閆國華，王璽臻

(1. 中國民航大學基礎實驗中心，天津 300300；2. 中國民航大學航空工程學院，天津 300300)

0 引 言

隨著航空運輸業(yè)的發(fā)展，對機場噪聲的限制及美國聯(lián)邦航空管理局(Federal Aviation Administration, FAA)等國際組織推動的第五階段更嚴格的噪聲適航規(guī)章，飛機噪聲已成為各國專家學者關注的重點問題之一[1]。飛機噪聲可分為機體噪聲及推進噪聲，其中推進噪聲，即發(fā)動機整機噪聲占據(jù)了其中的大部分，包括風扇、燃燒室、渦輪等的噪聲和噴氣噪聲。大涵道比渦扇發(fā)動機的應用顯著降低了噴氣噪聲在整機噪聲中的占比，但同時增大了風扇噪聲水平，為了進一步降低發(fā)動機的噪聲影響，美國國家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration, NASA)于ANOPP2中提出基于噪聲屏蔽效應的翼身融合飛機設計方案，利用機翼屏蔽對風扇噪聲進行削弱[2]。

AANOPP2并非是屏蔽效應首次應用于噪聲控制，在過去的研究中，Marks等[3]針對在機翼上方安裝發(fā)動機的聲屏蔽水平進行了研究，應用兩種建模方法來預測錐形機翼的噪聲屏蔽，并將其應用于不同的機翼設計中。Campos等[4]則通過惠更斯-菲涅爾原理，引入噪聲源和噪聲屏蔽裝置，計算發(fā)動機噪聲屏蔽系數(shù)，以噪聲頻譜的形式表現(xiàn)發(fā)動機相對于機翼的位置對飛機噪聲的影響。姚榮楠等[5]通過搭建機身屏蔽效應試驗臺，進行了翼身融合(Blended Wing Body, BWB)客機機身噪聲屏蔽的實驗測量。在實際應用中，大多是支線飛機、公務機等，例如國產支線飛機ARJ21-700，其尾掛發(fā)動機的設計方式使其對發(fā)動機噪聲具備一定的噪聲屏蔽能力，如果在設計之初就對屏蔽效應進行評估，將有效降低噪聲控制的研發(fā)成本和風險。

本文基于聲屏障插入損失原理，分析了飛機機翼對航空發(fā)動機風扇噪聲的屏蔽影響。飛機在飛行過程中噪聲傳播路徑和機翼的相對位置是不斷變化的，為了實現(xiàn)對機翼屏蔽效應的動態(tài)評估，結合Heidmann風扇噪聲預測模型、ANP數(shù)據(jù)庫飛行航跡等，提出了一套對機翼屏蔽效應的數(shù)學建模方法，最終通過計算分析，驗證了方法的可行性與準確性。

1 噪聲屏蔽

1.1 概 述

20世紀70年代，一款名為VFW614的先進設計飛機將發(fā)動機安裝在了機艙上方，使機翼對發(fā)動機噪聲進行了有效屏蔽，盡管這架飛機僅停留在原型階段，沒有得到廣泛使用，但這種隔音設計的理念卻保留了下來，VFW614的機身設計如圖1所示。為了應對未來愈發(fā)嚴格的飛機噪聲要求，NASA研究人員Rizzi和Aumann等提出了混合翼身的概念飛機，這是一種非傳統(tǒng)飛機設計理念，同樣采用將發(fā)動機安裝在機身頂部的設計方案，他們通過對設計模型的音頻信號預測合成，得到機翼屏蔽對發(fā)動機噪聲的影響曲線，驗證了機翼屏蔽效應的先進性[6]。

