民機(jī)機(jī)體邊線噪聲預(yù)測方法研究

閆國華 李成晨

摘要：隨著大涵道比發(fā)動機(jī)的廣泛應(yīng)用以及發(fā)動機(jī)降噪技術(shù)的發(fā)展，機(jī)體噪聲在飛機(jī)總噪聲中的占比逐漸增大。為了能夠快速、直接地獲得飛機(jī)機(jī)體在適航狀態(tài)下的噪聲級，利用噪聲預(yù)測方法，對機(jī)體邊線噪聲進(jìn)行了研究。由于邊線噪聲適航審定測量點的位置并不固定，所以通過對噪聲-功率-距離（noise-power-distance，NPD）數(shù)據(jù)作插值計算從而得到邊線上任意一點的噪聲級，進(jìn)而確定出該點的具體位置。然后結(jié)合飛行航跡，在波音方法的基礎(chǔ)上通過修正完善建立了一套應(yīng)用于噪聲適航審定領(lǐng)域內(nèi)的機(jī)體噪聲預(yù)測算法。最后通過實例計算，結(jié)果表明該算法不僅能夠較好地預(yù)測出在實際情況下的機(jī)體噪聲，還能夠直觀地反映出機(jī)體噪聲的指向性，而這對于后續(xù)機(jī)體降噪工作的開展以及飛機(jī)適航取證都具有十分重要的意義。

關(guān)鍵詞：機(jī)體噪聲；適航狀態(tài)；噪聲預(yù)測；邊線噪聲適航審定測量點；波音方法

中圖分類號：TB533.2文獻(xiàn)標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.03.002

飛機(jī)噪聲主要來源于發(fā)動機(jī)和機(jī)體產(chǎn)生的噪聲。在20世紀(jì)早期時候，發(fā)動機(jī)噪聲一直是飛機(jī)最主要的噪聲源，直到70年代初期，隨著大涵道比發(fā)動機(jī)的誕生，大幅降低了來自發(fā)動機(jī)的噪聲，使得機(jī)體噪聲在飛機(jī)總噪聲中的占比愈發(fā)突出[1]。機(jī)體噪聲主要是由流經(jīng)機(jī)體表面的氣流所引起的壓力脈動產(chǎn)生，其本質(zhì)屬于空氣動力噪聲[2]。而在民用飛機(jī)早期設(shè)計階段，為了指導(dǎo)機(jī)體各主要參數(shù)的制定，必須開展對于機(jī)體噪聲的適航預(yù)計工作[3]。為此，國內(nèi)外的學(xué)者進(jìn)行了相關(guān)的研究。美國的M.R.Fink在經(jīng)過大量試驗研究后開發(fā)出了第一代機(jī)體噪聲預(yù)測方法[4]，該方法經(jīng)過后續(xù)不斷的修正完善已經(jīng)變得相對比較成熟，但是它的經(jīng)驗函數(shù)過于簡單，缺乏對于高頻組件的建模，無法較好地模擬出在實際情況下的機(jī)體噪聲。因此，波音公司在Fink方法的基礎(chǔ)上經(jīng)過多年的發(fā)展先后提出了兩套方法，均基于能量（聲功率）和頻譜特性的思想進(jìn)行建模，新一代的方法也被收錄在ANOPP2中[5]，具有較高的預(yù)測精度。國內(nèi)在2000年前后由中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所牽頭，對波音公司以及ANOPP中的預(yù)測模型開展了系統(tǒng)研究，并在此基礎(chǔ)上成功地開發(fā)出了中國自己的飛機(jī)噪聲預(yù)測系統(tǒng)，但由于當(dāng)時技術(shù)的限制，導(dǎo)致噪聲源模型和噪聲預(yù)測方法等都存在較大的局限性以及不完善的地方[6]。此外，國內(nèi)眾多高校的研究人員也開展了針對機(jī)體噪聲的研究，西北工業(yè)大學(xué)的喬渭陽等[7]研究了機(jī)體噪聲的聲學(xué)特性，但是缺乏與適航的緊密聯(lián)系；宋文萍等[2]對機(jī)體噪聲的預(yù)測方法進(jìn)行了概述，但是并沒有深入應(yīng)用層面的研究。隨著國產(chǎn)大飛機(jī)C919的首飛成功，對于開展獨立自主的民機(jī)適航審定工作已經(jīng)變得迫在眉睫，因此研究適航狀態(tài)下的機(jī)體噪聲預(yù)測具有十分重要的意義。

