渦扇發(fā)動機邊線噪聲預測研究

閆國華，陳佳棟，孔鵬，戴康寧

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渦扇發(fā)動機邊線噪聲預測研究

閆國華，陳佳棟，孔鵬，戴康寧

(中國民航大學，天津 300300)

隨著飛機適航審定關于噪聲要求的逐年提高，預測部件飛行噪聲聲壓級可以為飛機的適航審定工作提供依據(jù)，也可以為發(fā)動機的減噪設計提供參考。通過對發(fā)動機部件噪聲進行預測，可以有效確定發(fā)動機的部件特性。以核心機噪聲為突破口，通過對發(fā)動機核心機的靜態(tài)噪聲進行預測，然后經(jīng)過從靜態(tài)到飛行狀態(tài)相關映射因素聲源移動效應、聲衰減等的修正，最后得到飛機在邊線時的噪聲值。同時可以用文中的方法預測其他部件的噪聲值，整合預測出整機的噪聲，可作為適航審定的依據(jù)，從而大量減少適航審定過程的投入成本。

適航審定；飛行噪聲；核心機；邊線

0 引言

近年來，在航空強國夢的驅動下，我國民航事業(yè)飛速發(fā)展，民航工業(yè)迎來了前所未有的大發(fā)展，國產(chǎn)民機型號合格審定的需求也迫在眉睫。在新飛機適航審定過程中，噪聲適航也是其中關鍵的部分。根據(jù)CCAR36部要求[1]，噪聲適航審定是通過無數(shù)次飛行試驗測量得到的，這需要消耗大量的人力、物力和財力。由于發(fā)動機是飛機的主要噪聲源，因此與傳統(tǒng)的飛行試驗手段相比，發(fā)動機噪聲預測的方法既能節(jié)約試驗成本，又能降低研發(fā)新發(fā)動機的風險，且經(jīng)實踐證明該方法可行，預測結果也與發(fā)動機噪聲的實際情況比較吻合。

航空器型號和適航合格審定噪聲規(guī)定[1]中規(guī)定：如圖1所示，邊線噪聲測量點位于與跑道中心線的延長線相平行并距該延長線450 m(1 476 ft)的邊線上的一點。進入到20世紀80年代后，國際上大部分適航審定當局開始采用了一個被廣泛認可的簡化程序：當噴氣飛機飛到大約305 m高空時，邊線噪聲會有最大值，因此只需要在飛機飛行高度為305 m時的跑道兩側分別放一個傳聲器即可[2]。另外，根據(jù)中國的飛機噪聲管理規(guī)章CCAR-36部，中國民用航空局也接受了該點作為邊線噪聲測量點。

圖1 飛機噪聲適航審定測量點位置

1 Boeing737-800起飛航跡計算

研究核心機邊線噪聲，首先要研究飛機的起飛航跡。在ANP數(shù)據(jù)庫中通常包括有依照國際適航當局所規(guī)定的嚴格的國際標準化程序進行噪聲合格審定期間所獲取的噪聲數(shù)據(jù)[3]。表1為數(shù)據(jù)庫中默認起飛程序獲取波音737-800的起飛程序步驟數(shù)據(jù)，表2為從數(shù)據(jù)庫中發(fā)動機系數(shù)表獲取的該機型發(fā)動機在不同功率下的數(shù)據(jù)，表3為從數(shù)據(jù)庫中氣動系數(shù)表獲取的該機型在不同襟翼設置下空氣動力系數(shù)的數(shù)據(jù)。此外，還要從數(shù)據(jù)庫中獲取該機型預定起飛重量的數(shù)據(jù)，根據(jù)這些數(shù)據(jù)可以推算出波音737-800的起飛航跡。

表1 波音737-800默認起飛程序步驟

根據(jù)從ANP數(shù)據(jù)庫中獲取的數(shù)據(jù)，以起飛的第三航段——加速，保持最大推力，襟翼為5，以1 885.7 ft·min-1(1 ft·min-1=0.005 08 m·s-1)爬升率爬升到181.7 kn CAS為例進行計算。

