機翼屏蔽對航空發(fā)動機噪聲預(yù)測的影響分析

閆國華，王璽臻

(1. 中國民航大學(xué)基礎(chǔ)實驗中心，天津 300300；2. 中國民航大學(xué)航空工程學(xué)院，天津 300300)

0 引 言

隨著航空運輸業(yè)的發(fā)展，對機場噪聲的限制及美國聯(lián)邦航空管理局(Federal Aviation Administration, FAA)等國際組織推動的第五階段更嚴(yán)格的噪聲適航規(guī)章，飛機噪聲已成為各國專家學(xué)者關(guān)注的重點問題之一[1]。飛機噪聲可分為機體噪聲及推進(jìn)噪聲，其中推進(jìn)噪聲，即發(fā)動機整機噪聲占據(jù)了其中的大部分，包括風(fēng)扇、燃燒室、渦輪等的噪聲和噴氣噪聲。大涵道比渦扇發(fā)動機的應(yīng)用顯著降低了噴氣噪聲在整機噪聲中的占比，但同時增大了風(fēng)扇噪聲水平，為了進(jìn)一步降低發(fā)動機的噪聲影響，美國國家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration, NASA)于ANOPP2中提出基于噪聲屏蔽效應(yīng)的翼身融合飛機設(shè)計方案，利用機翼屏蔽對風(fēng)扇噪聲進(jìn)行削弱[2]。

AANOPP2并非是屏蔽效應(yīng)首次應(yīng)用于噪聲控制，在過去的研究中，Marks等[3]針對在機翼上方安裝發(fā)動機的聲屏蔽水平進(jìn)行了研究，應(yīng)用兩種建模方法來預(yù)測錐形機翼的噪聲屏蔽，并將其應(yīng)用于不同的機翼設(shè)計中。Campos等[4]則通過惠更斯-菲涅爾原理，引入噪聲源和噪聲屏蔽裝置，計算發(fā)動機噪聲屏蔽系數(shù)，以噪聲頻譜的形式表現(xiàn)發(fā)動機相對于機翼的位置對飛機噪聲的影響。姚榮楠等[5]通過搭建機身屏蔽效應(yīng)試驗臺，進(jìn)行了翼身融合(Blended Wing Body, BWB)客機機身噪聲屏蔽的實驗測量。在實際應(yīng)用中，大多是支線飛機、公務(wù)機等，例如國產(chǎn)支線飛機ARJ21-700，其尾掛發(fā)動機的設(shè)計方式使其對發(fā)動機噪聲具備一定的噪聲屏蔽能力，如果在設(shè)計之初就對屏蔽效應(yīng)進(jìn)行評估，將有效降低噪聲控制的研發(fā)成本和風(fēng)險。

本文基于聲屏障插入損失原理，分析了飛機機翼對航空發(fā)動機風(fēng)扇噪聲的屏蔽影響。飛機在飛行過程中噪聲傳播路徑和機翼的相對位置是不斷變化的，為了實現(xiàn)對機翼屏蔽效應(yīng)的動態(tài)評估，結(jié)合Heidmann風(fēng)扇噪聲預(yù)測模型、ANP數(shù)據(jù)庫飛行航跡等，提出了一套對機翼屏蔽效應(yīng)的數(shù)學(xué)建模方法，最終通過計算分析，驗證了方法的可行性與準(zhǔn)確性。

1 噪聲屏蔽

1.1 概 述

20世紀(jì)70年代，一款名為VFW614的先進(jìn)設(shè)計飛機將發(fā)動機安裝在了機艙上方，使機翼對發(fā)動機噪聲進(jìn)行了有效屏蔽，盡管這架飛機僅停留在原型階段，沒有得到廣泛使用，但這種隔音設(shè)計的理念卻保留了下來，VFW614的機身設(shè)計如圖1所示。為了應(yīng)對未來愈發(fā)嚴(yán)格的飛機噪聲要求，NASA研究人員Rizzi和Aumann等提出了混合翼身的概念飛機，這是一種非傳統(tǒng)飛機設(shè)計理念，同樣采用將發(fā)動機安裝在機身頂部的設(shè)計方案，他們通過對設(shè)計模型的音頻信號預(yù)測合成，得到機翼屏蔽對發(fā)動機噪聲的影響曲線，驗證了機翼屏蔽效應(yīng)的先進(jìn)性[6]。