本文利用ANOPP2中精度更高、可移植性更好的波音機(jī)體噪聲預(yù)測模型，通過結(jié)合飛行航跡以及噪聲適航審定測量點從而建立了一套機(jī)體噪聲預(yù)測算法，并以某型民用飛機(jī)為例，對機(jī)體邊線噪聲進(jìn)行預(yù)測。

1飛機(jī)起飛航跡

飛機(jī)起飛航跡是由起飛、初始爬升、加速爬升以及襟翼收縮等階段組成的，利用ANP數(shù)據(jù)庫提供的機(jī)型數(shù)據(jù)以及標(biāo)準(zhǔn)航跡算法可以求出不同飛機(jī)的起飛航跡[8]。

1.1航跡算法

1.1.1起飛滑跑

起飛滑跑是指飛機(jī)從跑道剎車釋放點開始沿著地面滑跑直到收回起落架的過程，其中所經(jīng)過的距離也被稱為等效起飛滑跑距離，表達(dá)式為：

1.2航跡計算結(jié)果

通過計算可得，當(dāng)起飛重量為78154kg時，該型飛機(jī)的航跡數(shù)據(jù)見表1。

利用MATLAB軟件的數(shù)據(jù)可視化功能將航跡數(shù)據(jù)圖像化，從而得到該型飛機(jī)的起飛航跡剖面圖，如圖1所示。

2邊線噪聲適航審定測量點

根據(jù)國際民航組織（ICAO）關(guān)于噪聲標(biāo)準(zhǔn)的規(guī)定，飛機(jī)噪聲適航審定需要測量飛機(jī)在飛越、邊線和進(jìn)近三點處的噪聲級[9]，如圖2所示。然而適航相關(guān)規(guī)章并沒有給出邊線噪聲適航審定測量點的具體位置，只說明該點是平行于跑道中心線且距離為450m的邊線上的一點，而且該點的噪聲級還必須為邊線上的最大值[10]。為了確定該點的位置，需要借用NPD數(shù)據(jù)的幫助。NPD數(shù)據(jù)作為ANP數(shù)據(jù)庫的組成部分，它將噪聲級定義為在特定飛機(jī)類型、變型以及相關(guān)飛行配置（起飛和進(jìn)場時的襟翼設(shè)置）的條件下距離d和功率P的函數(shù)[11]。因此通過對距離參數(shù)和功率參數(shù)作插值計算，并將結(jié)果進(jìn)行修正處理后，便可得到飛機(jī)在邊線上的最大噪聲級。

2.1邊線有效感覺噪聲級

2.1.1距離參數(shù)

2.1.2功率參數(shù)

功率參數(shù)是指飛機(jī)發(fā)動機(jī)的功率，它沿著航段的長度而變化，因此在計算時需要定義一個等效的航段功率P。如今大型客機(jī)大多采用渦扇發(fā)動機(jī)直接輸出推力，因此動力輸出不再使用“馬力”“千瓦”等功率表示，而用推力（單位N，kN）表示。本文利用發(fā)動機(jī)的修正凈推力（corrected net thrust，CNT）來表征功率，其表達(dá)式為：

2.1.3插值計算

當(dāng)?shù)玫骄嚯x參數(shù)和功率參數(shù)的表達(dá)式之后，根據(jù)NPD數(shù)據(jù)提供的飛機(jī)在指定距離和功率下的噪聲級，利用拉格朗日插值法分別對距離參數(shù)和功率參數(shù)進(jìn)行插值計算，如圖4所示。由于本文研究的是在適航狀態(tài)下的機(jī)體噪聲預(yù)測，而噪聲適航審定領(lǐng)域內(nèi)又把有效感覺噪聲級（effective perceived noise level，EPNL）作為噪聲主觀評價的參數(shù)[12]，因此計算結(jié)果采用有效感覺噪聲級EPNL來表示。

2.1.4噪聲級修正

由于NPD是基于飛機(jī)在特定的參考速度下沿著一條無限長的水平航跡穩(wěn)定飛行所得到的數(shù)據(jù)，而根據(jù)起飛航跡可知，飛機(jī)在實際飛行過程中是基于分段航跡的，并不是一條水平航跡，因此需要對插值計算結(jié)果進(jìn)行修正處理。表達(dá)式為：

