閆國(guó)華，陳佳棟，孔鵬，戴康寧

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渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)邊線噪聲預(yù)測(cè)研究

閆國(guó)華，陳佳棟，孔鵬，戴康寧

(中國(guó)民航大學(xué)，天津 300300)

隨著飛機(jī)適航審定關(guān)于噪聲要求的逐年提高，預(yù)測(cè)部件飛行噪聲聲壓級(jí)可以為飛機(jī)的適航審定工作提供依據(jù)，也可以為發(fā)動(dòng)機(jī)的減噪設(shè)計(jì)提供參考。通過(guò)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)部件噪聲進(jìn)行預(yù)測(cè)，可以有效確定發(fā)動(dòng)機(jī)的部件特性。以核心機(jī)噪聲為突破口，通過(guò)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)的靜態(tài)噪聲進(jìn)行預(yù)測(cè)，然后經(jīng)過(guò)從靜態(tài)到飛行狀態(tài)相關(guān)映射因素聲源移動(dòng)效應(yīng)、聲衰減等的修正，最后得到飛機(jī)在邊線時(shí)的噪聲值。同時(shí)可以用文中的方法預(yù)測(cè)其他部件的噪聲值，整合預(yù)測(cè)出整機(jī)的噪聲，可作為適航審定的依據(jù)，從而大量減少適航審定過(guò)程的投入成本。

適航審定；飛行噪聲；核心機(jī)；邊線

0 引言

近年來(lái)，在航空強(qiáng)國(guó)夢(mèng)的驅(qū)動(dòng)下，我國(guó)民航事業(yè)飛速發(fā)展，民航工業(yè)迎來(lái)了前所未有的大發(fā)展，國(guó)產(chǎn)民機(jī)型號(hào)合格審定的需求也迫在眉睫。在新飛機(jī)適航審定過(guò)程中，噪聲適航也是其中關(guān)鍵的部分。根據(jù)CCAR36部要求[1]，噪聲適航審定是通過(guò)無(wú)數(shù)次飛行試驗(yàn)測(cè)量得到的，這需要消耗大量的人力、物力和財(cái)力。由于發(fā)動(dòng)機(jī)是飛機(jī)的主要噪聲源，因此與傳統(tǒng)的飛行試驗(yàn)手段相比，發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲預(yù)測(cè)的方法既能節(jié)約試驗(yàn)成本，又能降低研發(fā)新發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)險(xiǎn)，且經(jīng)實(shí)踐證明該方法可行，預(yù)測(cè)結(jié)果也與發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲的實(shí)際情況比較吻合。

航空器型號(hào)和適航合格審定噪聲規(guī)定[1]中規(guī)定：如圖1所示，邊線噪聲測(cè)量點(diǎn)位于與跑道中心線的延長(zhǎng)線相平行并距該延長(zhǎng)線450 m(1 476 ft)的邊線上的一點(diǎn)。進(jìn)入到20世紀(jì)80年代后，國(guó)際上大部分適航審定當(dāng)局開(kāi)始采用了一個(gè)被廣泛認(rèn)可的簡(jiǎn)化程序：當(dāng)噴氣飛機(jī)飛到大約305 m高空時(shí)，邊線噪聲會(huì)有最大值，因此只需要在飛機(jī)飛行高度為305 m時(shí)的跑道兩側(cè)分別放一個(gè)傳聲器即可[2]。另外，根據(jù)中國(guó)的飛機(jī)噪聲管理規(guī)章CCAR-36部，中國(guó)民用航空局也接受了該點(diǎn)作為邊線噪聲測(cè)量點(diǎn)。

圖1 飛機(jī)噪聲適航審定測(cè)量點(diǎn)位置

1 Boeing737-800起飛航跡計(jì)算

研究核心機(jī)邊線噪聲，首先要研究飛機(jī)的起飛航跡。在ANP數(shù)據(jù)庫(kù)中通常包括有依照國(guó)際適航當(dāng)局所規(guī)定的嚴(yán)格的國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)化程序進(jìn)行噪聲合格審定期間所獲取的噪聲數(shù)據(jù)[3]。表1為數(shù)據(jù)庫(kù)中默認(rèn)起飛程序獲取波音737-800的起飛程序步驟數(shù)據(jù)，表2為從數(shù)據(jù)庫(kù)中發(fā)動(dòng)機(jī)系數(shù)表獲取的該機(jī)型發(fā)動(dòng)機(jī)在不同功率下的數(shù)據(jù)，表3為從數(shù)據(jù)庫(kù)中氣動(dòng)系數(shù)表獲取的該機(jī)型在不同襟翼設(shè)置下空氣動(dòng)力系數(shù)的數(shù)據(jù)。此外，還要從數(shù)據(jù)庫(kù)中獲取該機(jī)型預(yù)定起飛重量的數(shù)據(jù)，根據(jù)這些數(shù)據(jù)可以推算出波音737-800的起飛航跡。