圖1 VFW614飛機三視圖Fig.1 Three views of VFW614

噪聲的波動過程遵循惠更斯-菲涅耳原理，在如VFW614這類特殊機型風(fēng)扇噪聲的傳播過程中，機翼將對噪聲持續(xù)造成損耗，部分聲波會繞過機翼繼續(xù)行進(jìn)，產(chǎn)生聲衍射，這一過程體現(xiàn)在起飛、邊線或進(jìn)場階段就是機翼屏蔽效應(yīng)。量化機翼屏蔽效應(yīng)的影響，就是對發(fā)動機噪聲傳播過程受機翼影響的插入損失進(jìn)行計算。平面、障礙物或狹窄縫隙對聲音傳播的影響可以通過以下方法進(jìn)行研究，包括衍射、散射、傅里葉和菲涅耳方法。求解精確形式的衍射方程需要計算其邊界條件的聲波方程，例如厚板、周期陣列、圓柱體和圓環(huán)等的衍射。散射方法則需指定反射和透射系數(shù)，適用于管結(jié)、阻抗和抗剪層，包括多重散射等情況。傅里葉方法使用傅里葉輻射積分中的壓力分布計算，如湍流剪切層和隨機壁襯里對聲場的影響。菲涅耳方法用噪聲源的分布表示聲輻射[4]，最適用于本文對航空發(fā)動機噪聲的計算，并且具有建模方式簡潔的優(yōu)點，將作為本文計算噪聲衰減的核心方法。

1.2 屏蔽建模實現(xiàn)流程

噪聲屏蔽效果計算流程如圖2所示，本文對屏蔽效應(yīng)的計算過程分為三個部分：(1) 噪聲屏蔽的建模計算；(2) 風(fēng)扇噪聲預(yù)測；(3) 噪聲屏蔽的影響分析。首先，選取所研究的飛機機型，對于不同設(shè)計、尺寸的飛機，機翼屏蔽效應(yīng)的表現(xiàn)具有明顯的差異，本文所選取的研究對象為尾掛CF34-10A型發(fā)動機的ARJ21-700；然后，分別計算飛行航跡、機翼尺寸和發(fā)動機安裝位置等參數(shù)，用于建立噪聲源并進(jìn)行機翼屏蔽的建模分析，并將CF34-10A發(fā)動機的風(fēng)扇設(shè)計參數(shù)輸入Heidmann噪聲預(yù)測算法，預(yù)測風(fēng)扇噪聲數(shù)值；最后，將預(yù)測風(fēng)扇噪聲與機翼屏蔽結(jié)果相結(jié)合，分析機翼屏蔽效應(yīng)的影響。

圖2 噪聲屏蔽效果計算流程Fig.2 Flow chart for calculation of noise shielding effect

1.3 機翼屏蔽算法模型

噪聲屏蔽效應(yīng)主要表現(xiàn)為機翼對發(fā)動機噪聲水平的影響，本文屏蔽模型基于Lieber等[7]聲屏障插入損失算法。首先，以局部坐標(biāo)系描述機翼位置，此時的坐標(biāo)系原點位于發(fā)動機進(jìn)氣口中心(點E)，如圖 3所示。同時，選取機翼根部前緣(Root Leading Edge, RLE)、根部后緣(Root Trailing Edge,RTE)、翼尖前緣(Tip Leading Edge, TLE)和翼尖后緣(Tip Trailing Edge, TTE)相對于發(fā)動機進(jìn)氣口E的位置坐標(biāo)。然后，將點E和機翼各坐標(biāo)轉(zhuǎn)換為與地面觀測點(點 O)一致的全局坐標(biāo)系。轉(zhuǎn)換過程必須考慮在不同方向角(E、O連線與發(fā)動機軸線xE的夾角θ)的飛機姿態(tài)和位置，此時點E坐標(biāo)即為全局坐標(biāo)系下所計算的噪聲源位置。

圖3 基于全局坐標(biāo)系的機翼屏蔽算法中關(guān)鍵點位置示意圖Fig.3 Schematic diagram of key point location in the wing shielding modeling algorithm based on global coordinate system