2.2確定測量點的位置

根據(jù)起飛航跡計算結(jié)果以及適航相關(guān)規(guī)定，給出了該型飛機(jī)在邊線2400～5200m范圍內(nèi)的噪聲級變化曲線，如圖5所示。

從圖5中可以看出當(dāng)水平距離為3.93km時，有效感覺噪聲級達(dá)到最大值94.44EPNdB。通過查詢歐洲航空安全局提供的噴氣式飛機(jī)噪聲數(shù)據(jù)庫可知[13]，該型飛機(jī)在邊線測量點的噪聲標(biāo)準(zhǔn)水平為93.6EPNdB，這與本節(jié)的插值計算結(jié)果相差0.84EPNdB，符合CCAR36部中關(guān)于噪聲水平限制的要求[14]。因此，本文將邊線上距離飛機(jī)剎車釋放點為3.93km的地點視為邊線噪聲適航審定測量點的所在位置。

3飛機(jī)機(jī)體噪聲預(yù)測算法

利用機(jī)體噪聲預(yù)測算法分別算出機(jī)體各個噪聲源的噪聲，然后將其整合后得到機(jī)體總噪聲，最后通過噪聲傳播修正求出機(jī)體噪聲在地面測量點處的1/3倍頻程的聲壓級數(shù)據(jù)。

3.1機(jī)體噪聲預(yù)測模型

波音方法分別預(yù)測了與縫翼、襟翼和起落架相關(guān)的噪聲級，如圖6所示，其中縫翼的預(yù)測方法由Sen等[15]提出，Guo等[16-18]則提出了襟翼側(cè)緣噪聲和起落架噪聲的預(yù)測方法。經(jīng)驗函數(shù)與全尺寸模型的數(shù)據(jù)相關(guān)聯(lián)，以產(chǎn)生作為頻率和極指向角函數(shù)的未衰減的1/3倍頻程聲譜。頻譜為多普勒頻移，以考慮飛機(jī)向前飛行帶來的影響。在半經(jīng)驗襟翼側(cè)緣和起落架預(yù)測方法中顯性地包含了對流放大，而在經(jīng)驗縫翼方法中則隱性地包含了對流放大，這是因為它是專門從風(fēng)洞數(shù)據(jù)發(fā)展而來的方法。這些方法都被限制在50～10000Hz之間的1/3倍頻程的中心頻率上，通過輸入幾何參數(shù)和流動參數(shù)來預(yù)測噪聲。

4機(jī)體邊線噪聲的計算分析

將該型飛機(jī)的起飛航跡與測量點位置代入機(jī)體噪聲預(yù)測算法中，從而求出機(jī)體在邊線噪聲適航審定測量點處的遠(yuǎn)場噪聲級。

4.1參數(shù)輸入

根據(jù)CCAR36部中的規(guī)定，飛機(jī)噪聲合格審定的基準(zhǔn)條件包括大氣壓101325Pa、相對濕度70%、環(huán)境溫度25°和零風(fēng)速等[22]。飛機(jī)機(jī)體的幾何參數(shù)見表2。

4.2預(yù)測結(jié)果

有效感覺噪聲級EPNL是在最大單音修正感覺噪聲級PNLTM的10dB降區(qū)間內(nèi)對單音修正感覺噪聲級PNLT進(jìn)行積分得到的，而單音修正感覺噪聲級PNLT則是在感覺噪聲級PNL的基礎(chǔ)上對噪聲頻譜的不規(guī)則性進(jìn)行修正得到的。表3給出了機(jī)體及其各個噪聲源的感覺噪聲級的預(yù)測值，通過計算可知，機(jī)體在邊線噪聲適航審定測量點的有效感覺噪聲級為79.21EPNdB，而該型飛機(jī)在邊線的噪聲標(biāo)準(zhǔn)水平為93.6EPNdB，機(jī)體預(yù)測噪聲占飛機(jī)實際噪聲的84.63%。根據(jù)現(xiàn)代亞聲速民用運輸機(jī)的典型噪聲源分布結(jié)果可知，邊線機(jī)體噪聲占飛機(jī)總噪聲的83.33%，這與本文的計算結(jié)果相差1.3%，在可接受范圍之內(nèi)，因此該預(yù)測結(jié)果是有效的。

4.3機(jī)體噪聲的指向性

圖8給出了飛機(jī)在起飛過程中位于不同位置時機(jī)體噪聲源的噪聲輻射強(qiáng)度的變化曲線，其中極指向角為飛機(jī)飛行航跡與飛機(jī)中心到測量點之間的夾角。從圖中可以看出機(jī)體噪聲源具有明顯的指向性，當(dāng)極指向角小于50°時，主起落架是最大的噪聲源；而當(dāng)極指向角大于50°后，襟翼側(cè)緣是最大的噪聲源。

