董寧娟，潘 凱

（中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所，陜西 西安 710065）

0 引 言

航空業(yè)的發(fā)展和航空運(yùn)輸市場(chǎng)規(guī)模的擴(kuò)大導(dǎo)致飛機(jī)數(shù)量大幅增加，飛機(jī)噪聲問(wèn)題也隨之凸顯，已成為城市環(huán)境污染的主要問(wèn)題[1-2]。如今人們對(duì)飛機(jī)艙內(nèi)的噪聲水平要求越來(lái)越高，飛機(jī)噪聲問(wèn)題目前已成為影響艙內(nèi)舒適性的主要因素之一。

近些年來(lái)，影響艙內(nèi)舒適性的飛機(jī)艙內(nèi)噪聲成為各航空公司爭(zhēng)奪飛機(jī)市場(chǎng)的砝碼。另一方面，飛機(jī)適航許可證也對(duì)飛機(jī)噪聲提出了更高的要求。在此方面更勝一籌的渦槳飛機(jī)逐漸在航空工業(yè)中占據(jù)了主要位置[3]。巡航狀態(tài)下飛機(jī)艙內(nèi)噪聲水平的主要噪聲源有外部的發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲以及艙內(nèi)的環(huán)控系統(tǒng)噪聲。就渦槳飛機(jī)而言，影響巡航狀態(tài)下艙內(nèi)噪聲的主要噪聲源包括附面層噪聲以及螺旋槳噪聲。對(duì)渦槳飛機(jī)在巡航狀態(tài)下的這兩種噪聲源計(jì)算方法進(jìn)行研究，不僅可以為機(jī)體外表面聲載荷的計(jì)算提供數(shù)據(jù)，而且可作為艙內(nèi)噪聲預(yù)計(jì)的外部輸入條件。

對(duì)于附面層噪聲，Cockburn等于1973年發(fā)展了湍流邊界層結(jié)構(gòu)表面的壓力脈動(dòng)和功率譜密度的計(jì)算方法[4]。對(duì)于螺旋槳噪聲，其主要分為空氣聲與結(jié)構(gòu)聲兩類(lèi)?？諝饴曋嘎菪龢臍鈩?dòng)噪聲通過(guò)空氣傳到艙壁上，引起壁面振動(dòng)從而向艙內(nèi)輻射噪聲。結(jié)構(gòu)聲指螺旋槳和機(jī)翼等其他結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的振動(dòng)通過(guò)飛機(jī)結(jié)構(gòu)傳到艙室壁面引起壁面振動(dòng)而向艙內(nèi)輻射噪聲。目前對(duì)于螺旋槳噪聲的艙內(nèi)預(yù)測(cè)出現(xiàn)了很多工程分析方法，包括聲壓傳遞矩陣方法、聲阻抗分析方法、有限元法[5]、模態(tài)疊加法、邊界元法[6]、統(tǒng)計(jì)能量法等[7]。常用的有限元法在分析聲固耦合問(wèn)題的低頻特性時(shí)具有顯著的優(yōu)點(diǎn)[8]，在此基礎(chǔ)上發(fā)展了模態(tài)分析法以及投射損失法用于飛機(jī)艙內(nèi)噪聲分析，但這兩種方法預(yù)估精度都不高。對(duì)于高頻隨機(jī)力激勵(lì)作用下的聲振耦合問(wèn)題，后續(xù)又發(fā)展了統(tǒng)計(jì)能量方法，一種從統(tǒng)計(jì)的觀點(diǎn)以能量為主變量的分析方法。但該方法受限于高頻區(qū)復(fù)雜結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)問(wèn)題分析[9]。

