飛機機體表面聲壓及艙內(nèi)降噪優(yōu)化設(shè)計

李晨曦 胡 瑩 韓 峰 徐俊偉 趙華勇 何立燕

(中國商飛上海飛機設(shè)計研究院 上海 201210)

0 引言

隨著乘坐飛機出行頻率的增加和乘坐時間的延長，乘客對民用客機客艙內(nèi)的噪聲要求越來越高?？团搩?nèi)聲環(huán)境的舒適性越來越成為各大民航客機制造商關(guān)注的要點，也成為客機商業(yè)競爭能力的重要指標(biāo)[1?2]。商用客機的艙內(nèi)聲學(xué)設(shè)計也成為聲學(xué)領(lǐng)域研究的熱點之一。飛機飛行時，艙內(nèi)的噪聲是由多個不同的噪聲源以及不同特征頻譜共同產(chǎn)生的[3]。這些噪聲源從產(chǎn)生的位置可以分為外部噪聲和內(nèi)部噪聲。外部噪聲包括附面層噪聲、分離湍流層噪聲、發(fā)動機風(fēng)扇噪聲、發(fā)動機噴流噪聲、發(fā)動機振動噪聲等[4]。外部噪聲主要通過機體表面結(jié)構(gòu)以結(jié)構(gòu)聲或振動的形式傳遞到艙內(nèi)。外部噪聲產(chǎn)生的機理比較復(fù)雜，常常是多種噪聲和振動的綜合效應(yīng)[5]。因此，雖然商用客機的外部噪聲可以用計算流體力學(xué)(Computational fluid dynamics,CFD)或經(jīng)驗公式來模擬，試驗仍然是準(zhǔn)確獲得機體表面聲壓的重要方法。而外部噪聲的主要處理方法是優(yōu)化傳遞路徑，即在機體表面噪聲傳遞到艙內(nèi)的路徑上[6]，對機身壁板和降噪聲學(xué)包進行合理的聲學(xué)設(shè)計，以降低最終傳遞到客艙內(nèi)部的噪聲。

商用客機結(jié)構(gòu)復(fù)雜，對商用飛機對機身壁板和降噪聲學(xué)包進行聲學(xué)研究時，難以使用純理論模型。而商用飛機體積巨大，如果使用有限元算法(Finite element analysis,FEA)，中高頻計算量龐大，費時費力。在民用航空和船舶工業(yè)等領(lǐng)域，統(tǒng)計能量分析(Statistical energy analysis,SEA)是解決大型結(jié)構(gòu)中高頻噪聲問題的常用方法之一[7]。該方法基于能量守恒的原理，對結(jié)構(gòu)細節(jié)可模糊處理，計算速度快[8?9]，但其精確度取決于子系統(tǒng)的劃分、敏感參數(shù)的獲取以及外部聲源的輸入等因素[10]。

本文以某型號客機為研究對象，從試驗數(shù)據(jù)分析和聲學(xué)建模兩方面研究機體表面聲壓分布，及其對艙內(nèi)壁板近場輻射聲壓的影響。首先根據(jù)試飛數(shù)據(jù)分析了在巡航狀態(tài)四種工況下的機體表面聲壓分布，然后利用統(tǒng)計能量法建立飛機客艙中后段的聲學(xué)模型，以試飛數(shù)據(jù)作為聲源輸入，研究機體表面聲壓分布對客艙內(nèi)部壁板附近聲壓分布的影響，并在分析基礎(chǔ)上提出優(yōu)化設(shè)計方案。優(yōu)化設(shè)計方案的有效性通過聲學(xué)模型進行驗證。本文建立了實際飛行數(shù)據(jù)與艙內(nèi)聲場仿真結(jié)果之間的關(guān)系，用實際試飛數(shù)據(jù)模擬聲源，增強統(tǒng)計能量法仿真的準(zhǔn)確度；而在試飛數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上用仿真方法研究并優(yōu)化客艙內(nèi)部壁板附近聲場，可以驗證降噪聲學(xué)包設(shè)計方案的有效性，降低優(yōu)化設(shè)計的試飛成本，提高飛機設(shè)計的經(jīng)濟性。