4.4機(jī)體噪聲的方位指向角

機(jī)體噪聲級是一個關(guān)于頻率、極指向角和方位指向角的函數(shù)，其中方位指向角表示飛機(jī)在測量點與航跡剖面垂直的平面內(nèi)的水平轉(zhuǎn)角。當(dāng)測量點位于跑道中心線時，方位指向角為0，而當(dāng)測量點位于邊線時，方位指向角與飛機(jī)所在的位置有關(guān)。圖9給出了測量點位于邊線一側(cè)時方位指向角隨極指向角的變化曲線，當(dāng)極指向角增大時，飛機(jī)沿著起飛航跡爬升，距離地面的高度增加，導(dǎo)致方位指向角逐漸減小。

5結(jié)論

利用本文建立的機(jī)體適航噪聲預(yù)測算法對某型民用飛機(jī)的機(jī)體邊線噪聲進(jìn)行了計算分析，通過預(yù)測結(jié)果可以得到以下結(jié)論：

（1）利用ANP數(shù)據(jù)庫提供的基本參數(shù)可以求出飛機(jī)的起飛剖面以及航跡數(shù)據(jù)。

（2）通過對ANP數(shù)據(jù)庫中的NPD數(shù)據(jù)做插值計算，可以得到飛機(jī)在起飛過程中任意位置處的噪聲級，并由此可以求出邊線上的最大噪聲級，進(jìn)而確定出邊線噪聲適航審定測量點的具體位置。

（3）通過與適航測量結(jié)果進(jìn)行對比，飛機(jī)機(jī)體邊線噪聲預(yù)測算法能夠較好地預(yù)測出實際情況。

（4）機(jī)體噪聲具有明顯的指向性，在邊線狀態(tài)下，襟翼側(cè)緣和主起落架是機(jī)體噪聲中最主要的噪聲源。

參考文獻(xiàn)

[1]Zhang Xin. Aircraft noise and its near field propagation computations[J]. Acta Mechanica Sinica，2012，28（4）：960-977.

[2]宋文萍，張浩馳，韓忠華.飛機(jī)機(jī)體噪聲預(yù)測方法概述[C]//大型飛機(jī)關(guān)鍵技術(shù)高層論壇暨中國航空學(xué)會2007年學(xué)術(shù)年會， 2007： 832-838. Song Wenping， Zhang Haochi， Han Zhonghua. Overview on prediction methods of airframe noise[C]// High Tech Forum for Key Technologies of Large Aircraft and Proceedings of 2007 Annual Meeting of China Aviation Society， 2007： 832-838. （in Chinese）

[3]陳海波.渦扇客機(jī)機(jī)體噪聲適航預(yù)計方法研究[J].科技創(chuàng)新導(dǎo)報， 2018， 15（27）： 12-13. Chen Haibo. Prediction method for airworthiness of turbofan airframe[J]. Science and Technology Innovation Herald， 2018， 15（27）： 12-13. （in Chinese）

[4]Fink M R. Airframe noise prediction method[R]. FAA-RD-77-29，1977.

[5]Lopes L V，Burley C L. Design of the next generation aircraft noise prediction program：ANOPP2[C]// 17th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference，2011：1-17.

[6]喬渭陽，許開富，武兆偉，等.大型客機(jī)起飛著陸過程噪聲輻射特性對比分析[J].航空學(xué)報， 2008（3）： 534-541. Qiao Weiyang， Xu Kaifu， Wu Zhaowei，et al. Noise radiation of large-scale commercial aircraft in take-off and landing[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2008（3）： 534-541. （in Chinese）

[7]喬渭陽， Ulf Miche.民用客機(jī)機(jī)體噪聲源聲學(xué)特性的試驗分析研究[C]//大型飛機(jī)關(guān)鍵技術(shù)高層論壇暨中國航空學(xué)會2007年學(xué)術(shù)年會， 2007： 10. Qiao Weiyang， Ulf Miche. Experimental analysis and research on acoustic characteristics of civil aircraft airframe noise source[C]// High Tech Forum for Key Technologies of Large Aircraft and Proceedings of 2007 Annual Meeting of China Aviation Society，2007： 10. （in Chinese）

[8]ECAC. CEAC Doc29 4thEdition Report on standard method of computing noise contours around civil airports，volume2：technical guide[S]. EU：ECAC.CEAC，2005.

