民用航空發(fā)動機燃燒室噪聲預(yù)測

張敦煜，閆國華

（中國民航大學(xué)，天津 300300）

隨著我國C 919大飛機項目的實施，飛機的適航審定工作也逐步展開。出于環(huán)境保護的初衷，國際民航組織對飛機降噪的要求越來越高，噪聲適航合格審定逐漸成為飛機能否達到適航標(biāo)準的重要內(nèi)容。發(fā)動機燃燒室作為飛機的主要噪聲源，其噪聲大小不僅影響飛機適航取證，而且還反映了燃燒室的燃燒品質(zhì)[1]。如果沒有一個可靠程序在設(shè)計之初對發(fā)動機燃燒室噪聲進行精準預(yù)測，提前獲知噪聲大小，根據(jù)噪聲結(jié)果進行相關(guān)修改預(yù)防，后期的適航審定過程中則有可能會產(chǎn)生災(zāi)難性后果，不僅影響

飛機整個試航取證過程，還有可能耗費大量的人力，物力和財力。

基于上述目的，本文通過對航空發(fā)動機燃燒室在地面試車和飛行過程中的噪聲產(chǎn)生機理以及相關(guān)影響因素進行探究，根據(jù)研究結(jié)果利用MATLAB GUI的可視化窗口進行編程，建立了基于MATLAB的民用航空發(fā)動機燃燒室噪聲預(yù)測模型。利用該模型可預(yù)測任意半徑、沿圓弧各角度飛機發(fā)動機燃燒室所產(chǎn)生的聲壓級、總聲壓級、A計權(quán)聲壓級和感覺噪聲級。

1 發(fā)動機燃燒室噪聲預(yù)測模型

現(xiàn)代民用航空發(fā)動機大多采用攜帶安靜風(fēng)扇技術(shù)的高涵道比渦扇發(fā)動機，具有很好的經(jīng)濟性和降噪性能，但也使得燃燒室噪聲在發(fā)動機噪聲中所占的比例有所上升。

燃燒室噪聲有兩部分組成：直接噪聲和間接噪聲。直接噪聲是指發(fā)動機燃燒室噪聲自身通過發(fā)動機尾噴傳播出去；間接噪聲則是以熵噪聲的形式存在，它是由高溫燃燒產(chǎn)物在通過各級渦輪時的壓降產(chǎn)生的[2]。

燃燒室有很多傳統(tǒng)類型，如環(huán)形、罐形以及“雙環(huán)形”或混合式。燃燒室噪聲的最好定義可能是通過渦輪軸發(fā)動機得來，因為它忽略了噴氣噪聲并且沒有風(fēng)扇。因此，本文預(yù)測方法最初的公式都是基于渦輪軸發(fā)動機數(shù)據(jù)[2]。

本文以美國汽車工業(yè)協(xié)會（SAE）[2]和美國國家航空航天局（NASA）[3]所提出的半經(jīng)驗?zāi)Ｐ蜑榛A(chǔ)，對燃燒室噪聲進行預(yù)測。

1.1 靜態(tài)條件

1.1.1 燃燒室聲功率級

在民用航空發(fā)動機燃燒室中，總聲功率級（OAPWL）是由燃燒室操作參數(shù)和在最大起飛條件下整個渦輪系統(tǒng)的總溫降決定的，其數(shù)學(xué)表達式為[5]

其中W是主（核心）質(zhì)量流速，kg/s；

P3是燃燒室進氣總壓，Pa；

T4-T3是燃燒室升高的總溫，K；

(T4-T5)ref是最大起飛狀態(tài)條件下，減去渦輪的參考總溫，K；

Wref參考功率，10-12W(1 pW)；

溫度T0=288.15 K；

壓力P0=101.325 kPa；

T0=288.15 K時，聲速a0=340.294 m/s。

上式中數(shù)字下角標(biāo)表示發(fā)動機站位，其對應(yīng)關(guān)系如圖1所示。

圖1 理想發(fā)動機站位圖Fig.1 Idealized engine station designation

試驗表明：不論對于何種類型、大小和功率設(shè)定的渦輪飛機發(fā)動機燃燒室噪聲都有一個峰值頻譜在400 Hz的功率頻譜S(f)如圖2所示。

由S(f)可以求出聲功率級PWL[3]