(1) 計算單臺發(fā)動機的靜推力

式中，相關參數(shù)代表的含義分別為：

-飛機所在位置的實際大氣壓與平均海平面處的標準大氣壓之比；

-飛機高度，單位為ft(1 ft=0.304 8 m)；

v-校準空速(CAS)，單位為kn(1 kn=0.514 m·s-1)；

-飛機周圍的大氣溫度，單位為℃；

、、G、G、-推力系數(shù)，在ANP數(shù)據(jù)庫的噴氣式發(fā)動機系數(shù)表中，對于不同機型的不同推力設定值，都給出了相應的推力系數(shù)。

(2) 計算氣壓比

(3) 計算平均單臺發(fā)動機靜推力

(4) 計算航段末重量

(5) 計算平均重量

(6) 計算爬升角

(7) 計算飛過的水平距離

表2 CFM56-7B發(fā)動機相關的系數(shù)

表3 氣動系數(shù)

其余航段的計算與此類似。最后計算得到如圖2所示的波音737-800起飛航跡。

圖2 波音737-800起飛航跡示意圖

2 渦扇發(fā)動機噪聲預測算法

渦扇發(fā)動機的噪聲主要由風扇噪聲、核心機噪聲和噴流噪聲等構成。下面簡單介紹這幾種噪聲源的預測模型。

2.1 核心機噪聲預測模型

核心機噪聲主要分兩部分，燃燒室噪聲和渦輪噪聲，研究時分別研究燃燒室、渦輪噪聲的預測方法，最后再將兩處噪聲合并為核心機噪聲。

SAE(Society of Automotive Engineers)模型用來預測燃燒室噪聲，針對燃氣輪機燃燒室，遠程不同頻率(50～10 000 Hz)、1/3倍頻程的遠場均方聲壓的預測公式是[4]：

Smith & Bushell噪聲預測模型是用來預測軸流式渦輪寬頻噪聲，將此模型用于預測遠場噪聲[4]，式(10)給出了渦輪在不同頻率(50～10 000 Hz)、1/3倍頻程遠場無量綱化均方聲壓的表達式：

2.2 風扇噪聲預測模型

2.3 噴氣噪聲預測模型

噴氣噪聲的預測公式為

2.4 靜態(tài)噪聲修正

將得出的各部件所貢獻的聲壓級噪聲疊加在一起就能得到發(fā)動機所貢獻的聲壓級噪聲，再利用航空發(fā)動機靜態(tài)遠場噪聲數(shù)據(jù)對預測的飛行噪聲級進行修正，主要包括噪聲源移動修正和聲衰減修正[10]，將發(fā)動機靜態(tài)噪聲數(shù)據(jù)，外推至適航條件下的飛行狀態(tài)，從而得到24個1/3倍頻程中心頻率對應的邊線聲壓級數(shù)據(jù)。在進行噪聲預測前，修正系數(shù)作如下說明。

2.4.1 噪聲源移動的修正

噪聲源振幅修正是指由于噪聲源(飛機)相對傳聲器移動而需進行的聲壓級更改，可利用式(14)進行計算：

2.4.2 聲衰減修正

(1) 幾何發(fā)散聲衰減

在距離一定的情況下，每個1/3倍頻程的幾何發(fā)散衰減如式(15)所示：

(2) 大氣吸聲衰減

各頻帶大氣吸聲衰減值為

3 應用實例

3.1 預測程序開發(fā)

由于Matlab具有良好的算法開發(fā)及數(shù)據(jù)分析功能，故用它作為預測程序開發(fā)的工具。預測程序通過輸入所需的參數(shù)進行計算，最終輸出以Excel表格呈現(xiàn)的噪聲數(shù)據(jù)，包括在不同距離、不同角度、不同頻率(50～10 000 Hz, 1/3倍頻程)時的聲壓級(Sound Pressure Level, SPL)，感覺噪聲級(Perceived Noise Level, PNL)值和有效感覺噪聲級(Effective Perceived Noise Level, EPNL)。