圖1 VFW614飛機三視圖Fig.1 Three views of VFW614

噪聲的波動過程遵循惠更斯-菲涅耳原理，在如VFW614這類特殊機型風扇噪聲的傳播過程中，機翼將對噪聲持續(xù)造成損耗，部分聲波會繞過機翼繼續(xù)行進，產生聲衍射，這一過程體現(xiàn)在起飛、邊線或進場階段就是機翼屏蔽效應。量化機翼屏蔽效應的影響，就是對發(fā)動機噪聲傳播過程受機翼影響的插入損失進行計算。平面、障礙物或狹窄縫隙對聲音傳播的影響可以通過以下方法進行研究，包括衍射、散射、傅里葉和菲涅耳方法。求解精確形式的衍射方程需要計算其邊界條件的聲波方程，例如厚板、周期陣列、圓柱體和圓環(huán)等的衍射。散射方法則需指定反射和透射系數(shù)，適用于管結、阻抗和抗剪層，包括多重散射等情況。傅里葉方法使用傅里葉輻射積分中的壓力分布計算，如湍流剪切層和隨機壁襯里對聲場的影響。菲涅耳方法用噪聲源的分布表示聲輻射[4]，最適用于本文對航空發(fā)動機噪聲的計算，并且具有建模方式簡潔的優(yōu)點，將作為本文計算噪聲衰減的核心方法。

1.2 屏蔽建模實現(xiàn)流程

噪聲屏蔽效果計算流程如圖2所示，本文對屏蔽效應的計算過程分為三個部分：(1) 噪聲屏蔽的建模計算；(2) 風扇噪聲預測；(3) 噪聲屏蔽的影響分析。首先，選取所研究的飛機機型，對于不同設計、尺寸的飛機，機翼屏蔽效應的表現(xiàn)具有明顯的差異，本文所選取的研究對象為尾掛CF34-10A型發(fā)動機的ARJ21-700；然后，分別計算飛行航跡、機翼尺寸和發(fā)動機安裝位置等參數(shù)，用于建立噪聲源并進行機翼屏蔽的建模分析，并將CF34-10A發(fā)動機的風扇設計參數(shù)輸入Heidmann噪聲預測算法，預測風扇噪聲數(shù)值；最后，將預測風扇噪聲與機翼屏蔽結果相結合，分析機翼屏蔽效應的影響。

圖2 噪聲屏蔽效果計算流程Fig.2 Flow chart for calculation of noise shielding effect

1.3 機翼屏蔽算法模型

噪聲屏蔽效應主要表現(xiàn)為機翼對發(fā)動機噪聲水平的影響，本文屏蔽模型基于Lieber等[7]聲屏障插入損失算法。首先，以局部坐標系描述機翼位置，此時的坐標系原點位于發(fā)動機進氣口中心(點E)，如圖 3所示。同時，選取機翼根部前緣(Root Leading Edge, RLE)、根部后緣(Root Trailing Edge,RTE)、翼尖前緣(Tip Leading Edge, TLE)和翼尖后緣(Tip Trailing Edge, TTE)相對于發(fā)動機進氣口E的位置坐標。然后，將點E和機翼各坐標轉換為與地面觀測點(點 O)一致的全局坐標系。轉換過程必須考慮在不同方向角(E、O連線與發(fā)動機軸線xE的夾角θ)的飛機姿態(tài)和位置，此時點E坐標即為全局坐標系下所計算的噪聲源位置。

圖3 基于全局坐標系的機翼屏蔽算法中關鍵點位置示意圖Fig.3 Schematic diagram of key point location in the wing shielding modeling algorithm based on global coordinate system

首先，分別確定全局坐標系下屏蔽算法所需計算點的坐標，分別為發(fā)動機進氣口中心(點E)：xE、yE、zE；直接聲場與機翼交點(點I)：xI、yI、zI；機翼根部前緣：xRLE、yRLE、zRLE；機翼根部后緣：xRTE、yRTE、zRTE；機翼翼尖前緣：xTLE、yTLE、zTLE；機翼翼尖后緣：xTTE、yTTE、zTTE；通過以上坐標確定發(fā)動機與機翼的位置關系后，就可以計算噪聲源的直接聲場傳播路徑(E、O連線)與機翼平面的位置關系。當 E、O連線與機翼平面(RTE，RLE，TLE，TTE)具有交點I時，表示機翼將對發(fā)動機風扇噪聲產生屏蔽效應，圖3顯示了E、O連線和機翼平面交點(點I)的位置。交點的坐標(xI，yI和zI)的計算方程組為[7]

求解交點I的坐標之后，必須確定每條機翼邊緣上(RLE-TLE，RTE-TTE，TTE-TLE)最接近點 I的點WLE、WTE和WTIP，如圖 4所示，它們是點 I與機翼邊緣垂線與機翼的交點。

