基于平均飛行航跡的CCO減噪效用研究

王維，雷靜

(中國(guó)民航大學(xué)交通科學(xué)與工程學(xué)院，天津 300300)

0 引言

隨著民航運(yùn)輸業(yè)的快速發(fā)展，我國(guó)飛機(jī)噪聲污染問題越來越嚴(yán)重。近年來，因機(jī)場(chǎng)飛機(jī)噪聲引起的擾民糾紛屢有發(fā)生。目前，由于我國(guó)民航運(yùn)輸機(jī)主要為波音、空客系列，具有較好的噪聲適航性，從噪聲源(飛機(jī))進(jìn)一步降低噪聲的空間不大。而通過限制機(jī)場(chǎng)起降架次，雖可降低噪聲影響，但與機(jī)場(chǎng)航空業(yè)務(wù)量增長(zhǎng)的訴求相悖，也不利于機(jī)場(chǎng)航空運(yùn)輸價(jià)值的發(fā)揮。因此，通過改變飛機(jī)在機(jī)場(chǎng)的起、降方式來減少噪聲影響，一直是重要的研究方向。機(jī)場(chǎng)飛行程序的變更、優(yōu)化，具有周期短、易于實(shí)施的優(yōu)點(diǎn)。由于飛機(jī)的起飛噪聲大于著陸，因而本文主要對(duì)離場(chǎng)飛行程序—連續(xù)爬升運(yùn)行程序(Continuous Climb Operation,CCO)的減噪效用進(jìn)行研究。

國(guó)外從20世紀(jì)末就已開始飛行程序減噪研究。文獻(xiàn)[1]對(duì)機(jī)場(chǎng)降噪方法進(jìn)行梳理，給出的降噪方法包括：橫向航跡管理以及垂直剖面管理、速度和飛機(jī)外形管理，其中橫向航跡管理包括噪聲優(yōu)先航線、航跡分散/集中。針對(duì)離場(chǎng)程序，Visser等[2]建立了離場(chǎng)航線噪聲數(shù)值模型，以便進(jìn)行降噪程序優(yōu)化設(shè)計(jì)。Kreth[3]指出應(yīng)用新型減噪飛行程序有利于減少噪聲影響，分別對(duì)減噪程序的主要參數(shù)(高度、推力、斜距和襟翼設(shè)置)等變量進(jìn)行改變，分析飛機(jī)進(jìn)離場(chǎng)噪聲的影響因素，從而得到飛機(jī)降噪的新思路。在國(guó)內(nèi)的研究中，王超等[4]以減少飛行成本和降低離場(chǎng)程序噪聲影響為目標(biāo)，進(jìn)行了多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)研究；錢戈[5]以飛行程序經(jīng)濟(jì)性和簡(jiǎn)便性作為優(yōu)化目標(biāo)，以飛行程序安全性和噪聲影響為約束條件，建立了飛行程序多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)模型，并使用改進(jìn)的多目標(biāo)蟻群算法對(duì)模型進(jìn)行優(yōu)化求解。呂宗平等[6]提出了噪聲最優(yōu)航跡的概念，首先對(duì)不同航跡進(jìn)行航跡聚類，以噪聲最優(yōu)航跡指導(dǎo)飛行程優(yōu)化，為飛行程序設(shè)計(jì)與優(yōu)化提供理論依據(jù)。

但是，目前針對(duì)連續(xù)爬升運(yùn)行CCO特別是其減噪效用方面的研究尚少，開展相關(guān)研究對(duì)消減機(jī)場(chǎng)噪聲影響具有重要價(jià)值。

1 機(jī)場(chǎng)噪聲評(píng)價(jià)模型

1.1 飛機(jī)噪聲評(píng)價(jià)量

我國(guó)目前機(jī)場(chǎng)飛機(jī)噪聲評(píng)價(jià)量為國(guó)際民航組織(International Civil Aviation Organization,ICAO)推薦的計(jì)權(quán)等效連續(xù)感知噪聲級(jí)LWECPN，但美國(guó)、歐洲等多數(shù)國(guó)家采用晝夜等效聲級(jí)LDN或晝晚夜等效聲級(jí)LDEN。LWECPN雖可較好地反映噪聲對(duì)人的影響(基于噪度)，但指標(biāo)生僻，不便理解、測(cè)量和計(jì)算，只有少數(shù)國(guó)家使用。因此，我國(guó)在修訂國(guó)家機(jī)場(chǎng)噪聲標(biāo)準(zhǔn)(征求意見稿)時(shí)采用LDN取代了LWECPN。LDN的指標(biāo)原理與我國(guó)《聲環(huán)境質(zhì)量標(biāo)準(zhǔn)》相同，提高了機(jī)場(chǎng)噪聲標(biāo)準(zhǔn)與城市噪聲標(biāo)準(zhǔn)的相容性；使用LDN作為評(píng)價(jià)量，有利于學(xué)習(xí)借鑒其他國(guó)家在機(jī)場(chǎng)噪聲控制方面的經(jīng)驗(yàn)和成果。本文采用LDN作為機(jī)場(chǎng)飛機(jī)噪聲的評(píng)價(jià)量。

