杜 軍，文 璧，徐仁偉

(中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院，四川 綿陽 621010)

1 引言

航空發(fā)動機噪聲是飛機最主要的噪聲源[1]。對于民用飛機的大涵道比發(fā)動機，風扇噪聲是其主要聲源，將影響民用飛機的舒適性及適航性。而對于軍用飛機的小涵道比發(fā)動機，噴流噪聲是其最主要的噪聲源，直接與發(fā)動機的結構完整性、隱身性及飛行安全息息相關。特別是對于艦載飛機的發(fā)動機，其噴流噪聲還直接關系到航母甲板上工作人員的健康[2]，以及會引發(fā)飛機、發(fā)動機和艦上各種設備的聲疲勞，造成戰(zhàn)斗力下降。因此，進行噴流噪聲研究，降低噴流噪聲，對于軍用航空發(fā)動機是必要的，也是必需的。

美國軍方很早就考慮到噴流噪聲對航空發(fā)動機的影響。早在1985 年，美軍標MIL-E-87231《渦噴渦扇發(fā)動機軍用規(guī)范》就將噪聲作為發(fā)動機結構設計的重要設計原則[3]。此后，美國軍方對其多種高性能戰(zhàn)斗機進行了噪聲測試研究[4]，以支持其噴流噪聲的降噪改進設計。其中，最典型的就是美國海軍的航母艦載機F/A-18E/F，針對該機裝配的兩臺F404 發(fā)動機，經(jīng)過嚴格的噴流噪聲計算設計、測試，對噴流降噪結構進行了相應改進，研究出了獨特的鋸齒型噴口[5]、擴張密封片及內嵌射流等多種降噪技術，取得了明顯的降噪效果。此外，國外相關研究機構(如NASA、GE 公司)及大學，應用傳聲器陣列進行了噴流噪聲源定位測試研究[6-8]，驗證了傳聲器陣列技術在噴流噪聲源定位中的可行性。美國空軍還對F-22 戰(zhàn)斗機進行了噴流噪聲測試研究[9]，為噴流降噪設計改進提供了數(shù)據(jù)支撐。國內在民用航空發(fā)動機領域，由于舒適性及適航性的原因，進行了一定程度的噪聲問題研究，但對于軍用航空發(fā)動機的噪聲問題關注度不夠。雖然《航空渦輪噴氣和渦扇發(fā)動機通用規(guī)范》[10]及《航空發(fā)動機結構完整性指南》[11]，均明確指出了航空發(fā)動機的噪聲問題，但工程上對其的研究很少，對占比最重要的噴流噪聲的研究更是少見。北京航空航天大學對噴流噪聲進行過相關研究，得到了一些噴流降噪的方法，但只是停留在基礎研究上[12-13]。徐悅等[14]針對艦載機噴流噪聲研究的重要性及相關降噪技術進行了闡述說明。

本文針對國內現(xiàn)有航空發(fā)動機噴流噪聲研究的不足，利用某型小涵道比渦扇發(fā)動機戶外露天靜態(tài)地面試驗開展了噴流噪聲的近場測試研究，獲得了噴流噪聲的近場特性，為航空發(fā)動機噴流噪聲研究奠定了一定的工程技術基礎。

2 試驗測試方案

2.1 試驗環(huán)境及內容

航空發(fā)動機整機噴流噪聲測試，需要在特定的測試環(huán)境(只有直達聲，沒有反射聲，一般是大型全消聲室或戶外露天試車臺)中進行。本文借助某型小涵道比渦扇發(fā)動機戶外露天靜態(tài)地面試驗，進行噴流噪聲近場測試。為了提高噴流噪聲測試數(shù)據(jù)的純潔度，需減少發(fā)動機其他部件噪聲的影響，為此在發(fā)動機尾噴管處安裝了遮擋板(圖1)，進行一定的隔音處理。試驗主要完成了發(fā)動機高壓轉子換算轉速=85%，87%，88%，90%，93%，94%等狀態(tài)下的噴流噪聲測試內容。

圖1 遮擋板位置Fig.1 The location of the shield

2.2 測試方案

噴流噪聲測試采用在地面布置麥克風的形式進行。麥克風倒置安裝在專門設計的麥克風安裝座上，如圖2 所示。根據(jù)小涵道比渦扇發(fā)動機噪聲測試經(jīng)驗，測試傳聲器選擇高聲壓級預極化麥克風(不低于160 dB 動態(tài)范圍)，并采用雙弧形麥克風陣列的方式進行噴流噪聲的近場輻射特性測試，如圖3 所示。雙弧形麥克風陣列離發(fā)動機尾噴口中心點的距離分別為7 m 和9 m；考慮到發(fā)動機的高速、高溫尾噴氣流會對麥克風及測點造成破壞，雙弧形陣列采用了90°至150°的布置形式，各測點間隔10°。