圖4 機翼邊緣上三W點位置Fig.4 Positions of three W points on wing edges

這些點的三維坐標分別通過如下方程組求解，以點WLE的x、y和z軸坐標計算為例[7]：

(1) 因I、W垂直于機翼邊緣，則令I、W向量和機翼邊緣向量的內積為零，建立的坐標方程式為

(2) 因點W位于機翼邊緣上，故其坐標滿足代表機翼邊緣的直線的兩點方程為

得到點WLE、WTE和WTIP的坐標后，即可確定在任意飛行位置，直接聲場與機翼平面的交點I是否位于機翼的邊界內。如果它在機翼之外，則不存在機翼對噪聲屏蔽的影響。反之，如果點I位于機翼表面，就可以計算聲程差來確定機翼影響下的插入損失，此時點WLE、WTE和WTIP分別表示噪聲衍射路徑與機翼邊緣的交點。

當點I位于機翼邊界內時，可確定由于聲屏障插入損失產生的噪聲衰減。直接聲場和衍射聲場的路徑如圖5所示。對于每條衍射路徑，需要計算如下三段距離：

圖5 直接聲場和衍射聲場的路徑Fig.5 Propagation paths of direct and diffractive sound fields

(1) 聲源到觀測點的直線距離(從點 E到點 O)為dEO，單位m；

(2) 聲源到機翼邊緣點的距離(從點 E到點 W)為dEW，單位m；

(3) 機翼邊緣點到觀測點的距離(從點 W 到點O)為dWO，單位m。

將這三段距離代入式(7)，可以得出噪聲傳播過程中直接聲場和衍射聲場之間的聲程差[7]：

當點I位于機翼邊界內時，δ＞ 0 ；當點I位于機翼邊緣時，δ=0；而當點I超出機翼表面時，δ＜ 0 。根據(jù)聲程差，可以計算菲涅耳數(shù)N[7]：

式中：fi表示 1/3倍頻程的中心頻率(單位 Hz)，c表示自由場聲速(單位 m·s-1)。然后，針對每個 1/3倍頻程中心頻率，代入菲涅耳數(shù)N計算衰減方程，表達式為[7]

在此模型中，考慮了圍繞多段機翼邊緣(前緣、后緣、機尖)的衍射。根據(jù)聲波繞射理論，經翼尖和兩條翼緣的聲波，其傳達至邊線測點的聲壓為三條路徑繞射聲的疊加，為了從三條衍射邊緣的疊加中獲得等效的總衰減，可以將任意頻率處的總插入損失計算如下[7]：

其中，Ak表示三條聲波衍射路徑的噪聲衰減，即過機翼前緣、過機翼后緣以及過機翼翼尖。ATOT即為1/3倍頻程中心頻率上噪聲屏蔽效應的插入損失(單位dB)。

2 噪聲源

為了動態(tài)評估噪聲屏蔽效應在飛行階段的影響，首先基于 ANP數(shù)據(jù)庫繪制飛行航跡，在航跡上建立飛行中的噪聲源，從而計算不同方向角上噪聲衰減數(shù)據(jù)，得到屏蔽效應對飛行噪聲的影響[8-9]。盡管這種方法可以完整評估噪聲屏蔽的影響，但計算量過于龐大。事實上，機翼屏蔽效應只存在于飛行的某一階段，并不會影響整個飛行過程，因此需要對所求噪聲源坐標進行后處理，選取計算量適中并且具有代表性的噪聲屏蔽計算點。

本文的研究對象為安裝 CF34-10A發(fā)動機的ARJ-700支線客機，研究狀態(tài)為起飛階段，地面觀測點選取CCAR36部中適航噪聲審定點，即距滑跑起點6 500 m位置。因ANP數(shù)據(jù)庫中尚無此機型的相關數(shù)據(jù)，故選用性能與其相近、吊裝CF34-10E的EMB190客機飛行數(shù)據(jù)作為代替，兩款發(fā)動機設計與性能參數(shù)對比如表1所示。選取ANP 數(shù)據(jù)庫中EMB190航跡計算所需的噪聲評估數(shù)據(jù)，求得起飛航跡與噪聲點選取如圖6所示。

表1 CF34-10A與CF34-10E發(fā)動機參數(shù)Table 1 Engine parameters of CF34-10A and CF34-10E