本文以某型民用渦槳飛機(jī)為對(duì)象，針對(duì)巡航狀態(tài)下的附面層噪聲和螺旋槳噪聲這兩類(lèi)噪聲源分別開(kāi)展了噪聲計(jì)算方法研究。首先，利用基于統(tǒng)計(jì)能量分析（Statistical Energy Analysis,SEA）方法的噪聲預(yù)計(jì)軟件VA-One開(kāi)展了機(jī)身表面不同位置處的附面層噪聲數(shù)值計(jì)算[10]；接著，利用美國(guó)聯(lián)合技術(shù)公司哈密爾頓標(biāo)準(zhǔn)部發(fā)展的預(yù)測(cè)方法進(jìn)行了螺旋槳近場(chǎng)噪聲計(jì)算[11]；最后，綜合考慮這兩種噪聲源的計(jì)算結(jié)果，并與該型渦槳飛機(jī)的機(jī)體表面噪聲實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)相比較，驗(yàn)證了該方法的可行性和有效性。

1 附面層噪聲數(shù)值計(jì)算

1.1 附面層噪聲源計(jì)算

通過(guò)風(fēng)洞測(cè)試和飛行數(shù)據(jù)可知，在湍流邊界層作用下，結(jié)構(gòu)表面的脈動(dòng)壓力與自由流體動(dòng)態(tài)壓力q∞成正比，然而在不均勻流場(chǎng)的作用下，在結(jié)構(gòu)某些區(qū)域上，最大脈動(dòng)壓力未必發(fā)生在最大流體動(dòng)態(tài)壓力產(chǎn)生處。氣流作用在結(jié)構(gòu)表面產(chǎn)生的脈動(dòng)壓力由結(jié)構(gòu)幾何外形、馬赫數(shù)和氣流作用角度等眾多因素決定。根據(jù)氣流作用角度可將氣流作用在結(jié)構(gòu)表面情況大體分為分離和黏附狀態(tài)[4]，如圖1所示。

圖1 湍流邊界層作用示意圖Fig.1 Schematic diagram of turbulent boundary layer

湍流邊界層作用下結(jié)構(gòu)表面脈動(dòng)壓力均方根PRMS總值計(jì)算公式見(jiàn)式（1），脈動(dòng)壓力功率譜密度Sp（f）見(jiàn)式（2）[10]：

針對(duì)飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)，圖1中區(qū)域1可看作飛機(jī)駕駛艙結(jié)構(gòu)，區(qū)域2可看作機(jī)身艙段結(jié)構(gòu)。由于湍流邊界層作用在結(jié)構(gòu)表面的作用角度不同，因而針對(duì)駕駛艙和機(jī)身艙段結(jié)構(gòu)外表面噪聲計(jì)算方法不同，具體體現(xiàn)在A、B和C的取值上，各自取值如表1所示[4]。

表1 邊界層不同部位的參數(shù)A、B、C取值表Table 1 Values of parameters A,B and C at different secions of boundary layer

1.2 基于SEA的數(shù)值仿真

利用噪聲分析軟件 VA-One[10]，開(kāi)展渦槳飛機(jī)附面層噪聲數(shù)值仿真計(jì)算時(shí)，主要包括結(jié)構(gòu)建模和計(jì)算參數(shù)兩部分內(nèi)容。

根據(jù) SEA計(jì)算理論中的建模原則和附面層噪聲源的計(jì)算理論，結(jié)合渦槳飛機(jī)外表面噪聲實(shí)際測(cè)試的測(cè)點(diǎn)布置情況，進(jìn)行附面層噪聲源數(shù)值仿真建模。根據(jù)圖1中所示區(qū)域的分布特點(diǎn)，對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)進(jìn)行子系統(tǒng)劃分，并對(duì)軟件中已有的湍流邊界層噪聲源模塊進(jìn)行噪聲源定義。噪聲源定義時(shí)主要包括飛機(jī)的飛行狀態(tài)及飛行高度處空氣層的相關(guān)參數(shù)，最后完成的湍流邊界層作用下機(jī)身外表面噪聲計(jì)算模型如圖2所示，模型中對(duì)應(yīng)的湍流邊界層計(jì)算參數(shù)，可根據(jù)實(shí)際計(jì)算過(guò)程中飛機(jī)巡航時(shí)所在的高度和具體的噪聲計(jì)算點(diǎn)位置進(jìn)行定義。

