航空發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)適航進(jìn)近噪聲預(yù)測(cè)

閆國(guó)華，焦 彤

(中國(guó)民航大學(xué)航空工程學(xué)院，天津 300300)

在過(guò)去的30年中，盡管單架飛機(jī)的噪聲逐漸降低，但空中交通數(shù)量的增加及大眾環(huán)保意識(shí)的提高使得人們對(duì)飛機(jī)噪聲問(wèn)題的關(guān)注度愈加火熱。國(guó)際民航組織(international civil aviation organization, ICAO)目前已開(kāi)始采用新的第五階段噪聲標(biāo)準(zhǔn)，要求飛機(jī)的最大飛越、邊線和進(jìn)近噪聲級(jí)的噪聲限制裕度之和要比第四階段標(biāo)準(zhǔn)低7 dB，且三者都要各自降低至少1 dB[1]。而中國(guó)正處于研制國(guó)產(chǎn)大飛機(jī)、振興民族航空業(yè)的關(guān)鍵時(shí)期，亟需及時(shí)、有效地建立一套民用航空器噪聲審定技術(shù)研究體系，并擁有自己的噪聲預(yù)測(cè)評(píng)估能力。

降低飛機(jī)噪聲對(duì)于實(shí)現(xiàn)未來(lái)空中交通的預(yù)期大幅增長(zhǎng)至關(guān)重要。國(guó)際上，美國(guó)國(guó)家航空航天局(national aeronautics and space administration, NASA)針對(duì)航空器降噪提出了N+1、N+2、N+3三階段的技術(shù)目標(biāo)，在各功率狀態(tài)下，非核心噪聲都將大幅降低。未來(lái)N+3型概念飛機(jī)具有18～30的超高涵道比(bypass ratio, BPR)及50～70的超高總壓比(overall pressure ratio, OPR)。高負(fù)載低壓渦輪葉片和減小的渦輪級(jí)間距增加了噪聲源強(qiáng)度和復(fù)雜性，渦輪噪聲預(yù)計(jì)會(huì)增加；先進(jìn)的燃燒室設(shè)計(jì)和較高的OPR將導(dǎo)致燃燒室的噪聲增加；這些趨勢(shì)將提升發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)噪聲的整體重要性[2]。鑒于此，國(guó)外越來(lái)越多的學(xué)者開(kāi)展了對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)噪聲的研究，Brien等[3]研究了基于高保真度的發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)噪聲的模擬仿真，探究了核心噪聲的產(chǎn)生和傳播機(jī)制，但其研究?jī)H限于靜態(tài)；Ihme[4]對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)核心噪聲的基礎(chǔ)機(jī)理，實(shí)驗(yàn)分析和建模的研究進(jìn)展進(jìn)行了總結(jié)，為未來(lái)降低核心噪聲提供了潛在途徑，卻未通過(guò)計(jì)算對(duì)結(jié)論進(jìn)行量化；中國(guó)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)的噪聲研究及發(fā)動(dòng)機(jī)部件的適航噪聲預(yù)測(cè)工作尚處于起步階段，閆國(guó)華等[5]對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇部件的適航邊線噪聲進(jìn)行了研究，但尚未涉及發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)部件的適航噪聲。伴隨著國(guó)產(chǎn)大飛機(jī)C919的成功首飛與國(guó)產(chǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)CJ1000項(xiàng)目的深入，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)各部件的適航噪聲預(yù)測(cè)變得尤為重要。而發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)在未來(lái)航空器的噪聲評(píng)估中將占有愈加重要的地位，特別是進(jìn)近階段，由此，對(duì)適航進(jìn)近狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)的噪聲評(píng)估必不可少。

未來(lái)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的低噪聲設(shè)計(jì)主要是準(zhǔn)確評(píng)估燃燒噪聲通過(guò)渦輪時(shí)的傳播特性以及燃燒室系統(tǒng)的詳細(xì)熱力聲學(xué)模型，而當(dāng)前的工程預(yù)測(cè)通常被不精確的噪聲預(yù)測(cè)模型、費(fèi)用高昂的數(shù)據(jù)模擬及苛刻環(huán)境條件(高溫、高壓)下動(dòng)態(tài)測(cè)量的困難所限制，因此，亟需更新噪聲預(yù)測(cè)工具。本文旨在開(kāi)發(fā)可用性強(qiáng)、精確度高的核心機(jī)適航噪聲預(yù)測(cè)模型，為未來(lái)新型航空器設(shè)計(jì)理念與目標(biāo)的實(shí)現(xiàn)做準(zhǔn)備。