首先，分別確定全局坐標(biāo)系下屏蔽算法所需計算點的坐標(biāo)，分別為發(fā)動機進(jìn)氣口中心(點E)：xE、yE、zE；直接聲場與機翼交點(點I)：xI、yI、zI；機翼根部前緣：xRLE、yRLE、zRLE；機翼根部后緣：xRTE、yRTE、zRTE；機翼翼尖前緣：xTLE、yTLE、zTLE；機翼翼尖后緣：xTTE、yTTE、zTTE；通過以上坐標(biāo)確定發(fā)動機與機翼的位置關(guān)系后，就可以計算噪聲源的直接聲場傳播路徑(E、O連線)與機翼平面的位置關(guān)系。當(dāng) E、O連線與機翼平面(RTE，RLE，TLE，TTE)具有交點I時，表示機翼將對發(fā)動機風(fēng)扇噪聲產(chǎn)生屏蔽效應(yīng)，圖3顯示了E、O連線和機翼平面交點(點I)的位置。交點的坐標(biāo)(xI，yI和zI)的計算方程組為[7]

求解交點I的坐標(biāo)之后，必須確定每條機翼邊緣上(RLE-TLE，RTE-TTE，TTE-TLE)最接近點 I的點WLE、WTE和WTIP，如圖 4所示，它們是點 I與機翼邊緣垂線與機翼的交點。

圖4 機翼邊緣上三W點位置Fig.4 Positions of three W points on wing edges

這些點的三維坐標(biāo)分別通過如下方程組求解，以點WLE的x、y和z軸坐標(biāo)計算為例[7]：

(1) 因I、W垂直于機翼邊緣，則令I(lǐng)、W向量和機翼邊緣向量的內(nèi)積為零，建立的坐標(biāo)方程式為

(2) 因點W位于機翼邊緣上，故其坐標(biāo)滿足代表機翼邊緣的直線的兩點方程為

得到點WLE、WTE和WTIP的坐標(biāo)后，即可確定在任意飛行位置，直接聲場與機翼平面的交點I是否位于機翼的邊界內(nèi)。如果它在機翼之外，則不存在機翼對噪聲屏蔽的影響。反之，如果點I位于機翼表面，就可以計算聲程差來確定機翼影響下的插入損失，此時點WLE、WTE和WTIP分別表示噪聲衍射路徑與機翼邊緣的交點。

當(dāng)點I位于機翼邊界內(nèi)時，可確定由于聲屏障插入損失產(chǎn)生的噪聲衰減。直接聲場和衍射聲場的路徑如圖5所示。對于每條衍射路徑，需要計算如下三段距離：

圖5 直接聲場和衍射聲場的路徑Fig.5 Propagation paths of direct and diffractive sound fields

(1) 聲源到觀測點的直線距離(從點 E到點 O)為dEO，單位m；

(2) 聲源到機翼邊緣點的距離(從點 E到點 W)為dEW，單位m；

(3) 機翼邊緣點到觀測點的距離(從點 W 到點O)為dWO，單位m。

將這三段距離代入式(7)，可以得出噪聲傳播過程中直接聲場和衍射聲場之間的聲程差[7]：

當(dāng)點I位于機翼邊界內(nèi)時，δ＞ 0 ；當(dāng)點I位于機翼邊緣時，δ=0；而當(dāng)點I超出機翼表面時，δ＜ 0 。根據(jù)聲程差，可以計算菲涅耳數(shù)N[7]：

式中：fi表示 1/3倍頻程的中心頻率(單位 Hz)，c表示自由場聲速(單位 m·s-1)。然后，針對每個 1/3倍頻程中心頻率，代入菲涅耳數(shù)N計算衰減方程，表達(dá)式為[7]

在此模型中，考慮了圍繞多段機翼邊緣(前緣、后緣、機尖)的衍射。根據(jù)聲波繞射理論，經(jīng)翼尖和兩條翼緣的聲波，其傳達(dá)至邊線測點的聲壓為三條路徑繞射聲的疊加，為了從三條衍射邊緣的疊加中獲得等效的總衰減，可以將任意頻率處的總插入損失計算如下[7]：

其中，Ak表示三條聲波衍射路徑的噪聲衰減，即過機翼前緣、過機翼后緣以及過機翼翼尖。ATOT即為1/3倍頻程中心頻率上噪聲屏蔽效應(yīng)的插入損失(單位dB)。

