渦槳飛機(jī)氣動(dòng)噪聲的預(yù)估方法

王天波,夏冰,杜晨曦,丁亞修

(中航西飛民用飛機(jī)有限責(zé)任公司,西安 710089)

由于其良好的經(jīng)濟(jì)性與起降性能,渦槳飛機(jī)在軍民用飛機(jī)市場(chǎng)有著重要地位[1-2]。相對(duì)于渦扇飛機(jī),渦槳飛機(jī)的螺旋槳直接暴露在空氣中,所產(chǎn)生的強(qiáng)烈噪聲將傳播到遠(yuǎn)場(chǎng)以及機(jī)體表面,導(dǎo)致相對(duì)于渦扇飛機(jī)更嚴(yán)重的噪聲問題[3]。隨著國(guó)際民航組織、中國(guó)民航局等不斷持續(xù)提高適航噪聲標(biāo)準(zhǔn),降低渦槳飛機(jī)氣動(dòng)噪聲已經(jīng)成為其設(shè)計(jì)的關(guān)鍵問題[4]。各國(guó)對(duì)航空器噪聲的要求越來越嚴(yán)格,現(xiàn)有所有型號(hào)的民用航空器都必須滿足制造國(guó)以及國(guó)際民用航空組織(International Civil Aviation Organization,ICAO)的噪聲限值。而準(zhǔn)確預(yù)估渦槳飛機(jī)噪聲特性,對(duì)于開展飛機(jī)低噪聲設(shè)計(jì)、確保其環(huán)保性以及舒適性有著重要意義[5]。

螺旋槳、增升裝置與起落架是渦槳飛機(jī)最主要的噪聲源,準(zhǔn)確預(yù)測(cè)這三個(gè)噪聲源的噪聲特性是渦槳飛機(jī)噪聲預(yù)測(cè)前提。另一個(gè)需要引起重視的是機(jī)體對(duì)螺旋槳噪聲的散射。由于螺旋槳距離機(jī)艙很近,其槳尖距離機(jī)艙表面往往不足1 m,機(jī)艙表面將對(duì)螺旋槳噪聲產(chǎn)生強(qiáng)烈的散射,進(jìn)而顯著影響螺旋槳噪聲在近場(chǎng)與遠(yuǎn)場(chǎng)的分布。因此,要準(zhǔn)確預(yù)測(cè)渦槳飛機(jī)噪聲特性,必須考慮機(jī)體對(duì)螺旋槳噪聲的散射。

基于氣動(dòng)聲學(xué)基礎(chǔ)理論的飛機(jī)氣動(dòng)噪聲工程預(yù)估方法是飛機(jī)低噪聲設(shè)計(jì)的重要工具。歐美國(guó)家基于其豐富的氣動(dòng)噪聲試驗(yàn)數(shù)據(jù),結(jié)合深入的發(fā)聲機(jī)理研究,發(fā)展了各自的預(yù)估方法。較有名的有歐洲的工程科學(xué)數(shù)據(jù)集(engineering sciences data unit,ESDU)噪聲預(yù)估系列程序[6]以及美國(guó)航空航天局(National Aeronautics and Space Administration,NASA )的ANOPP(aircraft noise prediction program)噪聲預(yù)估平臺(tái)[7]。這兩套預(yù)測(cè)系統(tǒng)均包含發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲、螺旋槳噪聲、機(jī)體噪聲等預(yù)估能力以及大氣衰減、地面反射等多種修正,廣泛應(yīng)用在飛機(jī)設(shè)計(jì)上。而NASA正在開發(fā)的下一代預(yù)測(cè)平臺(tái)ANOPP2則重點(diǎn)加強(qiáng)了對(duì)噪聲安裝效應(yīng)的預(yù)測(cè),對(duì)翼身融合體等新型布局的預(yù)測(cè)更為準(zhǔn)確[8]。

近年來,為滿足民機(jī)工業(yè)發(fā)展的需要,相關(guān)單位也陸續(xù)開展飛機(jī)噪聲預(yù)測(cè)技術(shù)研究。張召悅等[9-10]先后研究了基于航跡特征和航跡分段的飛機(jī)噪聲預(yù)測(cè)技術(shù);董寧娟等[11]研究了基于VA-ONE的渦槳飛機(jī)湍流邊界層噪聲計(jì)算方法。徐康樂[5]、李卿[12]等發(fā)展了基于物理機(jī)制模型的機(jī)體噪聲預(yù)測(cè)方法。這些方法的建立,為飛機(jī)噪聲的快速預(yù)測(cè)提供了更可靠的手段。