1 適航基準(zhǔn)進(jìn)近航跡的確定

對(duì)于噪聲適航審定而言，需要測(cè)量進(jìn)近噪聲測(cè)量點(diǎn)、邊線噪聲測(cè)量點(diǎn)和飛越噪聲測(cè)量點(diǎn)的三點(diǎn)噪聲值。主要針對(duì)進(jìn)近過(guò)程，預(yù)測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)在進(jìn)近噪聲測(cè)量點(diǎn)處的有效感覺(jué)噪聲級(jí)。圖1描述了亞音速運(yùn)輸類(lèi)大型飛機(jī)在進(jìn)行噪聲合格審定試驗(yàn)時(shí)，采用的經(jīng)批準(zhǔn)的進(jìn)場(chǎng)飛行試驗(yàn)程序的類(lèi)型[6]。

G為噪聲合格審定進(jìn)場(chǎng)航跡的起點(diǎn)；H為進(jìn)近航跡上在噪聲測(cè)量站正上方的點(diǎn)，飛機(jī)到此處時(shí)距離地面的目標(biāo)高度是394英尺(約120 m)；I是開(kāi)始拉平點(diǎn)；J為接地點(diǎn)；N是進(jìn)場(chǎng)噪聲測(cè)量點(diǎn)，它位于跑道的中心軸線上，且距接地點(diǎn)的距離為2 000 m

考慮飛機(jī)按照中國(guó)民用航空規(guī)章(China civil aviation regulations, CCAR)36部規(guī)定的適航基準(zhǔn)環(huán)境條件、基準(zhǔn)進(jìn)場(chǎng)構(gòu)型、基準(zhǔn)進(jìn)場(chǎng)參數(shù)以及基準(zhǔn)進(jìn)場(chǎng)航跡實(shí)現(xiàn)進(jìn)近程序。即飛機(jī)以恒定的3°下滑角實(shí)現(xiàn)進(jìn)近，由參考數(shù)據(jù)，飛機(jī)在此過(guò)程仰角為4°，整個(gè)過(guò)程處于36部第A36.3.2.1條規(guī)定的基準(zhǔn)環(huán)境條件下：大氣溫度為23 ℃，大氣壓強(qiáng)為101.325 kPa，相對(duì)濕度為50%，且不考慮風(fēng)的影響。

2 發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)進(jìn)近噪聲預(yù)測(cè)算法

現(xiàn)代民航發(fā)動(dòng)機(jī)大多是雙轉(zhuǎn)子、軸流式渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)包括壓氣機(jī)，燃燒室和渦輪，由于壓氣機(jī)噪聲在核心機(jī)噪聲中占比極小，因此本文主要考慮燃燒室和渦輪噪聲。

燃燒室系統(tǒng)噪聲由直接燃燒噪聲和間接燃燒噪聲共同組成，直接燃燒噪聲是由與化學(xué)反應(yīng)相關(guān)的熱釋放速率的波動(dòng)產(chǎn)生；間接燃燒噪聲(熵噪聲)是當(dāng)加速具有不均勻熵或渦度分布的流體時(shí)產(chǎn)生的附加噪聲[7]。

渦輪噪聲的產(chǎn)生是由于渦輪表面氣體的不穩(wěn)定流動(dòng)，它分為離散單音噪聲和寬頻噪聲：葉片與黏滯尾流的相互作用是產(chǎn)生單音噪聲的主要原因；而寬頻噪聲則是由葉片表面湍流導(dǎo)致的不穩(wěn)定隨機(jī)升降波動(dòng)產(chǎn)生，其強(qiáng)度取決于氣流的紊流強(qiáng)度[8]。

2.1 核心機(jī)噪聲靜態(tài)預(yù)測(cè)方法

2.1.1 燃燒室的噪聲預(yù)測(cè)——SAE-GE模型

燃燒室設(shè)計(jì)理念的差異導(dǎo)致其對(duì)不同噪聲預(yù)測(cè)模型的需求。選擇應(yīng)用于ANOPP2(aircraft noise prediction program)[9]的精確度相對(duì)更高、可移植性相對(duì)更好的SAE-GE模型。對(duì)該模型的計(jì)算方法解析如下。

燃燒室遠(yuǎn)場(chǎng)無(wú)量綱化均方聲壓的公式為

(1)

(2)