2 噪聲源

為了動態(tài)評估噪聲屏蔽效應(yīng)在飛行階段的影響，首先基于 ANP數(shù)據(jù)庫繪制飛行航跡，在航跡上建立飛行中的噪聲源，從而計算不同方向角上噪聲衰減數(shù)據(jù)，得到屏蔽效應(yīng)對飛行噪聲的影響[8-9]。盡管這種方法可以完整評估噪聲屏蔽的影響，但計算量過于龐大。事實上，機翼屏蔽效應(yīng)只存在于飛行的某一階段，并不會影響整個飛行過程，因此需要對所求噪聲源坐標(biāo)進(jìn)行后處理，選取計算量適中并且具有代表性的噪聲屏蔽計算點。

本文的研究對象為安裝 CF34-10A發(fā)動機的ARJ-700支線客機，研究狀態(tài)為起飛階段，地面觀測點選取CCAR36部中適航噪聲審定點，即距滑跑起點6 500 m位置。因ANP數(shù)據(jù)庫中尚無此機型的相關(guān)數(shù)據(jù)，故選用性能與其相近、吊裝CF34-10E的EMB190客機飛行數(shù)據(jù)作為代替，兩款發(fā)動機設(shè)計與性能參數(shù)對比如表1所示。選取ANP 數(shù)據(jù)庫中EMB190航跡計算所需的噪聲評估數(shù)據(jù)，求得起飛航跡與噪聲點選取如圖6所示。

表1 CF34-10A與CF34-10E發(fā)動機參數(shù)Table 1 Engine parameters of CF34-10A and CF34-10E

圖6 起飛航跡上噪聲源點Fig.6 Virtual sound source points on take-off path

如圖6中所示，航跡上的點代表噪聲源點，選取方式為：首先選取起飛過程噪聲傳播方向角15°～170°的航跡范圍，即圖中實線范圍，然后以5°為間隔將方向角拆分，獲得32條(包括15°與170°)連線，即圖中虛線，連線與航跡交點即為噪聲源點，聲源與地面觀測點的連線即為直接噪聲的傳播路徑。部分噪聲源的坐標(biāo)數(shù)值如表2所示。

表2 部分噪聲源點的坐標(biāo)Table 2 Coordinates of partial virtual sound source points

3 噪聲預(yù)測

3.1 合成預(yù)處理

噪聲屏蔽效應(yīng)對發(fā)動機噪聲的主要影響體現(xiàn)在風(fēng)扇噪聲上，根據(jù) Lieber等[7]的研究，如ARJ21-700這類尾掛發(fā)動機的飛機設(shè)計方式對風(fēng)扇前傳噪聲具有明顯的屏蔽效應(yīng)，因此選用在風(fēng)扇噪聲預(yù)測方面具備良好普適性的Heidmann預(yù)測方法。

盡管經(jīng)驗預(yù)測算法具有所需計算資源低、精度較高的優(yōu)勢，但其經(jīng)驗特性具有一定弊端，例如對某些類型的發(fā)動機或者在特殊飛行狀態(tài)下的風(fēng)扇噪聲預(yù)測結(jié)果并不準(zhǔn)確，表現(xiàn)為前傳和后傳寬頻噪聲在較小程度上超過預(yù)期水平。為了實現(xiàn)對本文計算噪聲更精確的預(yù)測，應(yīng)用Heidmann方法針對小型渦扇發(fā)動機的更新模型[11]。

在標(biāo)準(zhǔn)日海平面條件下，Heidmann對小發(fā)動機的噪聲預(yù)測聲壓級計算通式為[11]