氣動(dòng)噪聲是民用飛機(jī)適航審定的重要部分,進(jìn)行飛機(jī)氣動(dòng)噪聲預(yù)估是開展噪聲適航審定的基礎(chǔ)?，F(xiàn)基于螺旋槳噪聲與機(jī)體噪聲工程預(yù)估方法,結(jié)合等效噪聲源法來預(yù)測(cè)機(jī)體對(duì)螺旋槳噪聲的散射,形成渦槳飛機(jī)氣動(dòng)噪聲預(yù)估程序,并采用某型渦槳飛機(jī)的飛行試驗(yàn)噪聲數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證。

1 預(yù)估方法

1.1 機(jī)體噪聲預(yù)估方法

飛機(jī)在干凈構(gòu)型下,機(jī)翼、尾翼等產(chǎn)生的尾緣噪聲是飛機(jī)主要的機(jī)體噪聲源,高雷諾數(shù)流動(dòng)下的尾緣噪聲,來源于機(jī)翼表面附面層的不穩(wěn)定以及湍流附面層與機(jī)翼尾緣的相互作用。尾緣噪聲的聲能量主要集中在高頻段,因其噪聲主要源于小尺度的附面層湍流。

起降構(gòu)型下的增升裝置噪聲主要由縫翼噪聲、襟翼邊緣噪聲以及導(dǎo)軌噪聲等組成。襟翼邊緣噪聲是增升裝置噪聲的重要組成部分,尤其是襟翼載荷較大的飛機(jī)。增升裝置噪聲的主要特點(diǎn)有:頻域范圍寬;產(chǎn)生機(jī)理多樣且復(fù)雜,與分離流動(dòng)、渦脫落、脫落渦與結(jié)構(gòu)相互作用等復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象有關(guān);增升裝置噪聲與飛機(jī)結(jié)構(gòu)的耦合作用,并影響噪聲的產(chǎn)生于傳播過程。

采用Fink的機(jī)體噪聲預(yù)估方法分別對(duì)飛機(jī)的機(jī)翼、平尾、垂尾、增升裝置的噪聲進(jìn)行預(yù)估。該方法對(duì)每一個(gè)機(jī)體部件的噪聲產(chǎn)生機(jī)理、聲強(qiáng)大小、指向性與頻譜特性等分別進(jìn)行分析計(jì)算,然后求出總的機(jī)體噪聲。

飛機(jī)機(jī)體部件遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲均方聲壓可以統(tǒng)一用公式[13]表示為

(1)

Π*=K(M0)aG

(2)

1.2 起落架噪聲預(yù)估方法

起落架是飛行器起降裝置,同時(shí)也是飛機(jī)的重要噪聲源。起落架的特點(diǎn)如下。

(1)結(jié)構(gòu)復(fù)雜:起落架關(guān)系到飛機(jī)起飛時(shí)的滑跑以及降落時(shí)的減速,通常由機(jī)輪、主支桿、側(cè)支桿、扭力臂、剎車盤及各種管線組成,部件繁多、結(jié)構(gòu)復(fù)雜。

(2)部件尺度范圍大:起落架的機(jī)輪直徑通常是1 m量級(jí);其次是各種支桿,尺寸范圍0.1～0.2 m;各種管線、臺(tái)階、螺孔等,尺寸通常在0.01 m左右。

(3)氣動(dòng)外形差:為了滿足檢查與維修的要求,起落架部件大部分暴露在氣流中,氣動(dòng)外形差、產(chǎn)生的噪聲強(qiáng)烈。

起落架噪聲的預(yù)估基于Boeing公司發(fā)布的預(yù)估方法。該預(yù)估方法基于氣動(dòng)聲學(xué)的冪次定律,聲壓表達(dá)式[14]為

(3)

式(3)中:p為聲壓;α為大氣衰減系數(shù);β為輻射效率因子,表征起落架運(yùn)動(dòng)的能量向不穩(wěn)定流動(dòng)的轉(zhuǎn)換效率;F為無量綱頻譜函數(shù),是St的函數(shù),采用試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行修正;D為指向性函數(shù)。