1 飛機機體表面聲壓分布

1.1 飛行試驗和數(shù)據(jù)處理

某型號客機按表1所示的工況在不同巡航高度和巡航速度下進行飛行試驗。為采集機體外表面聲壓數(shù)據(jù)，在飛機順航向右側(cè)機體表面布設(shè)聲級計。傳聲器采集到的原始數(shù)據(jù)為時域數(shù)據(jù)。本文通過軟件對原始數(shù)據(jù)進行處理，將其轉(zhuǎn)換為頻域數(shù)據(jù)，頻率范圍為50～10000 Hz，利用三角網(wǎng)格差值算法繪制了外表面總聲壓級聲載荷分布云圖和發(fā)動機N1、N2 頻率對應(yīng)的1/3 倍頻程頻帶上的聲壓級聲載荷分布云圖。

表1 試飛工況Table1 Operation conditions of the flight test

1.2 線性總聲壓級聲載荷分布

根據(jù)處理后的頻域數(shù)據(jù)，本文繪制了飛行試驗中四種工況對應(yīng)的機體表面總聲壓級分布云圖，如圖1～圖4所示。對比發(fā)現(xiàn)，在整個有效測量范圍內(nèi)，線性總聲壓級在后應(yīng)急門前方、靠近地板處最大，并從此處向四周蔓延；而在機頭及前機身區(qū)域，線性總聲壓級在登機門后側(cè)到客艙第一舷窗之間較大。這一趨勢與波音在B777-300ER 上的測試數(shù)據(jù)相符[6]。

圖1 工況1 的線性總聲壓級云圖Fig.1 Distribution of the overall sound pressure on the aircraft surface of operation condition 1

圖2 工況2 的線性總聲壓級云圖Fig.2 Distribution of the overall sound pressure on the aircraft surface of operation condition 2

圖3 工況3 的線性總聲壓級云圖Fig.3 Distribution of the overall sound pressure on the aircraft surface of operation condition 3

圖4 工況4 的線性總聲壓級云圖Fig.4 Distribution of the overall sound pressure on the aircraft surface of operation condition 4

圖1、圖2顯示在巡航高度相同時(35000 ft)，巡航速度從0.72 Ma 增加到0.78 Ma，后應(yīng)急門前方、靠近地板處的線性總聲壓級較大區(qū)域面積增加，高總聲壓級范圍向航向前方蔓延。而在機頭及前機身區(qū)域的線性總聲壓級云圖無明顯變化。在巡航高度均為30000 ft，圖3、圖4呈現(xiàn)類似趨勢，證明了該趨勢的可重復(fù)性。

當(dāng)巡航速度均為0.72 Ma 時，圖1、圖3中不同巡航高度的云圖無明顯區(qū)別。當(dāng)巡航高度均為0.78 Ma時，圖2和圖4也基本無差別?？梢娧埠礁叨葘C體表面聲壓分布無明顯影響。

1.3 發(fā)動機N1 頻率所在1/3 倍頻程聲壓級聲載荷分布

發(fā)動機噪聲是客機機體表面聲壓的主要影響因素之一。在不同的巡航飛行工況下，發(fā)動機N1頻率在86～90 Hz 之間，因此可能影響中心頻率為80 Hz和100 Hz兩個1/3倍頻程頻帶。圖5～圖8是發(fā)動機N1 頻率所在的1/3 倍頻程頻帶在工況1 到工況4 對應(yīng)的聲壓級云圖，其中(a)為中心頻率為80 Hz 的1/3 倍頻程頻帶對應(yīng)的云圖，(b)為中心頻率為100 Hz的1/3倍頻程頻帶對應(yīng)的云圖。由云圖可以看出，中心頻率為80 Hz 的云圖與中心頻率為100 Hz 的云圖無明顯差異；在發(fā)動機N1 頻率所在的1/3 倍頻程頻帶內(nèi)，機體表面聲壓在后應(yīng)急門前方、靠近地板處最大；巡航速度加大會使此處的聲載荷上升并向四周蔓延；巡航高度對機體表面聲壓無明顯影響。此結(jié)論與總聲壓級云圖結(jié)論基本一致。