式中，ΔT*為空氣流過風(fēng)扇后的總溫升，為總溫升的參考值，一般為 0.555 K，為風(fēng)扇進(jìn)口空氣質(zhì)量流量，為質(zhì)量流量參考值，一般為0.453 kg·s-1，F(xiàn)1是風(fēng)扇葉尖設(shè)計馬赫數(shù)Mad和風(fēng)扇葉尖相對馬赫數(shù)MaR的聲源強度函數(shù)，F(xiàn)2為轉(zhuǎn)靜子葉片間距S*的聲源強度函數(shù)，C為進(jìn)口導(dǎo)向葉片修正系數(shù)，D(θ)為方向修正函數(shù)，與預(yù)測點和聲源相對位置夾角θ有關(guān)，S(η)為1/3倍頻程下的頻譜函數(shù)，與頻率系數(shù)η有關(guān)。根據(jù)式(11)，分別計算進(jìn)口寬頻噪聲、進(jìn)口離散單音噪聲、進(jìn)口組合單音噪聲、出口寬頻噪聲和出口離散單音噪聲這五部分的預(yù)測聲壓級，然后進(jìn)行整合得到總聲壓級。該預(yù)測方法將噪聲源組合為一個單一的1/3倍頻程譜，作為指向角的函數(shù)。使用以下公式將5個部分的聲壓級(LSPr)從標(biāo)準(zhǔn)日海平面條件調(diào)整為預(yù)測環(huán)境條件[11]：

3.2 預(yù)測風(fēng)扇噪聲聲壓級計算

一般情況下，要進(jìn)行風(fēng)扇噪聲預(yù)測，共需要計算五部分的噪聲分量，包括前傳寬頻、前傳離散單音、前傳組合單音、后傳寬頻、后傳離散單音。因機翼屏蔽效應(yīng)僅對前傳噪聲具有顯著影響，故省略風(fēng)扇后傳噪聲的計算結(jié)果分析。所計算 CF34-10A型發(fā)動機在地面試車狀態(tài)下的轉(zhuǎn)速為3 600 r·min-1，輸入噪聲預(yù)測所需參數(shù)如表3、4、5所示。

表3 環(huán)境參數(shù)表Table 3 Environmental parameter

表4 風(fēng)扇幾何參數(shù)表Table 4 Fan geometric parameters

表5 風(fēng)扇性能參數(shù)表Table 5 Fan performance parameters

此處所計算噪聲為未衰減的風(fēng)扇前傳噪聲，前傳噪聲分為寬頻噪聲、離散單音噪聲與組合單音噪聲，因風(fēng)扇轉(zhuǎn)速為 3 600 r·min-1，風(fēng)扇轉(zhuǎn)子相對葉尖馬赫數(shù)未超過臨界值，不產(chǎn)生組合單音噪聲。風(fēng)扇前傳寬頻及離散單音噪聲聲壓云圖如圖 7、8所示，它們具有明顯的噪聲特性：前傳寬頻噪聲在發(fā)動機風(fēng)扇附近的觀測范圍內(nèi)(方向角θ＜50°)噪聲數(shù)值較高，而隨著θ角度變大(觀測范圍由發(fā)動機前部移動至尾部)，噪聲的大小也在明顯降低，對寬頻噪聲，聲壓級最大的部分位于θ較小的中頻范圍(1 000～2 500 Hz)，隨著角度增大、頻率向低頻或高頻移動，聲壓級在噪聲等值線中呈現(xiàn)類似山峰函數(shù)的環(huán)形下降趨勢，這是Heidmann噪聲預(yù)測算法頻譜修正函數(shù)和方向性修正函數(shù)的共同影響結(jié)果。風(fēng)扇離散單音噪聲與風(fēng)扇葉片基本通過頻率有關(guān)，出現(xiàn)在葉片基本通過頻率及其倍頻處，在當(dāng)前轉(zhuǎn)速下風(fēng)扇葉片基本通過頻率為 1020 Hz，對應(yīng)于 1/3倍頻程中1 000 Hz中心頻率，其倍頻分別對應(yīng)于1/3倍頻程中2 000、4 000、5 000、8 000和1 0000 Hz中心頻率，因此風(fēng)扇離散單音噪聲也僅出現(xiàn)在這些特定頻率上，如圖8所示。

圖7 風(fēng)扇前傳寬頻噪聲聲壓云圖Fig.7 Nephogram of fan forward broadband noise level

圖8 風(fēng)扇前傳單音噪聲聲壓云圖Fig.8 Nephogram of fan forward monotone noise level

4 噪聲屏蔽計算分析

本文研究對象 ARJ21-700采用尾掛發(fā)動機設(shè)計，發(fā)動機前傳噪聲源位于機翼后緣的后方，因此，機翼的屏蔽效應(yīng)造成的衰減一般會出現(xiàn)在方向角較小范圍內(nèi)。