2.1.2 渦輪的噪聲預(yù)測(cè)——Peart & Dunn模型

Peart & Dunn模型可預(yù)測(cè)軸流式渦輪的遠(yuǎn)場(chǎng)寬頻噪聲和離散單音噪聲，寬頻噪聲和離散單音噪聲的均方聲壓都可用式(2)計(jì)算，但對(duì)每個(gè)參數(shù)的具體表達(dá)式要分別討論[11]。

(3)

式(3)中：S(η)表示頻譜函數(shù)。

(1)寬頻噪聲

無(wú)量綱寬頻聲功率的表達(dá)式為

(4)

(5)

(6)

(7)

(8)

(9)

式(9)中：對(duì)公制單位而言k=1.8。

寬頻指向性函數(shù)D有相應(yīng)的參數(shù)表，中間值是通過(guò)線性插值確定。

寬頻噪聲頻譜函數(shù)S計(jì)算公式為

(10)

(2)離散單音噪聲

無(wú)量綱單音聲功率定義為

(11)

對(duì)于離散單音噪聲的指向性函數(shù)D也有相應(yīng)的函數(shù)表。

單音噪聲頻譜函數(shù)定義為

St(η)=10-(η-1),η=1,2,3,…

(12)

無(wú)量綱頻率η是諧波數(shù)，對(duì)于基調(diào)而言，η=1。

最后，將無(wú)量綱化的渦輪寬頻噪聲均方聲壓與單音噪聲均方聲壓相加，即得渦輪遠(yuǎn)場(chǎng)無(wú)量綱化均方聲壓：

(13)

2.2 適航進(jìn)近時(shí)核心機(jī)噪聲預(yù)測(cè)模型

將算得的燃燒室的無(wú)量綱化均方聲壓和渦輪的無(wú)量綱化均方聲壓相加得到核心機(jī)的遠(yuǎn)場(chǎng)無(wú)量綱化均方聲壓，代入式(14)，即可得到核心機(jī)的瞬時(shí)聲壓級(jí)(sound pressure level, SPL)。

(14)

式(14)中：ρ∞為大氣密度；c∞表示外界聲速；pref為聲學(xué)參考?jí)簭?qiáng)，其值為2×10-5Pa。

進(jìn)近過(guò)程中，飛機(jī)相對(duì)于噪聲測(cè)量點(diǎn)的位置不斷變化且與噪聲測(cè)量點(diǎn)的距離較遠(yuǎn)，因此，需要考慮噪聲源移動(dòng)效應(yīng)、聲衰減效應(yīng)和發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量而進(jìn)行聲壓級(jí)的修正。

(1)噪聲源移動(dòng)效應(yīng)包括多普勒效應(yīng)和噪聲源振幅修正，飛行狀態(tài)下的瞬時(shí)聲壓級(jí)與靜態(tài)預(yù)測(cè)的聲壓級(jí)值之差為

Δ1=40lg(1-M∞cosθ)

(15)

式(15)中：θ表示發(fā)動(dòng)機(jī)與測(cè)量點(diǎn)的連線與航跡間的夾角。

(2)聲衰減效應(yīng)包括幾何發(fā)散和大氣吸收，根據(jù)ICAO環(huán)境技術(shù)手冊(cè)[13]，對(duì)于24個(gè)1/3倍頻程總的聲衰減公式為

(16)

式(16)中：α(i)表示大氣衰減系數(shù)；r1為聲源到測(cè)量點(diǎn)的距離；r2是目標(biāo)點(diǎn)到觀測(cè)點(diǎn)的距離。

(3)發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量修正：

Δ3=10lgN

(17)

式(17)中:N為發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)目。

則發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)的瞬時(shí)聲壓級(jí)為

SPLcore=SPL-Δ1-Δ2+Δ3

(18)

將核心機(jī)噪聲預(yù)測(cè)框架列流程圖如圖2所示。

圖2 核心機(jī)噪聲預(yù)測(cè)流程圖

3 算例結(jié)果及分析

基于MATLAB軟件進(jìn)行程序設(shè)計(jì)，選擇某型發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，對(duì)其核心機(jī)進(jìn)行進(jìn)近狀態(tài)下的噪聲預(yù)測(cè)。

3.1 輸入?yún)?shù)

該型發(fā)動(dòng)機(jī)在進(jìn)近狀態(tài)下的轉(zhuǎn)速為4 400 r/min，通過(guò)資料的查閱及公式計(jì)算，輸入如表1、表2中的參數(shù)。