1.2 基于飛機(jī)NPD數(shù)據(jù)噪聲計(jì)算模型

1.2.1 單次飛行暴露聲級(jí)

單次飛行噪聲計(jì)算，首先應(yīng)確定飛機(jī)進(jìn)離場(chǎng)過程中預(yù)測(cè)點(diǎn)與飛行航跡的垂直距離即斜距，再基于某種飛機(jī)噪聲基本數(shù)據(jù)噪聲(Noise)-功率(Power)-距離(Distance)(NPD)進(jìn)行插值計(jì)算，最后根據(jù)實(shí)際飛行狀態(tài)修正得到單架飛機(jī)的暴露聲級(jí)。

(1)斜距計(jì)算

式中：R為預(yù)測(cè)點(diǎn)到飛行航跡的斜距；L為預(yù)測(cè)點(diǎn)與地面投影航跡的垂直距離；h為飛機(jī)與預(yù)測(cè)點(diǎn)的高差；γ為飛機(jī)的爬升角。

(2)NPD數(shù)據(jù)插值

NPD數(shù)據(jù)是假設(shè)飛機(jī)在理想狀態(tài)下平穩(wěn)飛行時(shí)，在特定機(jī)型、飛行狀態(tài)下，飛機(jī)噪聲級(jí)與發(fā)動(dòng)機(jī)推力、距離之間的函數(shù)。NPD數(shù)據(jù)根據(jù)飛機(jī)噪聲與性能數(shù)據(jù)庫(ANP)中的噪聲數(shù)據(jù)得到。

圖1 斜距計(jì)算示意圖Fig.1 Schematic diagram of slope distance calculation

①推力插值計(jì)算

②距離插值計(jì)算

通過推力插值與斜距插值可以得到所需距離和推力下的噪聲值。為了得到更準(zhǔn)確的噪聲值，還要進(jìn)行速度、側(cè)向衰減等方面的修正計(jì)算。

(3)噪聲修正計(jì)算

單架飛機(jī)的暴露聲級(jí)為

式中：LSE(F，R)為發(fā)動(dòng)機(jī)推力為F的飛機(jī)在與其斜距為R的地面預(yù)測(cè)點(diǎn)處的暴露聲級(jí)；Δv為速度修正因子；ΔL(β，L)為側(cè)向衰減修正因子。

1.2.2 預(yù)測(cè)點(diǎn)晝夜等效聲級(jí)

晝夜等效聲級(jí)是在單架次噪聲暴露聲級(jí)的基礎(chǔ)上，考慮了人們?cè)谝归g的噪聲敏感性，對(duì)夜間噪聲給予10倍的補(bǔ)償。計(jì)算公式為

式中：LSE，Avg為全天內(nèi)飛行活動(dòng)的平均暴露聲級(jí)；Nd為晝間(6:00～22:00)的飛行架次；Nn為夜間(22:00～次日6:00)的飛行架次。

平均暴露聲級(jí)LSE，Avg計(jì)算公式為

式中：LSEi為第i次飛行活動(dòng)的暴露聲級(jí)；N＇為一天內(nèi)所有飛行架次即晝間架次與夜間架次之和(Nd+Nn)。

1.3 噪聲影響分析工具

本文采用的飛機(jī)噪聲影響分析工具為綜合噪聲模型(Integrated Noise Model,INM)。INM是由美國(guó)聯(lián)邦航空局FAA支持開發(fā)的基于SAE AIR 1845算法的機(jī)場(chǎng)噪聲分析軟件[7]。軟件可根據(jù)飛機(jī)特定進(jìn)離場(chǎng)模式、推力設(shè)置、機(jī)場(chǎng)條件、聲源-接收者幾何關(guān)系和氣象參數(shù)等相關(guān)因素，借助噪聲-推力-距離(NPD)關(guān)系來計(jì)算飛機(jī)噪聲影響。INM綜合考慮了機(jī)場(chǎng)條件、飛機(jī)性能、機(jī)型組合、飛行架次、飛行路徑、飛行時(shí)段，是目前世界上機(jī)場(chǎng)噪聲分析應(yīng)用最廣的計(jì)算工具[8]。