圖5 發(fā)動機N1 頻率在工況1 的聲壓級云圖Fig.5 Distribution of the sound pressure at the N1 frequency of the engine on the aircraft surface of operation condition 1

圖6 發(fā)動機N1 頻率在工況2 的聲壓級云圖Fig.6 Distribution of the sound pressure at the N1 frequency of the engine on the aircraft surface of operation condition 2

圖7 發(fā)動機N1 頻率在工況3 的聲壓級云圖Fig.7 Distribution of the sound pressure at the N1 frequency of the engine on the aircraft surface of operation condition 3

圖8 發(fā)動機N1 頻率在工況4 的聲壓級云圖Fig.8 Distribution of the sound pressure at the N1 frequency of the engine on the aircraft surface of operation condition 4

1.4 發(fā)動機N2 頻率所在1/3 倍頻程聲壓級聲載荷分布

在不同的巡航飛行工況下，發(fā)動機N2 頻率在273±10 Hz，影響中心頻率為250 Hz 的1/3 倍頻程頻帶。圖9～圖12是發(fā)動機N2頻率所在的1/3倍頻程頻帶在工況1 到工況4 對應(yīng)的聲壓級云圖。由云圖可以看出，在發(fā)動機N2頻率所在的1/3倍頻程頻帶內(nèi)，機體表面聲壓在后應(yīng)急門前方、靠近地板處最大；巡航速度加大會使此處的聲載荷上升并向四周蔓延；巡航高度對機體表面聲壓無明顯影響。此結(jié)論與總聲壓級云圖、發(fā)動機N1頻率所在1/3倍頻程云圖的結(jié)論基本一致，說明發(fā)動機在N2 頻率上的噪聲對機體表面聲壓分布趨勢的影響與N1 頻率的影響基本一致。

圖9 發(fā)動機N2 頻率在工況1 的聲壓級云圖，無計權(quán)，中心頻率為250 HzFig.9 Distribution of the sound pressure on the aircraft surface in the frequency band which center frequency is 250 Hz and includes the N2 frequency of the engine of operation condition 1

圖11 發(fā)動機N2 頻率在工況3 的聲壓級云圖，無計權(quán)，中心頻率為250 HzFig.11 Distribution of the sound pressure on the aircraft surface in the frequency band which center frequency is 250 Hz and includes the N2 frequency of the engine of operation condition 3

圖12 發(fā)動機N2 頻率在工況4 的聲壓級云圖，無計權(quán)，中心頻率為250 HzFig.12 Distribution of the sound pressure on the aircraft surface in the frequency band which center frequency is 250 Hz and includes the N2 frequency of the engine of operation condition 4

2 飛機客艙中后段聲學(xué)建模

2.1 聲學(xué)模型

飛行試驗數(shù)據(jù)表明機體表面聲壓在后應(yīng)急門前方、靠近地板處最大，并從此處向四周蔓延。因此，為滿足客艙內(nèi)的舒適性，應(yīng)對該型號客機客艙中后段進行聲學(xué)設(shè)計。為研究機體表面聲壓的分布趨勢對客艙內(nèi)部噪聲分布的影響，本文用統(tǒng)計能量法建立了飛機客艙中后段的聲學(xué)模型如圖13所示。

圖13 客艙中后段聲學(xué)模型Fig.13 SEA model of the middle and after fuselage

聲學(xué)模型參考飛行試驗表面聲壓測點布置位置進行飛機蒙皮部分的子系統(tǒng)劃分，并根據(jù)統(tǒng)計能量法的算法原理，盡量劃分較大的壁板、聲腔等子系統(tǒng)，以增加模型的準(zhǔn)確性。本聲學(xué)模型中飛機蒙皮的肋板結(jié)構(gòu)、客艙玻璃的參數(shù)均為試驗測量結(jié)果，具體參數(shù)見表2。