圖2 湍流邊界層作用下飛機(jī)表面噪聲計(jì)算模型Fig.2 Calculation model of aircraft surface noise under the action of turbulent boundary layer

為了將湍流邊界層作用下飛機(jī)外表面噪聲計(jì)算結(jié)果與實(shí)測(cè)結(jié)果對(duì)比，需要對(duì)飛機(jī)當(dāng)時(shí)的飛行狀態(tài)進(jìn)行說(shuō)明，并且根據(jù)該狀態(tài)確定出仿真所需的計(jì)算參數(shù)，完成附面層噪聲的數(shù)值仿真計(jì)算。

2 螺旋槳噪聲的計(jì)算方法

2.1 螺旋槳噪聲的解析計(jì)算方法

螺旋槳噪聲產(chǎn)生的機(jī)理復(fù)雜，噪聲頻譜中明顯存在著諧波分量和寬頻噪聲。離散分量級(jí)與寬頻帶噪聲級(jí)之比取決于螺旋槳的氣動(dòng)及幾何的特性，其工作狀態(tài)也取決于螺旋槳前氣流的不均度及紊流度[12]。

2.1.1 噪聲的離散分量

離散的噪聲分量是在工作狀態(tài)大幅度改變時(shí)螺旋槳聲能的主要部分。因此，首先研究離散分量的計(jì)算方法。螺旋槳的離散噪聲的解析計(jì)算方法分為兩大類(lèi)：一個(gè)是Goldstein所用的方法[13]，一個(gè)是Flowcs Williams用的方法[14]，按照文獻(xiàn)[13]中的方法，螺旋槳聲場(chǎng)是由于在介質(zhì)數(shù)值上等于氣動(dòng)載荷的、周期性的集中力作用在葉片上的結(jié)果。所得到的頻域計(jì)算結(jié)果為各個(gè)旋轉(zhuǎn)噪聲諧波對(duì)葉片上的定常載荷。一些學(xué)者對(duì)文獻(xiàn)[13]提出了改善的顧金方法[15]，考慮飛機(jī)速度和葉片徑向及弦向載荷分布的影響，只認(rèn)為葉片上載荷是定常的。

文獻(xiàn)[14]中的計(jì)算方法主要是求出任意固體表面在介質(zhì)中運(yùn)動(dòng)的聲場(chǎng)，并可能表達(dá)成頻率域和時(shí)域中的聲壓。這個(gè)方法較容易轉(zhuǎn)到任一相對(duì)螺旋槳不動(dòng)的坐標(biāo)系，便于計(jì)算飛機(jī)在某地區(qū)的噪聲。

2.1.2 寬頻帶噪聲

引起寬頻噪聲的原因很多，主要是由葉片與周?chē)鲌?chǎng)的隨機(jī)脈動(dòng)相互作用產(chǎn)生。計(jì)算螺旋槳飛機(jī)在某地區(qū)的噪聲時(shí)，廣泛使用經(jīng)驗(yàn)計(jì)算法。它們基于螺旋槳的總特性：推力或功率、槳葉總面積、旋轉(zhuǎn)的葉尖速度。這些方法所用的一些常數(shù)，是由試驗(yàn)研究一定類(lèi)型的螺旋槳或其模型得到的。