圖6 起飛航跡上噪聲源點Fig.6 Virtual sound source points on take-off path

如圖6中所示，航跡上的點代表噪聲源點，選取方式為：首先選取起飛過程噪聲傳播方向角15°～170°的航跡范圍，即圖中實線范圍，然后以5°為間隔將方向角拆分，獲得32條(包括15°與170°)連線，即圖中虛線，連線與航跡交點即為噪聲源點，聲源與地面觀測點的連線即為直接噪聲的傳播路徑。部分噪聲源的坐標數(shù)值如表2所示。

表2 部分噪聲源點的坐標Table 2 Coordinates of partial virtual sound source points

3 噪聲預測

3.1 合成預處理

噪聲屏蔽效應對發(fā)動機噪聲的主要影響體現(xiàn)在風扇噪聲上，根據(jù) Lieber等[7]的研究，如ARJ21-700這類尾掛發(fā)動機的飛機設計方式對風扇前傳噪聲具有明顯的屏蔽效應，因此選用在風扇噪聲預測方面具備良好普適性的Heidmann預測方法。

盡管經驗預測算法具有所需計算資源低、精度較高的優(yōu)勢，但其經驗特性具有一定弊端，例如對某些類型的發(fā)動機或者在特殊飛行狀態(tài)下的風扇噪聲預測結果并不準確，表現(xiàn)為前傳和后傳寬頻噪聲在較小程度上超過預期水平。為了實現(xiàn)對本文計算噪聲更精確的預測，應用Heidmann方法針對小型渦扇發(fā)動機的更新模型[11]。

在標準日海平面條件下，Heidmann對小發(fā)動機的噪聲預測聲壓級計算通式為[11]

式中，ΔT*為空氣流過風扇后的總溫升，為總溫升的參考值，一般為 0.555 K，為風扇進口空氣質量流量，為質量流量參考值，一般為0.453 kg·s-1，F(xiàn)1是風扇葉尖設計馬赫數(shù)Mad和風扇葉尖相對馬赫數(shù)MaR的聲源強度函數(shù)，F(xiàn)2為轉靜子葉片間距S*的聲源強度函數(shù)，C為進口導向葉片修正系數(shù)，D(θ)為方向修正函數(shù)，與預測點和聲源相對位置夾角θ有關，S(η)為1/3倍頻程下的頻譜函數(shù)，與頻率系數(shù)η有關。根據(jù)式(11)，分別計算進口寬頻噪聲、進口離散單音噪聲、進口組合單音噪聲、出口寬頻噪聲和出口離散單音噪聲這五部分的預測聲壓級，然后進行整合得到總聲壓級。該預測方法將噪聲源組合為一個單一的1/3倍頻程譜，作為指向角的函數(shù)。使用以下公式將5個部分的聲壓級(LSPr)從標準日海平面條件調整為預測環(huán)境條件[11]：

3.2 預測風扇噪聲聲壓級計算

一般情況下，要進行風扇噪聲預測，共需要計算五部分的噪聲分量，包括前傳寬頻、前傳離散單音、前傳組合單音、后傳寬頻、后傳離散單音。因機翼屏蔽效應僅對前傳噪聲具有顯著影響，故省略風扇后傳噪聲的計算結果分析。所計算 CF34-10A型發(fā)動機在地面試車狀態(tài)下的轉速為3 600 r·min-1，輸入噪聲預測所需參數(shù)如表3、4、5所示。

表3 環(huán)境參數(shù)表Table 3 Environmental parameter

表4 風扇幾何參數(shù)表Table 4 Fan geometric parameters

表5 風扇性能參數(shù)表Table 5 Fan performance parameters

此處所計算噪聲為未衰減的風扇前傳噪聲，前傳噪聲分為寬頻噪聲、離散單音噪聲與組合單音噪聲，因風扇轉速為 3 600 r·min-1，風扇轉子相對葉尖馬赫數(shù)未超過臨界值，不產生組合單音噪聲。風扇前傳寬頻及離散單音噪聲聲壓云圖如圖 7、8所示，它們具有明顯的噪聲特性：前傳寬頻噪聲在發(fā)動機風扇附近的觀測范圍內(方向角θ＜50°)噪聲數(shù)值較高，而隨著θ角度變大(觀測范圍由發(fā)動機前部移動至尾部)，噪聲的大小也在明顯降低，對寬頻噪聲，聲壓級最大的部分位于θ較小的中頻范圍(1 000～2 500 Hz)，隨著角度增大、頻率向低頻或高頻移動，聲壓級在噪聲等值線中呈現(xiàn)類似山峰函數(shù)的環(huán)形下降趨勢，這是Heidmann噪聲預測算法頻譜修正函數(shù)和方向性修正函數(shù)的共同影響結果。風扇離散單音噪聲與風扇葉片基本通過頻率有關，出現(xiàn)在葉片基本通過頻率及其倍頻處，在當前轉速下風扇葉片基本通過頻率為 1020 Hz，對應于 1/3倍頻程中1 000 Hz中心頻率，其倍頻分別對應于1/3倍頻程中2 000、4 000、5 000、8 000和1 0000 Hz中心頻率，因此風扇離散單音噪聲也僅出現(xiàn)在這些特定頻率上，如圖8所示。