2 平均飛行航跡和連續(xù)爬升運(yùn)行

2.1 平均飛行航跡

2.1.1 概念

航跡[9-10]是飛機(jī)的實(shí)際飛行軌跡，須遵循飛行程序。但是由于飛行員駕駛的行為習(xí)慣、駕駛水平不一，使得即使執(zhí)行同一飛行程序，實(shí)際航跡也會(huì)有所不同。在進(jìn)行飛機(jī)噪聲預(yù)測(cè)時(shí)，首先需要獲得飛機(jī)的航跡等相關(guān)信息。通常，都是使用標(biāo)稱航跡作為計(jì)算依據(jù)。但在實(shí)際飛行中，飛機(jī)的真實(shí)航跡與標(biāo)稱航跡往往差別大。為了保證航空噪聲預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確性，本文采用基于飛機(jī)性能統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)確定的平均飛行航跡，與飛機(jī)真實(shí)航跡相近，因而得到的噪聲預(yù)測(cè)結(jié)果更為準(zhǔn)確。

2.1.2 確定方法

平均飛行航跡與標(biāo)稱航跡計(jì)算的主要區(qū)別是爬升梯度和轉(zhuǎn)彎速度。

(1)轉(zhuǎn)彎半徑確定

①指示空速確定

標(biāo)稱航跡使用的速度一般基于安全考慮，預(yù)留了較大的空間，與真實(shí)速度往往有較大區(qū)別。為了保證噪聲預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確性，預(yù)測(cè)航跡要與飛機(jī)真實(shí)航跡盡量保持一致，特別對(duì)于離場(chǎng)轉(zhuǎn)彎程序，可以使用基于飛機(jī)性能的統(tǒng)計(jì)速度數(shù)據(jù)來確定平均飛行航跡。基于飛機(jī)性能的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)與飛機(jī)的真實(shí)飛行速度之間誤差更小，更有利于轉(zhuǎn)彎半徑確定的準(zhǔn)確性。平均飛行航跡使用的基于性能的統(tǒng)計(jì)速度數(shù)據(jù)如表1所示。

②真空速確定

真空速通常利用空速換算因子(K)進(jìn)行計(jì)算：真空速VTA=儀表速度VIA×空速轉(zhuǎn)換因子K。

③轉(zhuǎn)彎坡度確定

在指定高度轉(zhuǎn)彎時(shí)，不同高度轉(zhuǎn)彎要求的轉(zhuǎn)彎坡度角也不同，具體如下：使用15°的坡度直至高度為305 m(1 000 ft)；高于915 m(3 000 ft)時(shí)使用25°的坡度；為了避免不同的轉(zhuǎn)彎坡度對(duì)轉(zhuǎn)彎半徑的形成造成影響，在305 m(1 000 ft)-915 m(3 000 ft)之間使用20°的坡度；同樣也可根據(jù)表1得到。

表1 基于飛機(jī)性能的統(tǒng)計(jì)速度Table 1 Statistical speeds based on aircraft performance

④計(jì)算轉(zhuǎn)彎半徑

轉(zhuǎn)彎率以及轉(zhuǎn)彎半徑計(jì)算公式為

式中：R為轉(zhuǎn)彎率；v為真空速；α為轉(zhuǎn)彎坡度；r為轉(zhuǎn)彎半徑；π取3.141 6。

根據(jù)以上步驟進(jìn)行計(jì)算，可以利用離場(chǎng)航圖中的標(biāo)稱航跡數(shù)據(jù)得到平均飛行航跡的航跡信息，進(jìn)而利用INM進(jìn)行噪聲計(jì)算。

2.2 連續(xù)爬升運(yùn)行

根據(jù)ICAO文件DOC9993定義，連續(xù)爬升運(yùn)行(CCO)是一種飛機(jī)操作技術(shù)，基于空域設(shè)計(jì)、飛行程序設(shè)計(jì)和一定的空中交通管制放行許可，根據(jù)飛機(jī)性能優(yōu)化飛行剖面，使飛機(jī)能夠在整個(gè)爬升過程中以設(shè)定的最佳速度和發(fā)動(dòng)機(jī)推力達(dá)到初始巡航高度從而減少燃油消耗和污染物排放。雖然實(shí)行CCO的初始目的是通過飛行程序的優(yōu)化減少飛機(jī)在飛行過程中的燃油消耗和污染物排放，但事實(shí)上此舉對(duì)消減機(jī)場(chǎng)飛機(jī)噪聲影響也有一定效果[11]。CCO實(shí)施了飛行推力、高度的優(yōu)化，其與標(biāo)準(zhǔn)儀表離場(chǎng)程序(Standard Instrument Departure,SID)相比的剖面如圖2所示。

