民用航空渦扇發(fā)動機靜態(tài)噴氣噪聲預(yù)測

閆國華，鄧 波

（中國民航大學(xué) 中歐航空工程師學(xué)院，天津 300300）

民用航空渦扇發(fā)動機靜態(tài)噴氣噪聲預(yù)測

閆國華，鄧 波

（中國民航大學(xué) 中歐航空工程師學(xué)院，天津 300300）

噴氣噪聲是發(fā)動機主要噪聲源之一，其大小直接影響到飛機的適航取證。由發(fā)動機靜態(tài)噪聲數(shù)據(jù)可以預(yù)測飛機飛行噪聲級，提前了解飛機噪聲的適航性，從而避免進行試驗測量，達到節(jié)省時間和成本的目的。通過研究STONE噴氣預(yù)測模型，提出民用航空渦扇發(fā)動機噴氣噪聲預(yù)測方法，并開發(fā)相應(yīng)的Matlab預(yù)測程序。利用該程序預(yù)測C919客機主發(fā)的競爭發(fā)動機——CFM56-7B的噴氣噪聲，分析其噪聲指向性以及頻率特性，并與實驗數(shù)據(jù)對比，驗證此預(yù)測方法的準(zhǔn)確性。

聲學(xué)；噴氣噪聲；噪聲預(yù)測；渦扇發(fā)動機；靜態(tài)測試；

隨著我國航空運輸業(yè)和航空工業(yè)的發(fā)展，國產(chǎn)民機型號噪聲合格審定的需求迫在眉睫。噴氣噪聲是發(fā)動機主要噪聲源之一，其大小對飛機的適航性有直接影響，也是某些具有較高噪聲飛機的飛行障礙。按照CCAR36部[1]要求，噪聲適航審定中飛機的噪聲級是通過無數(shù)次實際試飛測量得到的，這必將耗費大量的人力、物力和財力。研究證明，可以通過發(fā)動機靜態(tài)噪聲數(shù)據(jù)來預(yù)測有更改發(fā)動機設(shè)計的衍生機型的噪聲值[2-3]。因此，若有可靠實用的方法實現(xiàn)對發(fā)動機靜態(tài)噪聲的精準(zhǔn)預(yù)測，就能提前了解衍生機型飛機噪聲大小，及時做出修改設(shè)計，從而避免不必要的實測，節(jié)省成本。CFM56-7B發(fā)動機是目前世界主流飛機所用的動力裝置，我國自主研發(fā)大型客機C919的主發(fā)動機LEAP-X1C是以該發(fā)動機為原型改進的，預(yù)測CFM56-7B的噪聲對預(yù)測C919的噪聲級具有一定的參考意義。

通過研究NASA提出的STONE噴氣噪聲預(yù)測模型[4]，建立靜態(tài)噴氣噪聲預(yù)測方法，并利用Matlab開發(fā)相應(yīng)的預(yù)測程序，實現(xiàn)對渦扇發(fā)動機噴氣噪聲的預(yù)測。

1 噴氣噪聲預(yù)測方法

1.1 噪聲預(yù)測基本方程

STONE模型將亞音速噴氣渦扇發(fā)動機的噴氣混合噪聲劃分為主流混合噪聲、次流混合噪聲以及合并流混合噪聲三個組分，若存在尾椎，則尾椎分離噪音作為另一個考慮的噪聲組分。噴氣噪聲的預(yù)測思路是分別計算出四個噪聲組分，最后疊加得到總噪聲。不同噪聲組分，其預(yù)測方程相同。

其中C為常數(shù)，為有效速度，θc為修正角度，θc為對流馬赫數(shù)。

表1 主流混合噪聲譜函數(shù)（θ≤100°）

表2 主流混合噪聲譜函數(shù)（θ≥100°）

表3 主流混合噪聲指向函數(shù)

1.2 噪聲評價參數(shù)