[9]InternationalCivil AviationOrganization.Environmental protection：Volume I，Aircraft noise[S]. Quebec：ICAO，2014.

[10]FAA. Airport noise compatibility planning：federal aviation regulations part 150[S]. Washington：FAA，1985.

[11]ECAC.CEAC Doc29 3thEditionReport on standard method of computing noise contours around civil airports，Volume1：Applications guide[S]. EU：ECAC.CEAC，2005.

[12]閆國華，馬永康，陳佳棟.飛機(jī)進(jìn)近風(fēng)扇部件噪聲預(yù)測[J].航空科學(xué)技術(shù)， 2017， 28（10）： 45-49. Yan Guohua， Ma Yongkang， Chen Jiadong. Aircraft fan component noise prediction during approach process[J]. Aeronautical Science & Technology， 2017， 28（10）： 45-49. （in Chinese）

[13]European Aviation Safety Agency. Type-certificate date for noise[R]. EASA，2015.

[14]中國民用航空局.AC-36-AA-2008-04航空器型號和適航合格審定噪聲規(guī)定[S].北京：中國標(biāo)準(zhǔn)出版社， 2008. Civil Aviation Administration of China.AC-36-AA-2008-04 Noise regulation for aircraft types and airworthiness approval[S]. Beijing： Standards Press of China， 2008. （in Chinese）

[15]Golud R A，Hardy B，Yamamoto K，et al. Airframe noise sub-component definition and model[R]. NASA/CR-2004-213255，2004.

[16]Guo Y P. Empirical prediction of aircraft flap side edge noise[R]. NASA/CR NAS1-00086，2005.

[17]Guo Y P. Empirical prediction of aircraft landing gear noise[R]. NASA/CR-2005-213780，2005.

[18]Guo Y P. An improved landing gear noise prediction scheme[R]. NASA/CR NAS1-NNL04AA11B，2005.

[19]柴嘯.客機(jī)總體參數(shù)與發(fā)動機(jī)參數(shù)綜合優(yōu)化研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)， 2017. Chai Xiao. A study on integrated optimization of airframe and engine parameters in conceptual design of airliners[D]. Nanjing： Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， 2017. （in Chinese）

[20]American Association of Automotive Engineers. SAE ARP866B Standard values of atmospheric absorption as a function of temperature and humidity[S]. SAE International，2012.

[21]Putnam T W. TM-X-56033 Review of aircraft noise propagation[S]. NASA，1975.

[22]閆國華，孟麗莎.航空發(fā)動機(jī)燃燒室邊線噪聲預(yù)測方法[J].航空科學(xué)技術(shù)， 2018， 29（11）： 38-42. Yan Guohua， Meng Lisha. Prediction method of side-line noise inaero-enginecombustion[J].AeronauticalScience& Technology， 2018， 29（11）： 38-42. （in Chinese）

（責(zé)任編輯陳東曉）

作者簡介

閆國華（1964-）男，教授。主要研究方向：航空發(fā)動機(jī)噪聲適航審定。

李成晨（1996-）男，碩士研究生。主要研究方向：飛機(jī)噪聲適航審定。

Tel：18822129185E-mail：1292127528@qq.com

Research on Prediction Method of Airframe Lateral Noise of Civil Aircraft

Yan Guohua，Li Chengchen*

Civil Aviation University of China，Tianjin 300300，China

Abstract： With the wide application of high bypass ratio engine and the development of engine noise reduction technology， the proportion of airframe noise in total aircraft noise is increasing. In order to obtain the noise level of airframe in airworthiness condition quickly and directly， the airframe lateral noise is studied by means of noise prediction. Because the location of the measurement point of the lateral noise airworthiness certification is not fixed， the noise level of any point on the lateral can be obtained by interpolating the NPD data， and then the specific location of the point is determined. Then， combining flight path， a set of airframe noise prediction algorithm applied in the field of noise airworthiness certification is established by modifying and perfecting the Boeing method. Finally， an example is given to show that the algorithm can not only predict the airframe noise in the actual situation， but also intuitively reflect the directivity of the airframe noise， which is of great significance for the subsequent airframe noise reduction work and aircraft airworthiness certification.

Key Words： airframe noise； airworthiness condition； noise prediction； lateral noise airworthiness certification measurement point； Boeing method