直葉片的螺旋槳總和噪聲級(jí)可由下式求得：

其中：W0.7為半徑=0.7處的相對(duì)速度；P為螺旋槳推力；S為葉片總的面積；R為由螺旋槳至觀測(cè)點(diǎn)的距離。

最大聲的分量譜頻率為

其中：h0.7和b0.7分別為在半徑=0.7處型面的厚和弦長(zhǎng)；α為流過(guò)該型面的攻角。

2.2 螺旋槳噪聲的經(jīng)驗(yàn)估算

2.1節(jié)中的螺旋槳噪聲級(jí)的解析計(jì)算方法，工作狀況的范圍很寬，包括高速飛行，相應(yīng)的馬赫數(shù)為 0.75～0.85，并且既在近場(chǎng)也在遠(yuǎn)場(chǎng)，考慮了所有主要的噪聲形成機(jī)理。但同時(shí)也有一些因素，在計(jì)算中難以精確考慮，如：機(jī)身、機(jī)翼以及動(dòng)力裝置結(jié)構(gòu)特點(diǎn)對(duì)聲場(chǎng)的影響。為此，利用美國(guó)聯(lián)合技術(shù)公司哈密爾頓標(biāo)準(zhǔn)部發(fā)展的預(yù)測(cè)方法，開(kāi)展螺旋槳近場(chǎng)噪聲預(yù)測(cè)。

近場(chǎng)是指距槳尖距離小于一個(gè)槳徑范圍內(nèi)的聲場(chǎng)。由于本文主要考慮巡航狀態(tài)下渦槳飛機(jī)機(jī)體外表面噪聲源的計(jì)算，因此該類(lèi)計(jì)算屬于近場(chǎng)噪聲計(jì)算。除了考慮到遠(yuǎn)場(chǎng)的影響因素外，還要考慮機(jī)身的存在對(duì)聲場(chǎng)的影響，即機(jī)身形狀以及槳尖與機(jī)身的間隙的影響。

由于飛機(jī)結(jié)構(gòu)聲疲勞和艙內(nèi)聲場(chǎng)的計(jì)算都需要機(jī)體表面聲壓的頻譜數(shù)據(jù)，因此需要清楚了解噪聲的各次諧波值?；诠軤栴D的螺旋槳近場(chǎng)噪聲預(yù)測(cè)步驟如下：

（1）計(jì)算螺旋槳旋轉(zhuǎn)槳尖馬赫數(shù)MaR；

（2）根據(jù)輸入螺旋槳的功率及槳徑，查文獻(xiàn)[13]可得分聲壓級(jí)LN1；

（3）由表2查得槳葉數(shù)的修正值BC（dB）；

表2 槳葉數(shù)k不同的噪聲級(jí)計(jì)算修正值Table 2 Correction values of noise level calculation for different blade numbers（k）

（4）考慮槳尖速度MR和旋轉(zhuǎn)平面上槳尖離開(kāi)機(jī)身壁的距離 Y的修正值LN2，查文獻(xiàn)[13]中可得此修正值；

（5）查文獻(xiàn)[14]中，可得軸向位置XD的修正值XC，槳盤(pán)平面之前的X為正值；

（6）查文獻(xiàn)[13]中，可得機(jī)身的反射修正RC；

（7）計(jì)算總聲壓級(jí)：

L=LN1+ BC+ LN2+ XC+ RC；

（8）根據(jù)文獻(xiàn)[13]找出螺旋槳噪聲的諧波分布。

3 噪聲源計(jì)算

分別利用上述附面層噪聲計(jì)算方法和螺旋槳噪聲經(jīng)驗(yàn)估算方法，對(duì)該型飛機(jī)螺旋槳旋轉(zhuǎn)平面在機(jī)身的對(duì)應(yīng)位置處的某點(diǎn)進(jìn)行噪聲計(jì)算。綜合考這兩部分計(jì)算結(jié)果，與實(shí)測(cè)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，分析上述方法的可行性和有效性。

3.1 機(jī)體外表面噪聲測(cè)量

3.1.1 測(cè)量方法

在某型渦槳飛機(jī)的機(jī)身外表面粘貼B&K公司的4189表面?zhèn)髀暺骱?560D數(shù)據(jù)采集及分析系統(tǒng)進(jìn)行機(jī)身外表面噪聲測(cè)量。測(cè)點(diǎn)位置距離機(jī)頭頂部5.018 m，具體位置如圖3所示。