1.3 螺旋槳噪聲預(yù)估方法

對(duì)渦槳飛機(jī)來說,螺旋槳是飛機(jī)的噪聲主要來源。螺旋槳?dú)鈩?dòng)噪聲來源于高速運(yùn)動(dòng)的螺旋槳槳葉與空氣之間的相互作用以及劇烈變化的螺旋槳尾流。從頻譜特性分析,將螺旋槳噪聲分為旋轉(zhuǎn)噪聲和寬頻噪聲兩部分,前者源于螺旋槳槳葉對(duì)周期空氣的排擠以及槳葉表面氣動(dòng)力對(duì)空氣的反作用,分別對(duì)應(yīng)厚度噪聲和載荷噪聲;后者則由槳葉與湍流的相互作用以及尾流中的湍流運(yùn)動(dòng)而產(chǎn)生,對(duì)應(yīng)四極子聲源噪聲。

對(duì)螺旋槳噪聲源的預(yù)估采用Hanson的頻域方法。Hanson的螺旋槳頻域預(yù)估理論基于Goldstein的運(yùn)動(dòng)介質(zhì)通用聲類比理論,通過將槳葉沿徑向和弦向離散成面元,并將面元簡(jiǎn)化成線性單極子與偶極子來預(yù)測(cè)螺旋槳噪聲。

根據(jù)Hanson的螺旋槳噪聲理論,螺旋槳噪聲主要由厚度噪聲與載荷噪聲兩部分組成。

厚度噪聲表達(dá)式[15]為

(4)

(5)

(6)

式中:Vn(φ0)為槳葉位于方位角φ0時(shí)的法向速度;ΔA為離散槳葉面元的面積;φs為槳葉面元在延遲時(shí)間τ=0時(shí)的方位角。

(2)載荷噪聲可以表示為

(7)

(8)

(9)

(10)

式中:下標(biāo)t′,x′分別表示圓柱坐標(biāo)系中的切向與軸向;Mr為槳葉截面的相對(duì)馬赫數(shù);Φ為氣流角。

綜上,可以得出螺旋槳噪聲源的強(qiáng)度。其中槳葉截面的升力系數(shù)與阻力系數(shù)采用翼型氣動(dòng)力預(yù)估方法來得出。

在獲得螺旋槳噪聲源的強(qiáng)度后,整個(gè)螺旋槳用分布在槳盤區(qū)域內(nèi)的大量單極子噪聲源與偶極子噪聲源來代替。這些噪聲源在遠(yuǎn)場(chǎng)接收點(diǎn)產(chǎn)生的聲壓的和,則是螺旋槳的遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲。點(diǎn)聲源在遠(yuǎn)場(chǎng)接收點(diǎn)產(chǎn)生的聲壓采用格林函數(shù)的方法來求解

運(yùn)動(dòng)介質(zhì)中、頻域格林函數(shù)[6]表達(dá)式為

(11)

(12)

(13)

式中:x與y分別為接收點(diǎn)與聲源的位置;M為來流馬赫數(shù);β2=1-M2;S為幅值半徑;σ為相位半徑。

對(duì)于機(jī)翼誘導(dǎo)流動(dòng)的影響,采用升力面法求解機(jī)翼周圍的勢(shì)流場(chǎng)。升力面法采用渦環(huán)代替真實(shí)機(jī)翼。這種方法最大的優(yōu)勢(shì)是易于編程實(shí)現(xiàn)。在升力面法中,需要滿足帶有彎度和任意平面形狀的機(jī)翼表面邊界條件來確定每一個(gè)渦的強(qiáng)度。求出所有渦環(huán)的強(qiáng)度之后就可以通過Biot-Savaart定律求出機(jī)翼周圍的誘導(dǎo)流場(chǎng)。與自由來流場(chǎng)疊加之后就得到流場(chǎng)內(nèi)任意一點(diǎn)處的總速度,既能夠得到螺旋槳旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)的誘導(dǎo)速度。

1.4 螺旋槳噪聲機(jī)體散射預(yù)估方法

對(duì)螺旋槳噪聲機(jī)體散射的計(jì)算采用等效噪聲源法(equivalent source method,ESM)[16]。該方法的思想是在虛擬的聲源面上布置單極子聲源,用各個(gè)點(diǎn)聲源產(chǎn)生的聲壓代替散射聲壓,如圖1所示。散射聲壓與入射聲壓在散射面需要滿足阻抗邊界條件。