圖7 風扇前傳寬頻噪聲聲壓云圖Fig.7 Nephogram of fan forward broadband noise level

圖8 風扇前傳單音噪聲聲壓云圖Fig.8 Nephogram of fan forward monotone noise level

4 噪聲屏蔽計算分析

本文研究對象 ARJ21-700采用尾掛發(fā)動機設計，發(fā)動機前傳噪聲源位于機翼后緣的后方，因此，機翼的屏蔽效應造成的衰減一般會出現(xiàn)在方向角較小范圍內。

4.1 聲壓級屏蔽分析

本節(jié)對噪聲屏蔽數(shù)據(jù)進行建模分析，繪制屏蔽效應的圖像，然后結合噪聲屏蔽與風扇預測噪聲的結果進行對比分析。ARJ21-700部分機翼尺寸參數(shù)如表6所示。

表6 ARJ21-700部分尺寸參數(shù)表Table 6 Partial size parameters of ARJ21-700

將航跡圖上建模所得噪聲源的全局坐標表2與ARJ21-700飛機尺寸參數(shù)結合，代入1.3節(jié)機翼噪聲屏蔽計算方程，可以得到在方向角 15°～170°區(qū)間、間隔5°的32個噪聲源點上發(fā)動機進口、起飛觀測點以及機翼前緣、后緣等的坐標，根據(jù)這些坐標可繪制出此范圍內噪聲源至觀測點傳播路徑圖，如圖9所示。

圖9 x-y平面上直接聲場和衍射聲場的傳播路徑Fig.9 Propagation paths of direct and diffractive sound field in x-y plane

根據(jù)式(7)～(9)，計算出存在屏蔽效應的方向角及屏蔽數(shù)值，最終確定在方向角15°～40°范圍內，機翼對前傳噪聲具有屏蔽效應。

15°～40°方向角下噪聲頻域曲線如圖10所示，其中，當方向角達到 40°時候，機翼已不再對風扇前傳噪聲具有屏蔽效應，當噪聲源的方向角為 20°時，機翼屏蔽的聲壓級的衰減值最大。

圖10 方向角為15°～35°的風扇前傳噪聲級衰減曲線Fig.10 Attenuation curve of fan forward noise level at the direction angle 15° to 35°

結合所求噪聲屏蔽數(shù)據(jù)與風扇噪聲預測結果，繪制15°～40°范圍內噪聲屏蔽對前傳噪聲預測數(shù)值的影響曲線，如圖 11所示，在不同方向角下機翼對前傳噪聲的屏蔽表現(xiàn)有所不同，但它們的共同特征為：1/3倍頻程中心頻率越大，機翼屏蔽效應越明顯。

圖11 機翼屏蔽對不同方向角預測的風扇前傳噪聲級的衰減曲線的影響Fig.11 Effects of wing shielding on attenuation curves of the predicted fan forward noise level at different direction angles

上述研究結果確定了起飛階段機翼屏蔽效應的主要影響區(qū)間，即方向角15°～35°。為了對屏蔽效應更確切地評估，在此區(qū)間內再次取點，以 1°為間隔，在方向角15°～35°間共取21個噪聲源點，并將坐標代回屏蔽計算模型，繪制屏蔽效應聲壓級云圖，如圖12所示。由圖12可以明顯看出，隨著直接聲場的路徑從機翼前緣移動至機翼后緣，噪聲屏蔽效應呈先增大后減小的趨勢。在方向角為 20°時，最大屏蔽聲壓級可達到17.78 dB，該角度即為此機型在起飛時的最大衰減角，此時，直接聲場與機翼平面的交點I應位于機翼平面的中心位置。