圖3 某型飛機(jī)外表面噪聲測(cè)試Fig.3 External surface noise test of an aircraft

3.1.2 測(cè)量框圖

本次實(shí)驗(yàn)的測(cè)量框圖如圖4所示。

圖4 測(cè)量框圖Fig.4 Measurement block diagram

3.1.3 測(cè)量步驟及過(guò)程

整個(gè)測(cè)量過(guò)程包括以下步驟：

（1）根據(jù)實(shí)際需求在機(jī)身表面確定測(cè)量點(diǎn)的位置；

（2）對(duì)測(cè)點(diǎn)位置進(jìn)行清理，并安裝 B&K4189型傳聲器；

（3）利用導(dǎo)線將連接4189型傳聲器、數(shù)據(jù)采集及分析儀連接起來(lái)進(jìn)行系統(tǒng)校準(zhǔn)及調(diào)試；

（4）待飛機(jī)達(dá)到狀態(tài)時(shí)，進(jìn)行外表面噪聲測(cè)量，記錄并保存數(shù)據(jù)；

（5）完成測(cè)量。

3.1.4 實(shí)驗(yàn)結(jié)果

選取巡航狀態(tài)下的測(cè)試數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，通過(guò)分析發(fā)現(xiàn)該型機(jī)外表面噪聲能量主要集中在 500 Hz以下，且主要集中在螺旋槳槳葉旋轉(zhuǎn)通過(guò)頻率以及其2階和3階諧頻處，故在此只給出500 Hz以內(nèi)的外表面噪聲頻譜，如圖5所示。

圖5 飛機(jī)外表面聲壓級(jí)實(shí)測(cè)頻譜圖Fig.5 Measured sound pressure spectrum on external surface of aircraft

3.2 附面層噪聲

根據(jù)某型飛機(jī)實(shí)際飛行情況，計(jì)算過(guò)程中A、B和 C的取值為氣流與結(jié)構(gòu)分離狀態(tài)時(shí)所對(duì)應(yīng)的值。該型飛機(jī)巡航飛行狀態(tài)參數(shù)及附面層計(jì)算參數(shù)如表3所示。根據(jù)上述計(jì)算方法，可得附面層噪聲總聲壓級(jí)計(jì)算結(jié)果為127.1 dB，對(duì)應(yīng)的1/3倍頻程頻譜圖如圖6所示。

表3 計(jì)算參數(shù)表Table 3 Calculation parameter table

圖6 附面層噪聲計(jì)算結(jié)果Fig.6 Calculation results of boundary layer noise

3.3 螺旋槳噪聲預(yù)測(cè)

某型飛機(jī)所用的是漢勝247F-3型渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)，預(yù)測(cè)相關(guān)參數(shù)如表4所示。

表4 某型飛機(jī)螺旋槳參數(shù)表Table 4 Propeller parameters of a certain aircraft

由于實(shí)測(cè)時(shí)測(cè)點(diǎn)與螺旋槳旋轉(zhuǎn)平面對(duì)應(yīng)在機(jī)身位置處的距離為1.771m（小于1個(gè)槳徑尺寸），故對(duì)該點(diǎn)的螺旋槳噪聲可利用近場(chǎng)噪聲預(yù)測(cè)的方法進(jìn)行預(yù)測(cè)。與附面層噪聲計(jì)算狀態(tài)相對(duì)應(yīng)，預(yù)測(cè)該點(diǎn)在巡航狀態(tài)下的螺旋槳噪聲值。

3.3.1 螺旋槳噪聲總聲壓級(jí)預(yù)測(cè)

根據(jù)螺旋槳噪聲預(yù)測(cè)方法，進(jìn)行巡航狀態(tài)下該測(cè)點(diǎn)處的螺旋槳噪聲總聲壓級(jí)預(yù)測(cè)，預(yù)測(cè)結(jié)果如表5所示。

表5 螺旋槳平面上近場(chǎng)噪聲預(yù)測(cè)結(jié)果Table 5 Prediction results of near-field noise level on propeller plane

3.3.2 各階諧波的預(yù)測(cè)