3.2 參數(shù)輸入

本算例使用裝配CFM56-7B發(fā)動機的波音737-800起飛航跡，以及采用CFM56-7B的相關數(shù)據(jù)進行預測。預測條件為噪聲合格審定的基準條件：標準大氣壓，環(huán)境溫度為25℃，相對濕度為70%，零風速。以核心機為例，部分基本輸入?yún)?shù)如表4所示。

表4 燃燒室性能參數(shù)表

表5 渦輪性能參數(shù)表

在起飛過程中，噪聲適航審定測量點與發(fā)動機的距離及與發(fā)動機進氣道夾角變化如圖3所示。

3.3 預測結果

在飛機噪聲適航中，一般選用感覺噪聲級PNL和有效感覺噪聲級EPNL作為飛機噪聲的評價參數(shù)，有效感覺聲壓級是在感覺聲壓級上基礎上進行噪聲持續(xù)時間修正得到的，反映了航空器在一段時間歷程中所發(fā)出的噪聲在某個位置產(chǎn)生的噪度[11]。最后預測的核心機邊線噪聲如表6所示，經(jīng)過持續(xù)時間修正和純音修正得到有效感覺噪聲級EPNL為77.34 dB，而根據(jù)發(fā)動機制造商的測試分析，核心機的邊線噪聲約為79 dB，其誤差值在3 dB以內，可以認為這個預測結果是比較可靠的。

圖3 測量點與發(fā)動機距離隨測量點與發(fā)動機進氣道夾角變化的示意圖

表6 感覺噪聲級(PNL)預測值

同理，應用噴氣和風扇算法也可以算出它們的邊線噪聲，從而可以算出整臺發(fā)動機的邊線噪聲，這里由于缺少CFM56-7B的部分數(shù)據(jù)，故不再計算。

4 結語

(1) 根據(jù)ANP數(shù)據(jù)庫可以計算得到飛機的起飛剖面圖以及相關數(shù)據(jù)；

(2) 應用模型算法進行飛行狀態(tài)計算，得到結果與B737-800適航取證數(shù)據(jù)進行對比，計算數(shù)據(jù)可靠；

(3) 根據(jù)起飛數(shù)據(jù)和模型算法，結合靜態(tài)預測的數(shù)據(jù)，對發(fā)動機部件的邊線噪聲進行預測，可為預測飛機噪聲提供一個可參考的方法。

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Prediction research of laternal noise in turbofan engine

YAN Guo-hua, CHEN Jia-dong, KONG Peng, DAI Kang-ning

(Civil Aviation University of China, Tianjin 300300, China)

With the requirements for noise in airworthiness certification increasing year by year, the prediction of component sound pressure level can provide a justification for aircraft flight test and a reference for the design of engine noise reduction. The component characteristics of the engine can be effectively determined by the prediction of component noise. In this paper, core engine noise is taken as a breakthrough, The static noise of the core engine is accurately predicted, and then the noise in the flight state of engine components is obtained by modifying the correlation mapping factor from static state to flight state, and finally to get the noise value of plane in the laternal condition. Furthermore, the noise values of other components can be predicted by this method, and then integrating these predictions are integrated to obtain the predicted noise of the whole engine, which can be used as a basis for airworthiness certification, to greatly reduce the cost of airworthiness approval process.

airworthiness certification; flight noise; core engine; lateral

V216.5+4

A

1000-3630(2018)-04-0362-05

10.16300/j.cnki.1000-3630.2018.04.012

2017-05-12;

2017-08-21

閆國華(1964－), 男, 陜西韓城人, 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。

陳佳棟,E-mail:siaecjd92@163.com