表2 材料參數(shù)Table2 Parameters of the materials

本模型主要研究測量得到的外場噪聲對客艙壁板近場聲輻射的影響以及聲學(xué)降噪包的降噪效果，因此未考慮行李架、客艙座椅、空調(diào)噪聲等對客艙聲場的影響。統(tǒng)計能量法中，聲空腔的聲壓可表示為

圖13的模型中，飛行試驗測得的機體表面聲壓數(shù)據(jù)作為聲源從機艙壁板外表面輸入模型。由于飛行試驗測得的四種工況下的機體表面聲壓分布特征具有高度一致性，在仿真建模中僅選取工況1 對應(yīng)的聲載荷作為輸入聲源。為便于研究優(yōu)化設(shè)計方案，對機艙壁板上的降噪聲學(xué)包安裝區(qū)域進行編號，如圖13所示。

為研究外場噪聲對客艙壁板近場聲輻射，在客艙內(nèi)壁板附近設(shè)置半無限流體(Semi-infinite fluid,SIF)測點。這些SIF測點監(jiān)測對應(yīng)壁板的近場輻射聲壓，只與對應(yīng)壁板子系統(tǒng)連接，未考慮客艙聲場混響和其他壁板、舷窗等子系統(tǒng)對該測點聲壓的影響。因此，SIF測點測量的聲壓值與客艙內(nèi)的混響聲壓有一定差異，兩者間不能直接對比。監(jiān)測客艙內(nèi)壁板附近SIF 測點的聲壓級可以排除其他子系統(tǒng)對特定壁板的聲輻射影響，直接研究聲學(xué)降噪包鋪設(shè)方案在壁板局部的有效性，有助于評估和優(yōu)化聲學(xué)降噪包鋪設(shè)方案。

統(tǒng)計能量法中頻帶內(nèi)的模態(tài)數(shù)高于5才能保證統(tǒng)計能量算法的準(zhǔn)確性。本文統(tǒng)計模型中每個子系統(tǒng)各個頻帶內(nèi)的模態(tài)數(shù)后發(fā)現(xiàn)，只有在315 Hz以上頻段才能保證所有子系統(tǒng)模態(tài)數(shù)大于5。因此，仿真結(jié)果的有效頻帶范圍是315～10000 Hz。仿真結(jié)果中的線性總聲壓級是315～10000 Hz 頻段的總聲壓級，與飛行試驗測得的機體表面總聲壓級頻率范圍不同，仿真結(jié)果也無法與中低頻段內(nèi)的實測數(shù)據(jù)進行對比。由于本文研究聲學(xué)降噪包鋪設(shè)的優(yōu)化方案，而以纖維材料為主的降噪聲學(xué)包的有效范圍也在中高頻段，統(tǒng)計能量法模型的有效頻率范圍是315～10000 Hz，可以滿足研究要求。如果需要用仿真方法研究中低頻段的艙內(nèi)噪聲，建議使用有限元法，但有限元仿真超出本文的研究范圍。

2.2 壁板仿真結(jié)果

以在工況1測量的機體表面聲壓作為聲源輸入的情況下，本文應(yīng)用建立的聲學(xué)模型計算出僅考慮蒙皮結(jié)構(gòu)、無降噪聲學(xué)包和內(nèi)飾板的客艙內(nèi)壁板近場輻射聲壓級云圖，如圖14 所示。由圖14 可以看出，試驗測量得到的機體表面聲壓通過肋板蒙皮結(jié)構(gòu)傳入客艙后，在蒙皮壁板附近形成的近場聲壓的分布趨勢是在機艙后部應(yīng)急門到球面框區(qū)和應(yīng)急門下方靠近地板處聲壓最大，即在8 區(qū)和9 區(qū)聲壓最大；高聲壓區(qū)在3 區(qū)中后方和4 區(qū)下方也有分布。對比圖1、圖14 發(fā)現(xiàn)，機體表面聲壓在6 區(qū)和7 區(qū)下方較大。當(dāng)機體表面聲壓通過肋板結(jié)構(gòu)傳入機艙后，艙內(nèi)壁板附近的近場聲壓分布與機體表面聲壓分布趨勢類似。但艙內(nèi)壁板近場聲壓的高聲壓區(qū)除了6 區(qū)和7 區(qū)下方以外，還增加了8 區(qū)、9 區(qū)、3 區(qū)中部以及4區(qū)下方。