一般選用總聲壓級OASPL、A計權(quán)聲壓級dBA和感覺聲壓級PNL作為飛機噪聲的評價參數(shù)，其中A計權(quán)聲壓基于噪聲響度大小，有效感覺聲壓級反映了噪聲對人的干擾程度[5]。由式（1）可以預(yù)測一定距離上，不同角度、不同頻率的聲壓級，在此基礎(chǔ)上可以計算出不同角度的OASPL、AdB和PNL[6]。

2 預(yù)測程序開發(fā)

由于Matlab具有良好的算法開發(fā)及數(shù)據(jù)分析功能，并且簡單方便，故選其作為開發(fā)預(yù)測程序的工具。根據(jù)預(yù)測方法，可以按圖1所示的流程設(shè)計預(yù)測程序。

圖1 預(yù)測流程圖

預(yù)測程序通過輸入必要的參數(shù)進行計算，最終輸出以Excel表格呈現(xiàn)的噪聲數(shù)據(jù)，包括各噴氣噪聲組分不同角度下、不同頻率的聲壓級SPL，以及不同角度下的OASPL、dBA和PNL值。

3 預(yù)測實例

3.1 參數(shù)輸入

選定CFM56-7B發(fā)動機，利用開發(fā)的程序預(yù)測其在最大轉(zhuǎn)速下的靜態(tài)噴氣噪聲。

如圖2所示，預(yù)測點設(shè)在以外涵道噴口為中心，半徑rs為45 m的半圓弧上，指向角θ范圍為20°～160°，每間隔5°設(shè)立預(yù)測點，基本輸入?yún)?shù)值如表4所示。

圖2 預(yù)測點布局示意圖

表4 基本輸入?yún)?shù)

3.2 預(yù)測結(jié)果分析

表5給出了CFM56-7B噴氣噪聲OASPL、dBA及PNL的預(yù)測結(jié)果，為方便展示表中只列出了每隔10°的預(yù)測結(jié)果?？梢园l(fā)現(xiàn)，隨著角度增大，三種噪聲級的變化趨勢都是先遞增再減小，但噪聲最大的方向略有不同。PNL的最大值在120°附近方向，說明此區(qū)域?qū)θ说臒_程度最突出；dBA在140°附近出現(xiàn)最大值，在這個方向人感覺噪聲的響度最大；OASPL的最大值出現(xiàn)在150°附近方向。綜合三種噪聲值可以得出，CFM56-7B發(fā)動機噴氣噪聲的指向主要在110°～160°范圍內(nèi)。

表5 OASPL、dBA、PNL預(yù)測值/dB

圖3展示了30°、60°、90°、120°、160°方向上噴氣噪聲的1/3倍頻程頻譜圖?？梢钥闯觯诓煌嵌确较蛏显肼曨l譜變化規(guī)律基本一致，即隨頻率增大，聲壓級先增大后減小，并且在大角度方向具有很高的低頻噪聲，小角度方向上中低頻噪聲相對較強，結(jié)果表明CFM56-7B發(fā)動機噴氣噪聲主要為低頻或中低頻噪聲。

圖3 幾個角度下的噪聲頻譜

4 預(yù)測準(zhǔn)確性

為確定算法的準(zhǔn)確性，將預(yù)測結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)比較分析，結(jié)果發(fā)現(xiàn)，預(yù)測的OASPL隨角度的變化，與實驗測得的結(jié)果一致，對于不同角度方向的頻譜特征也基本吻合。事實上，OASPL的最大預(yù)測誤差為2 dB（圖4）；對于噪聲1/3倍頻程頻譜的預(yù)測，在120°、150°方向上有較高的準(zhǔn)確度，最大誤差不超過1.8 dB（圖5、圖6）；在30°、60°方向上，低頻、與高頻段上誤差稍大，但最大誤差不超過3dB，90°方向除高頻部分有2個預(yù)測點誤差約5d B，其余方向誤差也小于3 dB。總體而言，誤差在允許范圍內(nèi)，尤其是在100°～160°范圍內(nèi)，預(yù)測準(zhǔn)確度高，這個范圍也是發(fā)動機噴氣噪聲的主要指向區(qū)，因此，對于CFM56-7BV發(fā)動機噴氣噪聲的預(yù)測，該方法具有一定的優(yōu)勢。