3.2 預(yù)測(cè)結(jié)果分析

根據(jù)適航規(guī)定，有效感覺(jué)噪聲級(jí)(effective perceived noise level, EPNL)需要在最大純音修正感覺(jué)噪聲級(jí)(maximum tone-corrected perceived noise level,PNLTM)的10 dB降區(qū)間內(nèi)對(duì)純音修正感覺(jué)噪聲級(jí)(tone-corrected perceived noise level, PNLT)積分得到，因此，需要先得到純音修正感覺(jué)噪聲級(jí)PNLT的最大值PNLTM。為此，取飛機(jī)的傳聲路徑(即航跡點(diǎn)與觀測(cè)點(diǎn)的連線)與發(fā)動(dòng)機(jī)軸線的夾角(即極化指向角)從15°每隔5°取值到170°共32個(gè)航跡點(diǎn)。利用MATLAB軟件對(duì)上文噪聲預(yù)測(cè)模型編制程序，首先得到燃燒室和渦輪的靜態(tài)遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲預(yù)測(cè)數(shù)據(jù)，將此計(jì)算結(jié)果與該型發(fā)動(dòng)機(jī)靜態(tài)測(cè)試的部件噪聲數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證了燃燒室與渦輪靜態(tài)遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲預(yù)測(cè)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性。接著基于此進(jìn)行適航進(jìn)近狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)的噪聲預(yù)測(cè)。

表1 SAE-GE模型的輸入?yún)?shù)

表2 Peart & Dunn模型的輸入?yún)?shù)

進(jìn)近狀態(tài)下燃燒室和渦輪的32個(gè)航跡點(diǎn)對(duì)應(yīng)的24個(gè)1/3倍頻程中心頻率的噪聲聲壓級(jí)云圖如圖3所示。

圖3 噪聲聲壓級(jí)云圖

由圖3所示，隨著航跡點(diǎn)序號(hào)x的增大，極化指向角逐漸增加。燃燒室和渦輪噪聲隨著進(jìn)近程序的推移都呈現(xiàn)先增大后減小的趨勢(shì)，不同的是，燃燒室噪聲在極化指向角為130°(航跡點(diǎn)序號(hào)x=24)時(shí)取得最大，渦輪最大噪聲在110°(x=20)取得，根據(jù)NASA對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的噪聲測(cè)試及渦輪部件的噪聲分離，進(jìn)近階段渦輪噪聲的指向性對(duì)于本文涵道比較低的發(fā)動(dòng)機(jī)是飛行側(cè)后方110°方向，與預(yù)測(cè)一致。又兩者噪聲隨著頻率的增加先增大后減小，燃燒室噪聲為低頻噪聲，在500 Hz(1/3倍頻程中心頻率序號(hào)y=11)時(shí)取得最大，渦輪噪聲在5 000 Hz(y=21)時(shí)達(dá)到高峰。NASA有研究表明，燃燒室噪聲的峰值頻率通常在400～500 Hz的范圍內(nèi)[14]，這也從一方面驗(yàn)證了本文噪聲預(yù)測(cè)模型的準(zhǔn)確性。

由兩者整合修正后的核心機(jī)的32個(gè)航跡點(diǎn)對(duì)應(yīng)的24個(gè)1/3倍頻程中心頻率的噪聲聲壓級(jí)云圖如圖4所示。

圖4 核心機(jī)噪聲聲壓級(jí)云圖

由圖4可知核心機(jī)噪聲同樣隨進(jìn)近進(jìn)程先增大后減小，由于渦輪噪聲在核心機(jī)噪聲中所占權(quán)重很大，因此，核心機(jī)噪聲與渦輪噪聲相近在極化指向角為105°(x=19)時(shí)取得最大值，核心機(jī)噪聲相對(duì)于不同的航跡點(diǎn)其峰值頻率不定，低頻時(shí)受燃燒室影響，峰值頻率在2 000～5 000 Hz(y=17～21)之間，當(dāng)極化指向角超過(guò)45°(x≥7)時(shí)，渦輪的影響占主導(dǎo)作用，峰值頻率穩(wěn)定于6 300 Hz(y=22)。

圖5 各航跡點(diǎn)PNLT曲線

經(jīng)過(guò)算法換算處理后得到對(duì)應(yīng)不同航跡點(diǎn)的核心機(jī)純音修正感覺(jué)噪聲級(jí)PNLT的數(shù)值作圖5，由最大純音修正感覺(jué)噪聲級(jí)PNLTM可知10 dB降區(qū)間的起始點(diǎn)A和終止點(diǎn)B為持續(xù)時(shí)間間隔的界限。有效感覺(jué)噪聲級(jí)EPNL的計(jì)算過(guò)程實(shí)質(zhì)上是對(duì)純音修正感覺(jué)噪聲級(jí)在有效時(shí)間上的積分。