圖1 控制點(diǎn)與等效點(diǎn)聲源分布示意圖

強(qiáng)度為Qm的單極子聲源在接收點(diǎn)產(chǎn)生的聲壓為

Pm(x,y,ω)=Qm(y,ω)G(x,y,ω)

(14)

控制點(diǎn)上的散射聲壓是每一個(gè)單極子聲源在該點(diǎn)產(chǎn)生的聲壓的和,由此可得出描述散射聲壓與等效點(diǎn)聲源之間關(guān)系的線性方程為

Psc=AQeq

(15)

Aij=G(xi,yj,ω)

(16)

式(16)中:A為傳遞矩陣;i、j分別為控制點(diǎn)與等效點(diǎn)聲源編號(hào)。

而控制點(diǎn)上散射聲壓的法向梯度可以寫為

?nPsc=BQeq

(17)

Bij=?nG(xi,yj,ω)=ni?G(xi,yj,ω)

(18)

在散射面上,聲壓分布需要滿足阻抗邊界條件,即

(19)

式(19)中:Pt=Psc+Pin為總聲壓;Pin為入射聲壓;Z為聲阻抗。將散射聲壓Psc與法向梯度?nPsc代入式(19)中,最后可得

(20)

入射聲壓Pin為螺旋槳噪聲,通過前述的螺旋槳噪聲預(yù)估方法可以得出,因此求解式(20)則可得到各個(gè)等效點(diǎn)聲源的強(qiáng)度,進(jìn)而求出散射場(chǎng)。散射場(chǎng)與入射場(chǎng)的疊加,則為總聲場(chǎng)。

2 氣動(dòng)噪聲預(yù)估方法驗(yàn)證

基于上述預(yù)估方法,開發(fā)了渦槳飛機(jī)氣動(dòng)噪聲預(yù)估程序。程序采用MATLAB語(yǔ)言編寫,形成了包含機(jī)體噪聲、起落架噪聲、螺旋槳噪聲、機(jī)體散射、機(jī)體表面聲壓等預(yù)測(cè)功能,滿足了渦槳飛機(jī)噪聲特性預(yù)測(cè)需要。

針對(duì)渦槳飛機(jī)噪聲特性預(yù)測(cè)技術(shù),先對(duì)螺旋槳噪聲預(yù)測(cè)方法進(jìn)行驗(yàn)證,進(jìn)一步分析機(jī)翼誘導(dǎo)流動(dòng)對(duì)螺旋槳噪聲的影響,最后采用某型渦槳飛機(jī)適航時(shí)的噪聲數(shù)據(jù),對(duì)該預(yù)測(cè)技術(shù)進(jìn)行綜合驗(yàn)證。

2.1 螺旋槳噪聲預(yù)測(cè)方法驗(yàn)證

對(duì)螺旋槳噪聲模塊的驗(yàn)證使采用文獻(xiàn)[15]中的六葉槳。槳葉氣動(dòng)外形相關(guān)參數(shù)以及各個(gè)截面上的穩(wěn)態(tài)和非穩(wěn)態(tài)升阻力系數(shù)、相對(duì)馬赫數(shù)以及迎角在文獻(xiàn)[15]中已經(jīng)給出,在此直接引用。根據(jù)文獻(xiàn)[15]給定的氣動(dòng)外形數(shù)據(jù),在程序中生成的六葉槳模型如圖2所示。為了能夠得到詳細(xì)的指向性圖,在觀察點(diǎn)圓環(huán)上按10°間隔取36個(gè)等間距的觀察點(diǎn),觀察點(diǎn)在螺旋槳旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)距旋轉(zhuǎn)中心1.5 m。表1給出了螺旋槳工作條件相關(guān)的參數(shù)。針對(duì)該工況下的螺旋槳噪聲進(jìn)行預(yù)測(cè),并與文獻(xiàn)[15]中給出的預(yù)測(cè)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。