圖4 OASPL預(yù)測值與實驗值比較

圖5 120°方向預(yù)測頻譜與實驗值比較

圖6 150°方向預(yù)測頻譜與試驗值比較

5 結(jié)語

研究了基于STONE模型的渦扇發(fā)動機靜態(tài)噴氣噪聲預(yù)測方法，并開發(fā)相應(yīng)的預(yù)測程序，最后預(yù)測得到CFM56-7B的靜態(tài)噴氣噪聲數(shù)據(jù)，通過分析得到以下結(jié)論：

(1)CFM56-7B發(fā)動機噴氣噪聲的指向主要在110°～160°方向上，在此區(qū)域內(nèi)，噪聲響度大，給人較高的煩擾度。

(2)不同方向上，CFM56-7B發(fā)動機噪聲頻譜變化趨勢一致，在大角度方向，低頻噪聲最強，小角度方向上，中低頻噪聲突出。

(3)基于STONE模型的預(yù)測方法具有好的預(yù)測精度，能夠預(yù)測不同角度、不同距離的噪聲頻譜，進一步算出多個噪聲評價參數(shù)，可應(yīng)用于發(fā)動機噪聲研究及適航審定工作。

[1]中國民用航空總局.CCAR-36-R1航空器型號和適航合格審定噪聲規(guī)定[S].2007.

[2]劉錦虎，閆國華，謝福.利用航空發(fā)動機靜態(tài)遠場噪聲數(shù)據(jù)預(yù)測飛行噪聲級[J].噪聲與振動控制，2012，32(2)：91-94.

[3]陳智強，閆國華，陳智華，等.基于靜態(tài)發(fā)動機噪聲測試數(shù)據(jù)的飛行噪聲預(yù)測技術(shù)[J].航空維修與工程，2012(3)：52-54.

[4]STONE J R,KREJSA E A,CLARK B J,et al.Jet noise modeling for suppressed and unsuppressed aircraft in simulated flight[J].Rep Tm.,2009.

[5]喬渭陽.航空發(fā)動機氣動聲學(xué)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2010.

[6]張敦煜，閆國華.民用航空發(fā)動機燃燒室噪聲預(yù)測[J].噪聲與振動控制，2013，33(6)：134-138.

Static Jet Noise Prediction of a CivilAviation Turbofan

YAN Guo-hua,DENG Bo
(Sino-European Institute ofAviation Engineering,CivilAviation University of China, Tianjin 300300,China)

Jet noise is one of the main noise sources of engines,which directly affects the airworthiness certification of the aircraft.The data of static engine noise can predict the noise level and the airworthiness of the aircraft.So,it can save much time and costs.In this paper,based on the STONE jet prediction model,a method for prediction of jet noise of a civil aviation turbofan is proposed.A corresponding Matlab program is written and utilized to predict the jet noise of the engine CFM56-7B,which is the competitive engine of aircraft C919.The accuracy of this method is verified by comparing the results with those of a real noise test.

acoustics;jet noise;noise prediction;turbofan engine;static testing

V216.5+4

：A

：10.3969/j.issn.1006-1335.2016.06.019

1006-1355(2016)06-0097-04

2016-07-13

閆國華(1964-)，男，陜西人，博士，教授，研究方向為飛機噪聲控制、節(jié)能減排和航空噪聲適航審定。

鄧波（1991-），男，湖南省衡陽市人，碩士研究生在讀，主要研究方向為發(fā)動機噪聲。E-mail:bdeng15@163.com