4.1 聲壓級屏蔽分析

本節(jié)對噪聲屏蔽數(shù)據(jù)進(jìn)行建模分析，繪制屏蔽效應(yīng)的圖像，然后結(jié)合噪聲屏蔽與風(fēng)扇預(yù)測噪聲的結(jié)果進(jìn)行對比分析。ARJ21-700部分機翼尺寸參數(shù)如表6所示。

表6 ARJ21-700部分尺寸參數(shù)表Table 6 Partial size parameters of ARJ21-700

將航跡圖上建模所得噪聲源的全局坐標(biāo)表2與ARJ21-700飛機尺寸參數(shù)結(jié)合，代入1.3節(jié)機翼噪聲屏蔽計算方程，可以得到在方向角 15°～170°區(qū)間、間隔5°的32個噪聲源點上發(fā)動機進(jìn)口、起飛觀測點以及機翼前緣、后緣等的坐標(biāo)，根據(jù)這些坐標(biāo)可繪制出此范圍內(nèi)噪聲源至觀測點傳播路徑圖，如圖9所示。

圖9 x-y平面上直接聲場和衍射聲場的傳播路徑Fig.9 Propagation paths of direct and diffractive sound field in x-y plane

根據(jù)式(7)～(9)，計算出存在屏蔽效應(yīng)的方向角及屏蔽數(shù)值，最終確定在方向角15°～40°范圍內(nèi)，機翼對前傳噪聲具有屏蔽效應(yīng)。

15°～40°方向角下噪聲頻域曲線如圖10所示，其中，當(dāng)方向角達(dá)到 40°時候，機翼已不再對風(fēng)扇前傳噪聲具有屏蔽效應(yīng)，當(dāng)噪聲源的方向角為 20°時，機翼屏蔽的聲壓級的衰減值最大。

圖10 方向角為15°～35°的風(fēng)扇前傳噪聲級衰減曲線Fig.10 Attenuation curve of fan forward noise level at the direction angle 15° to 35°

結(jié)合所求噪聲屏蔽數(shù)據(jù)與風(fēng)扇噪聲預(yù)測結(jié)果，繪制15°～40°范圍內(nèi)噪聲屏蔽對前傳噪聲預(yù)測數(shù)值的影響曲線，如圖 11所示，在不同方向角下機翼對前傳噪聲的屏蔽表現(xiàn)有所不同，但它們的共同特征為：1/3倍頻程中心頻率越大，機翼屏蔽效應(yīng)越明顯。

圖11 機翼屏蔽對不同方向角預(yù)測的風(fēng)扇前傳噪聲級的衰減曲線的影響Fig.11 Effects of wing shielding on attenuation curves of the predicted fan forward noise level at different direction angles

上述研究結(jié)果確定了起飛階段機翼屏蔽效應(yīng)的主要影響區(qū)間，即方向角15°～35°。為了對屏蔽效應(yīng)更確切地評估，在此區(qū)間內(nèi)再次取點，以 1°為間隔，在方向角15°～35°間共取21個噪聲源點，并將坐標(biāo)代回屏蔽計算模型，繪制屏蔽效應(yīng)聲壓級云圖，如圖12所示。由圖12可以明顯看出，隨著直接聲場的路徑從機翼前緣移動至機翼后緣，噪聲屏蔽效應(yīng)呈先增大后減小的趨勢。在方向角為 20°時，最大屏蔽聲壓級可達(dá)到17.78 dB，該角度即為此機型在起飛時的最大衰減角，此時，直接聲場與機翼平面的交點I應(yīng)位于機翼平面的中心位置。

圖12 風(fēng)扇前傳噪聲的機翼屏蔽效應(yīng)云圖Fig.12 Nephogram of wing shielding effect on fan forward noise level

4.2 感覺噪聲級屏蔽分析

聲壓級可以評估不同方向角下飛機噪聲的影響，但人們對飛機噪聲所感覺到的煩惱程度則需要對聲壓級進(jìn)行換算處理，計算由CCAR36部規(guī)定的有效感覺噪聲級(Tone-Corrected Perceived Noise Level, PNLT)，評估屏蔽效應(yīng)對純音修正感覺噪聲級的影響，如圖 13所示。機翼屏蔽的引入降低了風(fēng)扇前傳噪聲，從而降低飛機的總體噪聲。