圖14 工況1 的客艙中后段的聲學(xué)模型線性總聲壓級仿真云圖僅考慮蒙皮結(jié)構(gòu)，無降噪聲學(xué)包和內(nèi)飾板Fig.14 Distribution of the simulated overall sound pressure on the aircraft surface in the mid-after cabin of operation condition 1,skin included only

圖15 3 區(qū)、4 區(qū)、8 區(qū)、9 區(qū)的輸入聲功率Fig.15 The simulated results of the power inputs on the Areas 3,4,8,and 9

為分析3 區(qū)、4 區(qū)、8 區(qū)、9 區(qū)的高聲壓區(qū)產(chǎn)生的原因，本文用聲學(xué)模型分析了對應(yīng)區(qū)域壁板的輸入聲功率，如圖15所示。圖15中，3區(qū)的輸入聲功率圖中，聲源貢獻量曲線在1250 Hz 以上頻段內(nèi)幾乎與總輸入聲功率曲線重合，而在1250 Hz以下頻段內(nèi)4區(qū)壁板的貢獻量稍高于聲源貢獻量?？梢妼? 區(qū)的壁板結(jié)構(gòu)而言，在1250 Hz 以上頻段主要受聲源影響，在1250 Hz 以下頻段內(nèi)主要受4 區(qū)壁板傳遞的能量影響。而4 區(qū)、8 區(qū)、9 區(qū)的輸入聲功率圖中，總輸入聲功率與聲源貢獻量重合程度高，顯示出主要受聲源影響的特性。因此，3 區(qū)、4區(qū)、8 區(qū)、9 區(qū)中噪聲的主要傳遞路徑是從機體表面通過壁板結(jié)構(gòu)傳遞到艙內(nèi)?？梢灶A(yù)見，在3 區(qū)、4 區(qū)、8 區(qū)、9區(qū)使用聲學(xué)降噪包可以消耗噪聲主要傳遞路徑上的聲能量，降低傳遞到艙內(nèi)的聲能量，從而降低艙內(nèi)聲壓級。

3 艙內(nèi)降噪優(yōu)化設(shè)計

3.1 設(shè)計方案

由飛行試驗測量得到的機體表面聲壓和僅考慮蒙皮結(jié)構(gòu)的艙內(nèi)壁板近場聲壓分布仿真可以發(fā)現(xiàn)，機體表面聲壓傳入機艙后，在蒙皮附近形成數(shù)個高聲壓區(qū)，包括6 區(qū)和7 區(qū)下方，8 區(qū)、9 區(qū)和3 區(qū)中部以及4 區(qū)下方。因此，可在降噪聲學(xué)包的原始設(shè)計方案基礎(chǔ)上，在以上高聲壓區(qū)用高密度隔音棉代替普通隔音棉，以達到在厚度相同的條件下優(yōu)化艙內(nèi)聲場的目的。兩種隔音棉的材料參數(shù)見表3。

表3 隔音棉材料參數(shù)Table3 Parameters of the fibers used in the thermal acoustic insulation blankets

該型號飛機的降噪聲學(xué)包原始設(shè)計方案是在客艙壁板和天花板區(qū)鋪設(shè)普通隔音棉和內(nèi)飾板，其中隔音棉使用表3中的普通隔音棉。本文提出的優(yōu)化設(shè)計方案中，優(yōu)化方案1只在5 區(qū)到9區(qū)使用高密度隔音棉，優(yōu)化方案2在3 區(qū)到9區(qū)全部使用高密度隔音棉，如圖16所示。三種方案的詳細對比見表4。

圖16 優(yōu)化設(shè)計方案示意圖Fig.16 Proposed designs for the thermal acoustic insulation blankets.