圖12 風扇前傳噪聲的機翼屏蔽效應云圖Fig.12 Nephogram of wing shielding effect on fan forward noise level

4.2 感覺噪聲級屏蔽分析

聲壓級可以評估不同方向角下飛機噪聲的影響，但人們對飛機噪聲所感覺到的煩惱程度則需要對聲壓級進行換算處理，計算由CCAR36部規(guī)定的有效感覺噪聲級(Tone-Corrected Perceived Noise Level, PNLT)，評估屏蔽效應對純音修正感覺噪聲級的影響，如圖 13所示。機翼屏蔽的引入降低了風扇前傳噪聲，從而降低飛機的總體噪聲。

圖13中，在方向角15°～55°范圍內，每隔0.5 s取點計算感覺噪聲級，可以看出，初期噪聲屏蔽較為顯著，屏蔽數(shù)值呈先增大后減小的趨勢，最大衰減為10.17 dB。后續(xù)噪聲屏蔽效應迅速銳減，其影響變得非常小。

圖13 屏蔽效應對預測的風扇前傳噪聲影響的PNLT曲線Fig.13 PNLT curves of wing shielding effect on predicted fan forward noise

由適航審定數(shù)據(jù)，ARJ21在起飛階段審定有效感覺噪聲級為81.1 dB，結合過去部分文獻結果起飛階段風扇與飛機有效感覺噪聲級相差約 4 dB[10]。故 ARJ21 起飛階段風扇有效感覺噪聲級約為77.1 dB，將機翼屏蔽衰減值與預測風扇噪聲結合，根據(jù) CCAR36部適航規(guī)章將預測風扇噪聲換算至有效感覺噪聲級，如表7所示。

如表7所示，計算屏蔽效應后預測風扇噪聲有效感覺噪聲級降低了2.4dB，使預測結果的精度有所提高，誤差降低了3.11%。

表7 屏蔽效應對有效感覺噪聲級的影響Table 7 Influence of shielding effect on PNLT

5 結 論

本文提出了一種建立噪聲源進行噪聲計算的方法，運用Matlab數(shù)學計算軟件，結合Heidmann風扇噪聲預測算法和 ANP航跡繪制，實現(xiàn)了飛行過程中機翼對發(fā)動機風扇前傳噪聲屏蔽的動態(tài)建模，通過本文的研究，得出以下結論：

(1) 通過對噪聲屏蔽模型的算法實現(xiàn)，可以將屏蔽算法與Heidmann風扇噪聲預測算法相結合，計算發(fā)動機與機翼安裝位置引起的風扇前傳噪聲的衰減，并應用到起飛噪聲計算中。本文計算方法具有普適性，可以結合不同飛行階段，對飛機進場、邊線噪聲屏蔽效應進行預測。

(2) 對于不同噪聲源，噪聲屏蔽效應的數(shù)值表現(xiàn)各不相同，但衰減曲線具有共同的特征：噪聲頻率越高，屏蔽效應越明顯。在最大衰減方向角 20°上，機翼屏蔽效應對高頻噪聲聲壓級的衰減最高可達到17.72 dB，將衰減前后前傳噪聲聲壓級換算至感覺噪聲級，最大衰減值為8.75 dB?？梢钥闯觯瑱C翼屏蔽對風扇前傳噪聲的影響非常顯著。將屏蔽效應結合風扇噪聲預測，在起飛階段，通過引入機翼屏蔽效應，使預測風扇噪聲有效感覺噪聲級降低了2.4 dB，降低了預測誤差，從而看出機翼屏蔽對風扇噪聲預測的優(yōu)化能力。

(3) ARJ21-700起飛階段的機翼噪聲屏蔽全過程呈現(xiàn)，隨著噪聲源方向角由小向大移動，機翼屏蔽效應于15°開始出現(xiàn)，在35°后逐漸消失，其中，在20°附近屏蔽效應達到最大值，這一過程代表風扇前傳噪聲路徑從機翼前緣移動至機翼后緣的過程，可以合理推測，在噪聲屏蔽最大值處，風扇前傳噪聲傳播路徑與機翼交點應位于機翼中心位置。針對不同機型的不同飛行階段，屏蔽效應的影響應具有不同的表現(xiàn)，這也是后續(xù)需進行深入研究的方向。