1.1.2 燃燒室聲壓級

由聲功率級可以求出任意角度θi和距離r燃燒室處的聲壓級[3]

圖2 頻譜形狀因數(shù)Fig.2 Spectral function

其中DI是遠場方向性指數(shù)（圖3）；

θ i是相對于進氣軸的角度，度（軸參考于核心噴管出口）；

Pref是參考聲壓（20 μPa）；

r是圓弧半徑，m；

在標(biāo)準海平面條件下，空氣密度ρ0為1.225 kg/m3，聲速a0=340.294 m/s，因此，公式（4）最后一項的值為-10.8 dB

圖3 燃燒室噪聲的遠場方向性Fig.3 Directivity function

圖3 中的虛線表示計算遠場方向性DI的適用角度范圍為10°到160°。

1.2 飛行條件

廣泛認為，等同于飛機飛行速度的聲源前行速度（如燃燒室）產(chǎn)生的效用，受到第四功率“多普勒”放大因數(shù)的影響。由此會導(dǎo)致燃燒室噪聲相對于預(yù)測點移動產(chǎn)生頻率漂移，需要對聲壓級進行修正[3]。其修正公式為

其中M是飛行馬赫數(shù)；

SPLstatic是靜態(tài)聲壓級。

φ=θ i-ψ，ψ是飛機飛行方向與發(fā)動機進氣軸肩的總?cè)肷浣牵取?/p>

圖4 噪聲源相對于預(yù)測點的幾何角度Fig 4 Source-receiver geometry

1.3 建立燃燒室噪聲預(yù)測模型

預(yù)測模型流程圖如圖5所示：

第一步：利用標(biāo)準化的聲功率關(guān)系（公式1）計算OAPWL；

第二步：利用圖2獲得的表1和公式(2)定義功率級頻譜PWL。對于基本的預(yù)測目的，功率頻譜中的三分之一倍頻程的峰值假設(shè)為400 Hz。但是，當(dāng)此方法和數(shù)據(jù)一起被采用時，峰值輕微的高于或低于400 Hz，推薦在此調(diào)節(jié)功率頻譜，所以它的對稱形狀被保留，但仍是基于所觀察的自由場峰值。這樣的調(diào)節(jié)在400 Hz的兩邊都不會被期望高于1/3倍[2]；

第三步：利用圖3獲得的表2和公式(3)計算沿圓弧的各遠場角度處的聲壓級；

第四步：計算總聲壓級OASPL?；诘谌角蟪龅母鹘嵌?、1/3倍頻程中心頻率處的SPL，計算任意角度下的總聲壓級，其計算公式為

第五步：計算A計權(quán)聲壓級dBA。A計權(quán)聲級是模擬人耳對55 dB以下低強度噪聲的頻率特性；A計權(quán)聲壓級作為噪聲度量標(biāo)準，能較好地反映出人們對噪聲吵鬧的主觀感覺。因此，A聲級幾乎成為一切噪聲評價的基本值，其計算公式為

A(f)為A計權(quán)衰減系數(shù)，如表3所示；

表1 燃燒室噪聲的頻譜形狀因數(shù)Tab.1 Spectrum shape factor for combustor noise

表2 燃燒室噪聲的遠場方向性指數(shù)Tab.2 Fairfield directivity for combustor noise

表3 A計權(quán)的衰減級數(shù)據(jù)表Tab.3 Data table of A-weighting

第六步：計算感覺噪聲級PNDB。感覺噪聲級反映了聲音吵鬧厭煩的主觀感覺程度，突出了高頻聲的作用，常作為飛機噪聲的評價參數(shù)。

感覺噪聲級計算程序為：由測量所得的倍頻程聲壓級，利用等噪度曲線轉(zhuǎn)換為噪度/吶，并利用各倍頻程的噪度求出總噪度N，然后利用感覺噪聲級

圖5 燃燒室噪聲預(yù)測流程Fig.5 Flow chart for combustor noise prediction

與總噪度N的關(guān)系式

求出感覺噪聲級；

第七步：預(yù)測結(jié)果輸出及可視化分析。

2 噪聲預(yù)測模型開發(fā)與應(yīng)用

2.1 燃燒室噪聲預(yù)測模型開發(fā)