自起始點(diǎn)A，每隔0.5 s取一個(gè)航跡點(diǎn)，到10 dB降區(qū)間結(jié)束共11個(gè)點(diǎn)，由于航跡點(diǎn)取法的改變，前文模型中，聲源到觀測(cè)者的距離rs與極化指向角θ的公式也相應(yīng)發(fā)生變化。對(duì)于適航進(jìn)近噪聲測(cè)量點(diǎn)處，計(jì)算得到的進(jìn)近航跡下每0.5 s各航跡點(diǎn)處對(duì)應(yīng)24個(gè)1/3倍頻程中心頻率的核心機(jī)聲壓級(jí)SPL數(shù)據(jù)作圖6。

圖6 每0.5 s 各航跡點(diǎn)處對(duì)應(yīng)各中心頻率的核心機(jī)聲壓級(jí)云圖

進(jìn)而可以得到CCAR 36部要求的每隔0.5 s的純音修正感覺(jué)噪聲級(jí)-時(shí)間歷程圖，如圖7所示。

圖7 純音修正感覺(jué)噪聲級(jí)-時(shí)間歷程圖

由此通過(guò)編程計(jì)算可得該型發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)在進(jìn)近噪聲測(cè)量點(diǎn)處的有效感覺(jué)噪聲級(jí)為76.4 dB。

在某次民航總局對(duì)裝配該型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)進(jìn)行進(jìn)近噪聲合格審定試驗(yàn)中，根據(jù)測(cè)得的聲壓級(jí)數(shù)據(jù)，計(jì)算得到飛機(jī)的進(jìn)近有效感覺(jué)噪聲級(jí)為89.3 dB。結(jié)合NASA給出的核心機(jī)噪聲在整機(jī)噪聲中所占的比例與描述任意噪聲部件對(duì)總體噪聲潛在影響的噪聲敏感度的綜合考量，估計(jì)進(jìn)近噪聲測(cè)量點(diǎn)處發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)的有效感覺(jué)噪聲級(jí)為74.9 dB。而美國(guó)通用電氣公司(general electric company, GE)給出的官方數(shù)據(jù)中，該機(jī)型適航進(jìn)近狀態(tài)下的有效感覺(jué)噪聲級(jí)為92.6 dB，核心機(jī)的有效感覺(jué)噪聲級(jí)相應(yīng)為77.2 dB。將本模型的預(yù)測(cè)值與民航總局的實(shí)測(cè)值，及GE給出的官方數(shù)據(jù)對(duì)比如表3所示。

表3 數(shù)據(jù)對(duì)比與算法誤差

由此，通過(guò)本文模型計(jì)算得到的發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)的EPNL與實(shí)測(cè)值的相對(duì)誤差較小，可見(jiàn)，本文進(jìn)近狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)的噪聲預(yù)測(cè)模型是有效的，可用于預(yù)測(cè)進(jìn)近狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)噪聲。

4 結(jié)論

未來(lái)航空發(fā)動(dòng)機(jī)低噪聲設(shè)計(jì)的重要方面是準(zhǔn)確評(píng)估發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)的噪聲。采用NASA的燃燒室和渦輪的噪聲預(yù)測(cè)模型，參考ICAO的環(huán)境技術(shù)手冊(cè)，基于MATLAB平臺(tái)編制程序。

(1)分析了進(jìn)近狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室、渦輪及核心機(jī)的噪聲輻射特性，創(chuàng)新性地采用三維聲壓級(jí)云圖對(duì)結(jié)果進(jìn)行表達(dá)，直觀且便于理解。

(2)構(gòu)建了進(jìn)近狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)的噪聲預(yù)測(cè)框架，預(yù)測(cè)誤差在±2%范圍內(nèi)，可靠度較高，可實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)噪聲的快速評(píng)估，為研發(fā)階段預(yù)測(cè)進(jìn)而控制發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)噪聲以便未來(lái)飛機(jī)能夠滿足適航要求提供可能。

(3)通過(guò)極化指向角快速預(yù)測(cè)10 dB降區(qū)間起始點(diǎn)，為適航上有效感覺(jué)噪聲級(jí)的確定提供了新的思路，可以節(jié)省由于未確定好進(jìn)近程序起始點(diǎn)而多次復(fù)飛所造成的人力、時(shí)間與財(cái)力成本的浪費(fèi)。