表4 統(tǒng)計能量法仿真的降噪聲學(xué)包設(shè)計方案Table4 Designs of the thermal acoustic insulation blankets used in the SEA model

3.2 設(shè)計方案仿真結(jié)果

圖17～圖19 顯示使用降噪聲學(xué)包的原始設(shè)計方案、優(yōu)化設(shè)計方案1 和優(yōu)化設(shè)計方案2 后的艙內(nèi)壁板近場聲壓分布仿真結(jié)果。對比圖14 和圖17 發(fā)現(xiàn)，在客艙壁板上按照原始設(shè)計方案添加聲學(xué)降噪包和內(nèi)飾板后，機艙壁板近場聲壓整體有所降低，但仍在6 區(qū)和7 區(qū)下方，8 區(qū)、9 區(qū)和3 區(qū)中部以及4 區(qū)下方有較高的聲壓分布。

圖17 工況1 的客艙中后段的聲學(xué)模型線性總聲壓級仿真云圖，使用原始降噪聲學(xué)包設(shè)計Fig.17 Distribution of the simulated overall sound pressure on the aircraft surface in the midafter cabin of operation condition 1,using the original design of the thermal acoustic blankets

圖18 工況1 的客艙中后段的聲學(xué)模型線性總聲壓級仿真云圖，優(yōu)化設(shè)計方案1Fig.18 Distribution of the simulated overall sound pressure on the aircraft surface in the midafter cabin of operation condition 1,using the proposed design 1 of the thermal acoustic blankets

圖19 工況1 的客艙中后段的聲學(xué)模型線性總聲壓級仿真云圖，優(yōu)化設(shè)計方案2Fig.19 Distribution of the simulated overall sound pressure on the aircraft surface in the midafter cabin of operation condition 1,using the proposed design 2 of the thermal acoustic blankets

對比圖17 和圖18 發(fā)現(xiàn)，使用優(yōu)化方案1、在5 區(qū)～9 區(qū)用高密度隔音棉替換普通隔音棉后，5 區(qū)～9 區(qū)的壁板近場聲壓降低，但3 區(qū)和4 區(qū)的高聲壓區(qū)域依然存在。因此可以將高密度隔音棉區(qū)從5 區(qū)～9 區(qū)向3 區(qū)和4 區(qū)擴展，即為優(yōu)化方案2。對比優(yōu)化方案2 和優(yōu)化方案1 的仿真結(jié)果發(fā)現(xiàn)，在3 區(qū)和4 區(qū)用高密度隔音棉替換低密度隔音棉不僅能降低此處的壁板近場聲壓，相鄰的1 區(qū)、2 區(qū)、5 區(qū)、6 區(qū)、10 區(qū)聲壓也有所降低，而這種降低效果與壁板的耦合關(guān)系和聲能量傳遞路徑有關(guān)。

3.3 艙內(nèi)聲壓級仿真結(jié)果

由艙內(nèi)壁板的近場輻射聲壓仿真結(jié)果可知，在降噪聲學(xué)包的優(yōu)化設(shè)計方案中，用高密度隔音棉替換低密度隔音棉能降低對應(yīng)的壁板近場聲壓和鄰近區(qū)域壁板的近場輻射聲壓。而本文仿真模型中的近場輻射聲壓只與對應(yīng)壁板有關(guān)，可以驗證降噪聲學(xué)包的有效性，未考慮客艙聲場混響和其他壁板、舷窗等的影響。圖20 是仿真模型計算出的客艙內(nèi)聲壓級，體現(xiàn)了客艙內(nèi)的混響以及壁板、舷窗的整體影響。其聲源激勵如圖13 所示，分為只考慮蒙皮和蒙皮+降噪聲學(xué)包等構(gòu)型，降噪聲學(xué)包設(shè)計方案見表4。