表1 螺旋槳工作條件

圖2 六葉螺旋槳幾何外形

為了充分對(duì)比,本文中還選取了也采用Hanson理論的ESDU 11005[17]軟件加入對(duì)比。將三者的厚度噪聲、載荷噪聲、總噪聲和相位角的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比如圖3所示。從圖3中可以看出,對(duì)螺旋槳厚度噪聲的預(yù)測(cè)結(jié)果與Hanson的預(yù)測(cè)結(jié)果相比,偏差小于0.5 dB,載荷噪聲預(yù)測(cè)結(jié)果偏差小于0.3 dB。因?yàn)檩d荷噪聲占主導(dǎo),所以螺旋槳總噪聲預(yù)測(cè)結(jié)果和Hanson計(jì)算結(jié)果吻合較好,整體偏差小于0.4 dB。而程序?qū)β菪龢肼曄辔坏挠?jì)算結(jié)果與Hanson的計(jì)算結(jié)果基本一致。

圖3 螺旋槳噪聲預(yù)測(cè)結(jié)果對(duì)比

2.2 機(jī)翼誘導(dǎo)流動(dòng)對(duì)螺旋槳噪聲的影響

采用文獻(xiàn)[15]中的六葉槳進(jìn)一步研究機(jī)翼誘導(dǎo)流動(dòng)對(duì)螺旋槳噪聲特性的影響,選取平直翼和后掠翼兩種機(jī)翼形式。平直翼和后掠翼的展長(zhǎng)、投影面積、平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)、展弦比、根梢比、上反角、最大彎度和最大彎度位置都相同,只有前緣后掠角不同,相關(guān)參數(shù)見表2。基于表2中的相關(guān)參數(shù),在程序中生成的平直翼和后掠翼的3D圖如圖3和圖4所示。對(duì)比考慮誘導(dǎo)流動(dòng)和不考慮誘導(dǎo)流動(dòng)情況下觀察點(diǎn)處的聲壓大小和指向性。

表2 平直翼和后掠翼相關(guān)參數(shù)

圖4 平直翼模型

圖5 后掠翼模型

噪聲預(yù)測(cè)觀察點(diǎn)位于螺旋槳旋轉(zhuǎn)平面內(nèi),距離旋轉(zhuǎn)中心50 m的一個(gè)圓環(huán),周向設(shè)置36個(gè)觀察點(diǎn),間隔為10°,這組觀察點(diǎn)能夠考察對(duì)流效應(yīng)和非定常載荷效應(yīng)的影響,給出螺旋槳旋轉(zhuǎn)平面的指向性。

為了便于比較,平直翼和后掠翼的來流條件統(tǒng)一設(shè)置為總升力系數(shù)CL=0.4,相關(guān)計(jì)算參數(shù)如表3所示。

表3 平直翼和后掠翼的來流條件

令螺旋槳位于機(jī)翼投影平面內(nèi)距機(jī)翼投影中軸線0.5b(b為半展長(zhǎng)),軸向方向上距機(jī)翼前緣0.5D,1.0D和2.0D(D為螺旋槳直徑)三個(gè)位置進(jìn)行對(duì)比。圖6所示為不同安裝位置下螺旋槳噪聲指向性對(duì)比。從圖6可以看出,隨著螺旋槳安裝位置遠(yuǎn)離機(jī)翼前緣,聲壓級(jí)(sound pressure level,SPL),尤其是輻射向地面的聲壓級(jí)(65～85)降低,降低幅度取決于機(jī)翼形狀和旋轉(zhuǎn)方向,后掠翼左旋時(shí)噪聲降低最明顯。這是因?yàn)榫鄼C(jī)翼前緣距離越大,機(jī)翼誘導(dǎo)流動(dòng)對(duì)當(dāng)?shù)赜绊懺饺?槳葉收到的上洗氣流影響越小,槳盤旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)的流動(dòng)不均勻性越小,因此槳葉上的非定常載荷更小,對(duì)應(yīng)的非定常載荷噪聲也更小。

圖7 四葉螺旋槳幾何外形

2.3 渦槳飛機(jī)整機(jī)噪聲預(yù)測(cè)驗(yàn)證

采用某型雙發(fā)渦槳飛機(jī)的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)本文中渦槳飛機(jī)整機(jī)噪聲預(yù)測(cè)方法進(jìn)行預(yù)測(cè)。該飛機(jī)采用采用四葉螺旋槳,槳盤直徑3.92 m,槳轂比為0.16。計(jì)算部分參數(shù)設(shè)定如表4所示。