圖2 麥克風安裝座Fig.2 The mounting base for microphone

圖3 弧形麥克風陣列測試布局圖Fig.3 The test layout of arc microphone array

3 測試結果分析

3.1 噴流噪聲特性

測試分析發(fā)現(xiàn)，雙弧形麥克風陣列各測點聲壓級大小與發(fā)動機狀態(tài)的變化均呈現(xiàn)一致性，各測點聲壓級均隨轉速的增加而增大，且趨勢線一致，只是7 m 弧形陣列測點數(shù)據(jù)聲壓級值比9 m 弧形陣列的高。圖4 為7 m 弧形陣列150°測點聲壓級隨發(fā)動機狀態(tài)的變化趨勢?？梢?，噴流噪聲聲壓級隨著發(fā)動機狀態(tài)的增大而增大，且這種變化近似于線性變化；在發(fā)動機各狀態(tài)下，該測點的聲壓級均高于140 dB。圖5 示出了發(fā)動機各試驗狀態(tài)下噴流噪聲的頻譜結構特性。可見，各試驗狀態(tài)下噴流噪聲的頻譜結構具有高度的一致性，噴流噪聲的頻譜結構與發(fā)動機狀態(tài)變化無關，只是頻率幅值隨發(fā)動機狀態(tài)的增大而增大。整個頻譜顯示，其主要成分為寬帶低頻噪聲，頻率大致集中在100～1 000 Hz 范圍。

圖4 7 m 弧形陣列150°測點聲壓級隨發(fā)動機狀態(tài)的變化趨勢Fig.4 The trend of sound pressure level changing with engine state of 150° measuring points on 7 m arc array

圖5 各狀態(tài)頻譜結構特性Fig.5 The spectrum structure under different state

3.2 噴流噪聲近場輻射特性

圖6、圖7 分別給出了7 m 和9 m 弧形陣列各測點的聲壓級測試數(shù)據(jù)?？煽闯觯? m 與9 m 弧形陣列測試數(shù)據(jù)在發(fā)動機各狀態(tài)下的趨勢一致。同一發(fā)動機狀態(tài)下，隨著測點角度的增加，聲壓級呈增大趨勢，但當測點角度增加到140°時，聲壓級達到了最大值；隨著角度的再次增加，聲壓級出現(xiàn)下降趨勢。這表明噴流噪聲的近場輻射特性在一定角度范圍內具有明顯的指向性，且該指向性在偏離發(fā)動機軸線40°左右方向。

圖6 7 m 弧形陣列各測點的聲壓級Fig.6 The sound pressure level of 7 m arc array measuring points

圖7 9 m 弧形陣列各測點的聲壓級Fig.7 The sound pressure level of 9 m arc array measuring points

為進一步研究噴流噪聲的近場輻射特性，運用2 個弧形陣列測試數(shù)據(jù)進行了聲壓級衰減分析，結果見圖8。發(fā)動機各試驗狀態(tài)下，聲壓級衰減在各角度測點的變化規(guī)律一致，均在120°測點聲壓級衰減至最小，在140°測點聲壓級達到最大。這說明噴流噪聲在偏離發(fā)動機軸線60°左右方向的近場聲壓級衰減并不明顯；在偏離發(fā)動機軸線40°左右方向，雖然噴流噪聲具有強烈的指向性，但是該方向的聲壓級衰減也較為突出。

圖8 聲壓級衰減變化Fig.8 The attenuation change of sound pressure level

3.3 噴流噪聲成像識別

噴流噪聲源分布特性對于噴流噪聲研究具有重要意義，可直觀表達噴流噪聲產(chǎn)生區(qū)域，以支持相關噴流降噪設計改進。噴流噪聲成像識別是獲得噴流噪聲源分布特性的主要方法，而Beamforming 技術是噪聲成像的經(jīng)典傳統(tǒng)技術。根據(jù)噴流噪聲頻譜分析結果，進行了以低頻100 Hz 為下限頻率至10 kHz 范圍內的噴流噪聲成像識別。圖9 給出了n2r=85%，88%，93%時，采用Beamforming 技術獲得的噴流噪聲一維(沿發(fā)動機軸線方向)成像識別結果，圖中位置“0”為尾噴管中心點?？煽闯觯瑖娏髟肼曋饕曉磪^(qū)域沿發(fā)動機軸線方向具有相似性，隨著發(fā)動機轉速的升高，噴流噪聲主要聲源區(qū)域基本不變，為尾噴管下游約3.5 m 軸線范圍內區(qū)域，且低頻寬帶噪聲成分幅值逐漸增大，并逐漸向1 kHz 以上高頻成分移動、拓寬。

圖9 n 2r=85%，88%，93%時噴流噪聲的一維成像結果Fig.9 One dimensional imaging results of jet noise under n2r=85%，88%，93%

4 結論

對某型小涵道比渦扇發(fā)動機開展了近場噴流噪聲測試，主要得到以下結論：

(1) 該小涵道比發(fā)動機噴流噪聲近場聲壓級高于140 dB，且以寬帶低頻噪聲為主，頻率集中在100～1 000 Hz 范圍。

(2) 噴流噪聲的近場輻射在偏離發(fā)動機軸線40°左右的方向具有強指向性，且該方向的近場聲壓級衰減也最為突出。

(3) 噴流噪聲沿發(fā)動機軸線方向的主要聲源區(qū)域隨發(fā)動機轉速的升高基本不變，為尾噴管下游約3.5 m 軸線范圍內區(qū)域。