圖13中，在方向角15°～55°范圍內(nèi)，每隔0.5 s取點計算感覺噪聲級，可以看出，初期噪聲屏蔽較為顯著，屏蔽數(shù)值呈先增大后減小的趨勢，最大衰減為10.17 dB。后續(xù)噪聲屏蔽效應(yīng)迅速銳減，其影響變得非常小。

圖13 屏蔽效應(yīng)對預(yù)測的風(fēng)扇前傳噪聲影響的PNLT曲線Fig.13 PNLT curves of wing shielding effect on predicted fan forward noise

由適航審定數(shù)據(jù)，ARJ21在起飛階段審定有效感覺噪聲級為81.1 dB，結(jié)合過去部分文獻(xiàn)結(jié)果起飛階段風(fēng)扇與飛機有效感覺噪聲級相差約 4 dB[10]。故 ARJ21 起飛階段風(fēng)扇有效感覺噪聲級約為77.1 dB，將機翼屏蔽衰減值與預(yù)測風(fēng)扇噪聲結(jié)合，根據(jù) CCAR36部適航規(guī)章將預(yù)測風(fēng)扇噪聲換算至有效感覺噪聲級，如表7所示。

如表7所示，計算屏蔽效應(yīng)后預(yù)測風(fēng)扇噪聲有效感覺噪聲級降低了2.4dB，使預(yù)測結(jié)果的精度有所提高，誤差降低了3.11%。

表7 屏蔽效應(yīng)對有效感覺噪聲級的影響Table 7 Influence of shielding effect on PNLT

5 結(jié) 論

本文提出了一種建立噪聲源進(jìn)行噪聲計算的方法，運用Matlab數(shù)學(xué)計算軟件，結(jié)合Heidmann風(fēng)扇噪聲預(yù)測算法和 ANP航跡繪制，實現(xiàn)了飛行過程中機翼對發(fā)動機風(fēng)扇前傳噪聲屏蔽的動態(tài)建模，通過本文的研究，得出以下結(jié)論：

(1) 通過對噪聲屏蔽模型的算法實現(xiàn)，可以將屏蔽算法與Heidmann風(fēng)扇噪聲預(yù)測算法相結(jié)合，計算發(fā)動機與機翼安裝位置引起的風(fēng)扇前傳噪聲的衰減，并應(yīng)用到起飛噪聲計算中。本文計算方法具有普適性，可以結(jié)合不同飛行階段，對飛機進(jìn)場、邊線噪聲屏蔽效應(yīng)進(jìn)行預(yù)測。

(2) 對于不同噪聲源，噪聲屏蔽效應(yīng)的數(shù)值表現(xiàn)各不相同，但衰減曲線具有共同的特征：噪聲頻率越高，屏蔽效應(yīng)越明顯。在最大衰減方向角 20°上，機翼屏蔽效應(yīng)對高頻噪聲聲壓級的衰減最高可達(dá)到17.72 dB，將衰減前后前傳噪聲聲壓級換算至感覺噪聲級，最大衰減值為8.75 dB。可以看出，機翼屏蔽對風(fēng)扇前傳噪聲的影響非常顯著。將屏蔽效應(yīng)結(jié)合風(fēng)扇噪聲預(yù)測，在起飛階段，通過引入機翼屏蔽效應(yīng)，使預(yù)測風(fēng)扇噪聲有效感覺噪聲級降低了2.4 dB，降低了預(yù)測誤差，從而看出機翼屏蔽對風(fēng)扇噪聲預(yù)測的優(yōu)化能力。

(3) ARJ21-700起飛階段的機翼噪聲屏蔽全過程呈現(xiàn)，隨著噪聲源方向角由小向大移動，機翼屏蔽效應(yīng)于15°開始出現(xiàn)，在35°后逐漸消失，其中，在20°附近屏蔽效應(yīng)達(dá)到最大值，這一過程代表風(fēng)扇前傳噪聲路徑從機翼前緣移動至機翼后緣的過程，可以合理推測，在噪聲屏蔽最大值處，風(fēng)扇前傳噪聲傳播路徑與機翼交點應(yīng)位于機翼中心位置。針對不同機型的不同飛行階段，屏蔽效應(yīng)的影響應(yīng)具有不同的表現(xiàn)，這也是后續(xù)需進(jìn)行深入研究的方向。