表1 波音737-800默認(rèn)起飛程序步驟

根據(jù)從ANP數(shù)據(jù)庫(kù)中獲取的數(shù)據(jù)，以起飛的第三航段——加速，保持最大推力，襟翼為5，以1 885.7 ft·min-1(1 ft·min-1=0.005 08 m·s-1)爬升率爬升到181.7 kn CAS為例進(jìn)行計(jì)算。

(1) 計(jì)算單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的靜推力

式中，相關(guān)參數(shù)代表的含義分別為：

-飛機(jī)所在位置的實(shí)際大氣壓與平均海平面處的標(biāo)準(zhǔn)大氣壓之比；

-飛機(jī)高度，單位為ft(1 ft=0.304 8 m)；

v-校準(zhǔn)空速(CAS)，單位為kn(1 kn=0.514 m·s-1)；

-飛機(jī)周圍的大氣溫度，單位為℃；

、、G、G、-推力系數(shù)，在ANP數(shù)據(jù)庫(kù)的噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)系數(shù)表中，對(duì)于不同機(jī)型的不同推力設(shè)定值，都給出了相應(yīng)的推力系數(shù)。

(2) 計(jì)算氣壓比

(3) 計(jì)算平均單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)靜推力

(4) 計(jì)算航段末重量

(5) 計(jì)算平均重量

(6) 計(jì)算爬升角

(7) 計(jì)算飛過(guò)的水平距離

表2 CFM56-7B發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)的系數(shù)

表3 氣動(dòng)系數(shù)

其余航段的計(jì)算與此類似。最后計(jì)算得到如圖2所示的波音737-800起飛航跡。

圖2 波音737-800起飛航跡示意圖

2 渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲預(yù)測(cè)算法

渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的噪聲主要由風(fēng)扇噪聲、核心機(jī)噪聲和噴流噪聲等構(gòu)成。下面簡(jiǎn)單介紹這幾種噪聲源的預(yù)測(cè)模型。

2.1 核心機(jī)噪聲預(yù)測(cè)模型

核心機(jī)噪聲主要分兩部分，燃燒室噪聲和渦輪噪聲，研究時(shí)分別研究燃燒室、渦輪噪聲的預(yù)測(cè)方法，最后再將兩處噪聲合并為核心機(jī)噪聲。

SAE(Society of Automotive Engineers)模型用來(lái)預(yù)測(cè)燃燒室噪聲，針對(duì)燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室，遠(yuǎn)程不同頻率(50～10 000 Hz)、1/3倍頻程的遠(yuǎn)場(chǎng)均方聲壓的預(yù)測(cè)公式是[4]：

Smith & Bushell噪聲預(yù)測(cè)模型是用來(lái)預(yù)測(cè)軸流式渦輪寬頻噪聲，將此模型用于預(yù)測(cè)遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲[4]，式(10)給出了渦輪在不同頻率(50～10 000 Hz)、1/3倍頻程遠(yuǎn)場(chǎng)無(wú)量綱化均方聲壓的表達(dá)式：

2.2 風(fēng)扇噪聲預(yù)測(cè)模型

2.3 噴氣噪聲預(yù)測(cè)模型

噴氣噪聲的預(yù)測(cè)公式為

2.4 靜態(tài)噪聲修正

將得出的各部件所貢獻(xiàn)的聲壓級(jí)噪聲疊加在一起就能得到發(fā)動(dòng)機(jī)所貢獻(xiàn)的聲壓級(jí)噪聲，再利用航空發(fā)動(dòng)機(jī)靜態(tài)遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲數(shù)據(jù)對(duì)預(yù)測(cè)的飛行噪聲級(jí)進(jìn)行修正，主要包括噪聲源移動(dòng)修正和聲衰減修正[10]，將發(fā)動(dòng)機(jī)靜態(tài)噪聲數(shù)據(jù)，外推至適航條件下的飛行狀態(tài)，從而得到24個(gè)1/3倍頻程中心頻率對(duì)應(yīng)的邊線聲壓級(jí)數(shù)據(jù)。在進(jìn)行噪聲預(yù)測(cè)前，修正系數(shù)作如下說(shuō)明。

2.4.1 噪聲源移動(dòng)的修正

噪聲源振幅修正是指由于噪聲源(飛機(jī))相對(duì)傳聲器移動(dòng)而需進(jìn)行的聲壓級(jí)更改，可利用式(14)進(jìn)行計(jì)算：

2.4.2 聲衰減修正

(1) 幾何發(fā)散聲衰減

在距離一定的情況下，每個(gè)1/3倍頻程的幾何發(fā)散衰減如式(15)所示：

(2) 大氣吸聲衰減

各頻帶大氣吸聲衰減值為

3 應(yīng)用實(shí)例

3.1 預(yù)測(cè)程序開(kāi)發(fā)