由圖20可以看出，僅考慮蒙皮結(jié)構(gòu)的艙內(nèi)聲壓級較高，說明蒙皮結(jié)構(gòu)無法有效降低艙內(nèi)噪聲，有必要使用降噪聲學(xué)包和內(nèi)飾板。比較圖20 中的實線和虛線可以看出，添加原始設(shè)計方案的降噪聲學(xué)包和內(nèi)飾板能有效降低艙內(nèi)聲壓級，在2500 Hz 最大可降低10.5 dB。三種隔音棉設(shè)計方案的降噪效果在1600 Hz 以上基本一致，而在315～1600 Hz 頻段上，使用三種隔音棉設(shè)計方案得到的艙內(nèi)聲壓級依次降低，證明增加高密度隔音棉的鋪設(shè)范圍可以降低艙內(nèi)聲壓級。此結(jié)論與艙內(nèi)壁板近場輻射聲壓仿真結(jié)果所得到的結(jié)論一致，也符合2.2 小節(jié)中對噪聲傳遞路徑的分析和對降噪方法的預(yù)期。因此，在實際工程設(shè)計中，應(yīng)綜合考慮壁板近場輻射聲壓、艙內(nèi)聲壓、設(shè)計方案重量等因素對設(shè)計方案進行取舍和優(yōu)化，以達到在保證客機經(jīng)濟性的同時優(yōu)化客艙聲環(huán)境的目的。

為驗證模型，本文將仿真得到的A 計權(quán)艙內(nèi)聲壓級與在艙內(nèi)不同位置測量得到的A 計權(quán)聲壓級進行對比，如圖21 所示。圖中細線代表在艙內(nèi)不同測點位置測量得到的A 計權(quán)聲壓級，黑色粗實線代表仿真得到的A 計權(quán)艙內(nèi)聲壓級。由公式(1)可知，仿真得到的聲壓級是聲空腔內(nèi)對體積求平均得到的聲壓級。由圖21 可以看出，仿真數(shù)據(jù)與實測數(shù)據(jù)呈現(xiàn)相同的趨勢，但仿真數(shù)據(jù)在整個有效頻段內(nèi)比實測數(shù)據(jù)高1～8 dB。這是由于本文使用的仿真模型是一個簡化的客機艙段模型，未考慮行李架、客艙座椅等對客艙聲場的影響。而實測數(shù)據(jù)則包括所有客艙組件對客艙聲空腔的影響。圖22是實際測量得到的艙內(nèi)座椅吸聲系數(shù)。對比圖21和圖22發(fā)現(xiàn)，艙內(nèi)座椅的吸聲系數(shù)在315 Hz 以上能達到0.6 以上。由于艙內(nèi)座椅鋪設(shè)面積大，總表面積大，可以推斷仿真數(shù)據(jù)與實測數(shù)據(jù)之間存在差距主要是因為仿真中沒有考慮客艙的艙內(nèi)座椅吸聲等因素。

圖20 工況1 的客艙中后段的聲學(xué)模型計算出的艙內(nèi)聲壓級Fig.20 The simulated sound pressure levels in the mid-after cabin under the excitation of the measured sound pressure levels on the outer surface of the aircraft with operation condition 1

圖21 工況1 的客聲學(xué)模型仿真結(jié)果與在不同艙內(nèi)位置實測的A 計權(quán)聲壓級對比，使用原始降噪聲學(xué)包設(shè)計Fig.21 The comparison of the simulated sound pressure levels and the measured sound pressure levels in the mid-after cabin under the excitation of the measured sound pressure levels with operation condition 1

圖22 實際測量的艙內(nèi)座椅吸聲系數(shù)Fig.22 The measured sound absorption coefficient of the passenger seats in the cabin