表4 渦槳飛機(jī)整機(jī)噪聲預(yù)測(cè)部分參數(shù)

飛行試驗(yàn)時(shí)測(cè)量點(diǎn)的布置如圖8所示。通過對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析與對(duì)比,選取了飛行試驗(yàn)中起飛與進(jìn)場(chǎng)兩個(gè)狀態(tài)進(jìn)行對(duì)比。確定狀態(tài)后,選擇兩個(gè)狀態(tài)中一個(gè)航次飛機(jī)過頂時(shí)作為對(duì)比點(diǎn),采用該點(diǎn)的飛行參數(shù)、位置參數(shù)進(jìn)行氣動(dòng)噪聲預(yù)估。

圖8 飛行試驗(yàn)噪聲測(cè)試點(diǎn)布置

確定對(duì)比點(diǎn)后,對(duì)飛機(jī)的機(jī)翼噪聲、襟翼噪聲、尾翼噪聲、起落架噪聲以及考慮機(jī)體散射后的螺旋槳噪聲進(jìn)行預(yù)估,并將各個(gè)部件噪聲相加后得到飛機(jī)的總噪聲。將預(yù)估結(jié)果與飛行結(jié)果進(jìn)行對(duì)比,如圖9、圖10所示。其中螺旋槳噪聲的預(yù)估只考慮其前三階諧頻噪聲分量。由圖中可以看出,預(yù)估結(jié)果在第一階與第二階諧頻噪聲與飛行結(jié)果吻合良好,而機(jī)體噪聲在大體趨勢(shì)上與飛行試驗(yàn)結(jié)果吻合,在具體頻率上則有所出入。

圖9 進(jìn)場(chǎng)狀態(tài)過頂點(diǎn)噪聲預(yù)估結(jié)果

圖10 起飛狀態(tài)過頂點(diǎn)噪聲預(yù)估結(jié)果

對(duì)頻譜求總聲壓級(jí),并與兩種狀態(tài)下不同飛行條次的飛行試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比,結(jié)果列入表5當(dāng)中。分析發(fā)現(xiàn),盡管預(yù)估結(jié)果與飛行試驗(yàn)結(jié)果在頻譜上有一定的差異,但是由于兩者在峰值頻率處的聲壓級(jí)很接近,導(dǎo)致對(duì)總聲壓級(jí)的預(yù)估結(jié)果與飛行結(jié)果很接近,誤差在2 dB以內(nèi)。

表5 總聲壓級(jí)對(duì)比

3 結(jié)論

基于氣動(dòng)噪聲預(yù)估方法,開發(fā)了一種渦槳飛機(jī)氣動(dòng)噪聲特性預(yù)估程序,并采用某型渦槳飛機(jī)的飛行試驗(yàn)噪聲數(shù)據(jù)進(jìn)行了驗(yàn)證,得出以下結(jié)論。

(1)采用的螺旋槳噪聲計(jì)算結(jié)果與Hanson計(jì)算結(jié)果和ESDU11005計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比,吻合良好,證明螺旋槳噪聲預(yù)估的準(zhǔn)確性。

(2)通過將螺旋槳相對(duì)于平直翼和后掠翼不同安裝位置的噪聲等級(jí)和指向性對(duì)比,證明螺旋槳安裝位置和旋轉(zhuǎn)方向以及機(jī)翼形狀都會(huì)對(duì)噪聲的產(chǎn)生和傳播產(chǎn)生影響。

(3)預(yù)估程序?qū)︼w機(jī)總噪聲水平的計(jì)算與試飛結(jié)果吻合良好,誤差在2 dB之內(nèi),能夠較好的反映飛機(jī)的噪聲特性與水平。

(4)對(duì)螺旋槳前兩階諧頻噪聲的預(yù)估與飛行試驗(yàn)結(jié)果吻合良好,機(jī)體噪聲預(yù)估結(jié)果在趨勢(shì)上與飛行試驗(yàn)結(jié)果一直,具體頻率上的分布則有出入。

(5)預(yù)估程序具備機(jī)體、起落架、螺旋槳等螺旋槳飛機(jī)主要噪聲部件的噪聲預(yù)估能力,能夠較全面的反映螺旋槳飛機(jī)的噪聲性能,能夠滿足當(dāng)前的工程應(yīng)用,可為型號(hào)噪聲適航審定提供評(píng)估基礎(chǔ)。