于傳聲器移動所產(chǎn)生的頻率漂移，計算公式為：式中：f_flight為飛行頻率，f_static為靜態(tài)頻率，Ma為飛行馬赫數(shù)，θ為飛行航跡與飛機和傳聲器之間連線的夾角。

振幅修正是聲源相對于傳聲器移動所需進行的聲壓級修正，計算公式為：式中：SPL_flight為飛行聲壓級，SPL_static為靜態(tài)聲壓級，如上所述，K為常數(shù)，理論值為40。

1.2.2 大氣聲衰減

大氣的聲衰減與頻率、溫度和濕度之間的關(guān)系用下列等式表示：其中：

σ（i）為衰減系數(shù)，單位為dB/100m;θ為溫度，單位為℃;H為相對濕度，以百分比表示。

2 起飛航跡計算

目前使用最多的用于計算起飛航跡的方法是分段建模法，它的原理是將飛機的起飛軌跡分割成不同的小航段，每航段近似為一條直線。航跡是對飛機在時間和空間上的描述。地面軌跡是飛機起飛航跡在地面上的垂直投影，并且與垂直的飛行剖面共同形成三維的航跡[7～9]。每個航段都與航段終點坐標、飛行速度以及發(fā)動機功率相關(guān)。

2.1 計算方法

2.1.1 起飛滑跑

起飛滑跑距離就是飛機從松剎車點到起落架收回沿跑道滑跑和飛過的距離。在該階段中，飛機加速飛駛，速度從零開始急速增加。其中當量起飛滑跑距離S_T08為：式中：W為飛機的起飛總重量，N為發(fā)動機數(shù)量。

2.1.2 恒速爬升

在該航段的爬升速度是由初始爬升速度校準得到的，計算公式為：式中：C為與襟翼角度相關(guān)的系數(shù)，W為飛機松剎車時的總重量。

2.1.3 加速爬升和襟翼收縮

該階段是在飛機初始爬升之后，此階段的初始參數(shù)值就是初始爬升段的最后終點參數(shù)值。其中片段軌跡在地面投影的長度為S_a：

2.1.4 襟翼收縮后的額外加速和爬升

爬升角度、高度通過計算得到。其中高度必須用插值法進行估算方可得到。飛機的平均爬升角計算公式為：

2.2 計算實例

CFM56-7B服役于波音737-800，可以從ANP數(shù)據(jù)庫獲取波音737-800的起飛程序步驟數(shù)據(jù)。噪聲測試期間所獲得的噪聲數(shù)據(jù)被嚴格記錄在ANP數(shù)據(jù)庫中。查閱數(shù)據(jù)庫中的各項起飛數(shù)據(jù)，通過計算可以得到737-800的起飛航跡，如圖4所示。

3 燃燒室邊線噪聲預(yù)測實例

3.1 翰入?yún)?shù)

用CFM56-7B發(fā)動機為預(yù)測實例，在中國民用航空規(guī)章（CCAR）第36部關(guān)于噪聲所規(guī)定的基準條件下，即標準海平面大氣壓101.325kPa，大氣溫度298.15K，相對濕度70%，應(yīng)用Matlab編程預(yù)測在邊線噪聲測量點處的燃燒室噪聲值。輸入?yún)?shù)見表2。

3.2 預(yù)測結(jié)果分析

通過Matlab的預(yù)測計算[10]，可以得到總聲壓級OASPL，A加權(quán)聲壓級和有效感覺噪聲級EPNL，其隨角度的變化如圖5一圖7所示。從圖5中可以看出，總聲壓級是在與進氣道角度120°的時候達到了最大為97.09dB，在20°～80°之間總聲壓級的大小波動不大，在80°～120°之間，總聲壓級迅速的增加，120°之后下降。

從圖6中可以看出，最大A加權(quán)聲壓級為90.15dB，在20°～80°之間總聲壓級的下降的幅度不大，在80°～120°之間，總聲壓級迅速的增加，120°之后下降。

從圖7中可以看出，有效感覺噪聲級同樣在120°處取得最大值98.36dB，從峰值點開始隨著角度的增大減小迅速。

由這三個圖可知，噪聲級在80°的時候有拐角，在拐角右端80°～120°之間上升幅度很大，說明80°之后燃燒室對整體噪聲影響加大，后因尾噴的影響而減小。

4 結(jié)束語

結(jié)合適航規(guī)章中的規(guī)定，用SAE算法預(yù)測并修正了發(fā)動機燃燒室邊線噪聲，得到了CFM56-7B發(fā)動機燃燒室在邊線條件下的有效感覺噪聲級，通過上述的分析，可以得到如下結(jié)論：

（1）SAE算法可以較好地預(yù)測出燃燒室部件靜態(tài)噪聲，并且可以極大減少工作量。

（2）在使用分離技術(shù)得到燃燒室噪聲的基礎(chǔ)上，通過預(yù)測方法得到的燃燒室噪聲更便于使用。

（3）通過燃燒室噪聲的預(yù)測，為研發(fā)出更加低噪聲的發(fā)動機提供了更有力的依據(jù)。

參考文獻

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