4 結(jié)論與討論

本文從試驗數(shù)據(jù)分析和聲學(xué)建模兩方面研究機體表面聲壓及其對艙內(nèi)壁板近場輻射聲壓的影響，提出了優(yōu)化設(shè)計方案，并用聲學(xué)模型驗證了優(yōu)化設(shè)計方案的有效性。其中，聲學(xué)建模用試驗數(shù)據(jù)作為聲源激勵，其他結(jié)構(gòu)參數(shù)均采用該型客機的實際參數(shù)，材料參數(shù)均來自實際測量。

通過分析飛行試驗獲得的線性總聲壓級云圖、發(fā)動機N1、N2 頻率對應(yīng)的1/3 倍頻程云圖發(fā)現(xiàn)，總聲壓級和發(fā)動機N1、N2 頻率對應(yīng)的1/3 倍頻程聲壓在機體表面的聲載荷分布趨勢基本一致。該型號客機在巡航狀態(tài)下的機體表面聲壓分布特性可總結(jié)為

(1)在整個測量范圍內(nèi)，聲壓級在后應(yīng)急門前方、靠近地板處最大，并從此處向四周蔓延；而在機頭及前機身區(qū)域，聲壓級在登機門后側(cè)到客艙第一舷窗之間較大。

(2)在相同巡航高度，隨著巡航速度的增加，后應(yīng)急門前方、靠近地板處的聲壓級較大區(qū)域面積增加，高聲壓級范圍向航向前方蔓延；而機頭及前機身區(qū)域的聲壓級云圖無明顯變化。

(3)在相同巡航速度，不同巡航高度對機體表面聲壓分布無明顯影響。

(4)發(fā)動機N1、N2 頻率對應(yīng)的1/3 倍頻程云圖中，機體表面聲壓的分布趨勢無明顯差異。

通過建立聲學(xué)模型、分區(qū)加載飛行試驗測量得到的機體表面聲壓作為聲源進行統(tǒng)計能量法聲學(xué)仿真，并結(jié)合仿真結(jié)果提出降噪聲學(xué)包的優(yōu)化方案1 和優(yōu)化方案2。由仿真模型得到的壁板近場聲輻射仿真結(jié)果和艙內(nèi)聲壓仿真結(jié)果一致表明：

(1)機體表面聲壓通過肋板結(jié)構(gòu)傳入機艙后，艙內(nèi)壁板附近的近場聲壓分布與機體表面聲壓分布趨勢類似；

(2)僅蒙皮結(jié)構(gòu)無法有效降低客艙噪聲，有必要使用降噪聲學(xué)包和內(nèi)飾板；

(3)添加原始設(shè)計方案的降噪聲學(xué)包和內(nèi)飾板能有效降低艙內(nèi)聲壓級，但仍需要在特定區(qū)域?qū)υ荚O(shè)計方案進行優(yōu)化設(shè)計；

(4)本文降噪聲學(xué)包優(yōu)化方案2 的降噪效果好于優(yōu)化方案1，在實際工程設(shè)計中，應(yīng)綜合考慮設(shè)計方案聲學(xué)仿真結(jié)果和重量等因素對設(shè)計方案進行取舍和優(yōu)化。

本文用實際試飛數(shù)據(jù)模擬聲源進行統(tǒng)計能量法聲學(xué)仿真，增強了統(tǒng)計能量法仿真的準(zhǔn)確度；而在試飛數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上用仿真方法研究客艙內(nèi)部壁板附近聲場和艙內(nèi)聲壓，以仿真結(jié)果為基礎(chǔ)提出了優(yōu)化設(shè)計方案，并用仿真建模驗證了降噪聲學(xué)包設(shè)計方案的有效性。這種試驗數(shù)據(jù)分析與聲學(xué)仿真相結(jié)合的工程設(shè)計方案可以有效降低優(yōu)化設(shè)計的試飛成本，提高飛機設(shè)計的經(jīng)濟性，值得繼續(xù)研究和推廣。