圖2 SID與CCO的飛行剖面Fig.2 Flight profiles for SID and CCO

由圖2中的飛行剖面可知，與SID相比，CCO減少了平飛階段，實(shí)現(xiàn)快速爬升，使噪聲源盡快升高，達(dá)到節(jié)能降噪的效果。

3 減噪效用評(píng)估分析

選取國(guó)內(nèi)某大型機(jī)場(chǎng)的主要離場(chǎng)方向，其主要機(jī)型為B737-700、B737-800、A320-211。下面利用INM分別對(duì)執(zhí)行SID程序和CCO程序的機(jī)場(chǎng)噪聲進(jìn)行預(yù)測(cè)計(jì)算。

3.1 噪聲影響面積

利用INM模型計(jì)算，分別得到標(biāo)準(zhǔn)儀表離場(chǎng)程序SID和連續(xù)爬升運(yùn)行程序CCO在不同噪聲級(jí)下的噪聲影響面積，如表2所示。

由表2可知，CCO與SID相比，在各聲級(jí)范圍均獲得明顯的減噪效果。LDN大于55，60，65，70，75，80，85 dB的影響區(qū)域面積分別減少 了 21.16%、 20.78%、 19.85%、 19.67%、25.70%、28.03%、23.47%。其中，LDN大于75，80，85 dB的影響區(qū)域面積減少較多，減噪效果尤為顯著。

表2 SID與CCO離場(chǎng)程序的噪聲影響面積對(duì)比Table 2 Comparison of the areas affected by noise in SID and CCO departure procedures

3.2 噪聲影響區(qū)域形狀

設(shè)置LDN在55～85 dB范圍內(nèi)，每間隔5 dB輸出一條噪聲等值線，SID程序和CCO程序的噪聲等值線結(jié)果如圖3和圖4所示。

圖3 SID程序噪聲等值線圖Fig.3 Noise contour map of SID departure procedure

圖4 CCO程序噪聲等值線圖Fig.4 Noise contour map of CCO departure procedure

比較可知，當(dāng)LDN<80 dB時(shí)，SID和CCO的噪聲等值線形狀相似，當(dāng)LDN>80 dB時(shí)，噪聲等值線發(fā)生了較大變化，CCO的高噪聲區(qū)域面積顯著減少。隨著飛行高度的增加，噪聲影響區(qū)域逐漸變大。

由圖2可知，相較于SID程序，CCO程序在離場(chǎng)加速爬升階段減少了飛機(jī)的平飛段，使飛機(jī)及時(shí)提高飛行高度，把地面噪聲盡快轉(zhuǎn)化為空中噪聲；同時(shí)執(zhí)行CCO程序時(shí)飛機(jī)在爬升中采用低阻力構(gòu)形和低發(fā)動(dòng)機(jī)推力等設(shè)置，使飛機(jī)在氣動(dòng)性能和發(fā)動(dòng)機(jī)性能等方面也盡可能減少噪聲影響。

4 結(jié)論

本文通過研究得到以下幾個(gè)結(jié)論：

(1)飛機(jī)實(shí)施CCO是一種有效的機(jī)場(chǎng)運(yùn)行減噪措施，能在不限制機(jī)場(chǎng)飛機(jī)運(yùn)行架次情況下消減機(jī)場(chǎng)飛機(jī)噪聲影響。

(2)CCO與SID相比，在各聲級(jí)范圍均獲得明顯的減噪效果。LDN大于55，60，65，70，75，80，85 dB的影響區(qū)域面積分別減少了21.16%、20.78%、19.85%、19.67%、25.70%、28.03%和23.47%。

(3)對(duì)于高噪聲影響區(qū)域(LDN大于75，80，85 dB)CCO的減噪效果更好。

(4)CCO的減噪效果主要源于飛機(jī)及時(shí)提高飛行高度，把地面噪聲盡早轉(zhuǎn)化為空中噪聲；以及飛機(jī)在爬升中采用低阻力構(gòu)形和低發(fā)動(dòng)機(jī)推力設(shè)置。

(5)國(guó)內(nèi)已有部分機(jī)場(chǎng)實(shí)施CCO運(yùn)行，安全性已得到驗(yàn)證，因此具有噪聲困擾的民用機(jī)場(chǎng)可考慮推廣使用。