通過(guò)查文獻(xiàn)[11]，可得到巡航狀態(tài)下螺旋槳噪聲的各階諧波聲壓級(jí)的修正量。從圖 5中可以看出，螺旋槳噪聲諧波能量主要集中在前3階，其它階諧波聲壓級(jí)值很小，可以忽略不計(jì)。故只計(jì)算前3階，計(jì)算結(jié)果如表6所示。

表6 螺旋槳噪聲前3階諧波聲壓級(jí)Table 6 First three harmonic sound pressure levels of propeller noise

3.4 總聲壓級(jí)

將附面層噪聲計(jì)算結(jié)果和螺旋槳噪聲計(jì)算結(jié)果綜合考慮，可計(jì)算出該點(diǎn)的總聲壓級(jí)見(jiàn)表 7，并得到該測(cè)點(diǎn)的1/3倍頻程聲壓級(jí)頻譜圖如圖7所示。

表7 總聲壓級(jí)的計(jì)算和實(shí)測(cè)結(jié)果Table 7 Calculated and measured total sound pressure levels

圖7 實(shí)測(cè)點(diǎn)聲壓級(jí)預(yù)測(cè)結(jié)果與實(shí)測(cè)結(jié)果對(duì)比圖Fig.7 Comparison between predicted and measured sound pressure levels at the measuring point

3.5 結(jié)果分析

分析表6可以看出，諧波噪聲預(yù)測(cè)結(jié)果與實(shí)際測(cè)試得到的頻譜中的各個(gè)諧波分量基本一致，最大誤差為0.84 dB，這驗(yàn)證了本文中的螺旋槳諧波噪聲預(yù)測(cè)方法的正確性。分析表7可以看出，預(yù)測(cè)得到的總聲壓級(jí)值與實(shí)測(cè)結(jié)果非常接近，誤差僅為1.4 dB。分析圖7可以看出，將附面層噪聲和螺旋槳噪聲疊加之后的噪聲源的頻譜圖與實(shí)測(cè)結(jié)果在全頻段上非常吻合，同時(shí)分析實(shí)測(cè)譜可以看出，螺旋槳噪聲的主要能量主要體現(xiàn)在低頻段，而附面層噪聲主要體現(xiàn)在中高頻段。這三點(diǎn)分析結(jié)果，有效地驗(yàn)證了本文所述的兩類(lèi)噪聲源計(jì)算方法的可行性和正確性。

4 結(jié) 論

本文提出了一種基于仿真分析和經(jīng)驗(yàn)公式相結(jié)合的渦槳飛機(jī)機(jī)身表面噪聲計(jì)算方法，建立了渦槳飛機(jī)機(jī)身表面噪聲的預(yù)測(cè)模型，實(shí)現(xiàn)了渦槳飛機(jī)機(jī)身表面噪聲的準(zhǔn)確計(jì)算。結(jié)合某型渦槳飛機(jī)機(jī)身表面實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，使用基于仿真分析和經(jīng)驗(yàn)公式相結(jié)合的渦槳飛機(jī)機(jī)身表面噪聲計(jì)算方法對(duì)其進(jìn)行了預(yù)測(cè)。結(jié)果顯示，不論將總聲壓級(jí)或者是諧波噪聲的預(yù)測(cè)結(jié)果與實(shí)測(cè)結(jié)果對(duì)比，均顯示采用SEA仿真計(jì)算附面層噪聲和采用美國(guó)聯(lián)合技術(shù)公司哈密爾頓標(biāo)準(zhǔn)部發(fā)展的經(jīng)驗(yàn)預(yù)測(cè)方法計(jì)算螺旋槳噪聲并將兩者結(jié)合的算法結(jié)果與實(shí)測(cè)結(jié)果相吻合，驗(yàn)證了本文所述的巡航狀態(tài)下渦槳飛機(jī)的兩類(lèi)主要噪聲源計(jì)算方法的可行性和有效性。此外，該項(xiàng)工作的開(kāi)展，可為機(jī)體外表面聲載荷的計(jì)算提供數(shù)據(jù)參考，同時(shí)亦可作為飛機(jī)艙內(nèi)噪聲預(yù)計(jì)的外部輸入條件。