MATLAB GUI本身具有很好的算法開發(fā)、數(shù)據(jù)可視化和數(shù)據(jù)分析功能，結(jié)合圖5的預(yù)測流程，可用于預(yù)測模型開發(fā)。

本模型可將燃燒室噪聲預(yù)測所需參數(shù)和預(yù)測結(jié)果存入Excel表格中，形成《民用航空發(fā)動機燃燒室噪聲預(yù)測報告》。利用MATLAB的數(shù)據(jù)可視化功能分析聲壓級、總聲壓級、A計權(quán)聲壓級、感覺噪聲級等任一半徑下，沿圓弧各遠場角度下的變化趨勢及相互關(guān)系。

2.2 預(yù)測實例

2.2.1 參數(shù)輸入

在靜態(tài)條件下，對距離某型發(fā)動機燃燒室10 m處的噪聲進行了預(yù)測，輸入?yún)?shù)如表4所示。

表4 某型發(fā)動機燃燒室噪聲參數(shù)輸入表Tab.4 Inputs for engine combustor noise prediction

2.2.2 預(yù)測結(jié)果輸出及可視化

表5到表7，圖6到圖8部分展示了該情況下的燃燒室噪聲特性。

表 5 r=10 m 處dBA、OASPL、PNDBTab.5 dBA(θ),OASPL(θ)and PNDB(θ)at r=10 m

3 預(yù)測準確性

由此方法計算獲得的SPL值是一種無衰減大氣的理想化自由場情況，并且沒有受到地面的影響。在實際情況中，這些SPL值需進行調(diào)節(jié)，以說明大氣吸聲和地表效應(yīng)。

通過對比發(fā)動機制造商提供的燃燒室噪聲數(shù)據(jù)，該算法的預(yù)測精度在-3 dB到+5 dB之間，具有很高的精確度。

圖 6 r=10 m 處dBA(θ)、OASPL(θ)、PNDB(θ)圖Fig.7 dBA(θ),OASPL(θ)and PNDB(θ)at r=10 m

表6 r=10 m，f=400 Hz處SPL值Tab.6 SPL(θ)at r=10 m,f=400 Hz

圖7 r=10 m，f=400 Hz,SPL隨角度θ的變化圖Fig.8 SPL(θ)at r=10 m,f=400 Hz

4 結(jié)語

有關(guān)發(fā)動機燃燒室噪聲的預(yù)測分析方法，NASA和SAE都有較為深入的研究，而我國在這方面的研究則相對較少。本文的預(yù)測模型具有如下優(yōu)勢：

表 7 r=10 m，θ=60°處，SPL值Tab.7 SPL(f)at r=10 m,θ=60°

圖 8 r=10 m，θ=60°,SPL隨頻率f的變化圖Fig.9 Variation of SPL(f)at r=10 m,θ=60°

(1)具有很高的精確度；

(2)適用范圍廣。本算法適用于目前大多數(shù)民用飛機渦扇發(fā)動機燃燒室，如環(huán)形、罐形以及“雙環(huán)形”或混合式；

(3)本算法可計算任一半徑下，沿圓弧的遠場角度下的SPL，dBA，OASPL和PNDB，具有很好的實用性。

[1]婁小寶.航空發(fā)動機燃燒室噪聲產(chǎn)生機理及其主要影響因素[J].沈陽航空工業(yè)學(xué)院學(xué)報，2008(25)5.

[2]SAE ARP 876.Gas turbine jet exhaust noise prediction[R].2006:77-85.

[3]NASA Technical Memorandum 83199 Part 2.Aircraft noise prediction program theoretical manual[M].1982:8.2.1-8.2.10.

[4]羅華飛.MATLAB GUI設(shè)計學(xué)習(xí)手冊[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2009.

[5]FAA Report No.FAA-RD-77-125.Core engine noise control program-extension of prediction methods,Vol.III,Supplement 1[M].1976.