由于Matlab具有良好的算法開(kāi)發(fā)及數(shù)據(jù)分析功能，故用它作為預(yù)測(cè)程序開(kāi)發(fā)的工具。預(yù)測(cè)程序通過(guò)輸入所需的參數(shù)進(jìn)行計(jì)算，最終輸出以Excel表格呈現(xiàn)的噪聲數(shù)據(jù)，包括在不同距離、不同角度、不同頻率(50～10 000 Hz, 1/3倍頻程)時(shí)的聲壓級(jí)(Sound Pressure Level, SPL)，感覺(jué)噪聲級(jí)(Perceived Noise Level, PNL)值和有效感覺(jué)噪聲級(jí)(Effective Perceived Noise Level, EPNL)。

3.2 參數(shù)輸入

本算例使用裝配CFM56-7B發(fā)動(dòng)機(jī)的波音737-800起飛航跡，以及采用CFM56-7B的相關(guān)數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)測(cè)。預(yù)測(cè)條件為噪聲合格審定的基準(zhǔn)條件：標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，環(huán)境溫度為25℃，相對(duì)濕度為70%，零風(fēng)速。以核心機(jī)為例，部分基本輸入?yún)?shù)如表4所示。

表4 燃燒室性能參數(shù)表

表5 渦輪性能參數(shù)表

在起飛過(guò)程中，噪聲適航審定測(cè)量點(diǎn)與發(fā)動(dòng)機(jī)的距離及與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道夾角變化如圖3所示。

3.3 預(yù)測(cè)結(jié)果

在飛機(jī)噪聲適航中，一般選用感覺(jué)噪聲級(jí)PNL和有效感覺(jué)噪聲級(jí)EPNL作為飛機(jī)噪聲的評(píng)價(jià)參數(shù)，有效感覺(jué)聲壓級(jí)是在感覺(jué)聲壓級(jí)上基礎(chǔ)上進(jìn)行噪聲持續(xù)時(shí)間修正得到的，反映了航空器在一段時(shí)間歷程中所發(fā)出的噪聲在某個(gè)位置產(chǎn)生的噪度[11]。最后預(yù)測(cè)的核心機(jī)邊線噪聲如表6所示，經(jīng)過(guò)持續(xù)時(shí)間修正和純音修正得到有效感覺(jué)噪聲級(jí)EPNL為77.34 dB，而根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)制造商的測(cè)試分析，核心機(jī)的邊線噪聲約為79 dB，其誤差值在3 dB以內(nèi)，可以認(rèn)為這個(gè)預(yù)測(cè)結(jié)果是比較可靠的。

圖3 測(cè)量點(diǎn)與發(fā)動(dòng)機(jī)距離隨測(cè)量點(diǎn)與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道夾角變化的示意圖

表6 感覺(jué)噪聲級(jí)(PNL)預(yù)測(cè)值

同理，應(yīng)用噴氣和風(fēng)扇算法也可以算出它們的邊線噪聲，從而可以算出整臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的邊線噪聲，這里由于缺少CFM56-7B的部分?jǐn)?shù)據(jù)，故不再計(jì)算。

4 結(jié)語(yǔ)

(1) 根據(jù)ANP數(shù)據(jù)庫(kù)可以計(jì)算得到飛機(jī)的起飛剖面圖以及相關(guān)數(shù)據(jù)；

(2) 應(yīng)用模型算法進(jìn)行飛行狀態(tài)計(jì)算，得到結(jié)果與B737-800適航取證數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，計(jì)算數(shù)據(jù)可靠；

(3) 根據(jù)起飛數(shù)據(jù)和模型算法，結(jié)合靜態(tài)預(yù)測(cè)的數(shù)據(jù)，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)部件的邊線噪聲進(jìn)行預(yù)測(cè)，可為預(yù)測(cè)飛機(jī)噪聲提供一個(gè)可參考的方法。

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Prediction research of laternal noise in turbofan engine

YAN Guo-hua, CHEN Jia-dong, KONG Peng, DAI Kang-ning

(Civil Aviation University of China, Tianjin 300300, China)

With the requirements for noise in airworthiness certification increasing year by year, the prediction of component sound pressure level can provide a justification for aircraft flight test and a reference for the design of engine noise reduction. The component characteristics of the engine can be effectively determined by the prediction of component noise. In this paper, core engine noise is taken as a breakthrough, The static noise of the core engine is accurately predicted, and then the noise in the flight state of engine components is obtained by modifying the correlation mapping factor from static state to flight state, and finally to get the noise value of plane in the laternal condition. Furthermore, the noise values of other components can be predicted by this method, and then integrating these predictions are integrated to obtain the predicted noise of the whole engine, which can be used as a basis for airworthiness certification, to greatly reduce the cost of airworthiness approval process.

airworthiness certification; flight noise; core engine; lateral

V216.5+4

A

1000-3630(2018)-04-0362-05

10.16300/j.cnki.1000-3630.2018.04.012

2017-05-12;

2017-08-21

閆國(guó)華(1964－), 男, 陜西韓城人, 博士, 教授, 研究方向?yàn)轱w機(jī)噪聲控制、節(jié)能減排和航空噪聲適航審定。

陳佳棟,E-mail:siaecjd92@163.com