飛機(jī)噪聲適航起飛等效試驗(yàn)方法研究

袁 艷

（電子科技大學(xué)成都學(xué)院，四川 成都 611731）

0 引言

隨著民航業(yè)的快速發(fā)展，飛機(jī)噪聲成為一大關(guān)注點(diǎn)。為降低噪聲對人們生活的影響，國際民航組織ICAO[1]提出了更為嚴(yán)格的噪聲嚴(yán)格度適航審定規(guī)章。

噪聲適航審定主要包括噪聲數(shù)據(jù)的獲取以及航跡的測量兩大部分。Lothar 等[2]提出了飛機(jī)在起飛和進(jìn)近階段降低噪聲值的方法；Antonio[3]提出了噪聲預(yù)測方法的概念以及Tabaste[4]提出了虛擬飛行適航審定方法。閆國華等[5]對飛機(jī)噪聲等效飛行方法的航跡部分進(jìn)行研究，但都未對提出一套完整的等效試驗(yàn)方法。

就美國宇航局NASA 提出的飛機(jī)噪聲預(yù)測計(jì)劃[6]（ANOPP）并結(jié)合ANP 數(shù)據(jù)庫相關(guān)數(shù)據(jù)以matlab 軟件為工具載體，提出一套噪聲適航等效試驗(yàn)方法，以達(dá)到減少多次反復(fù)飛行的次數(shù)和縮短適航審定周期的目的。

1 等效飛行程序

在飛機(jī)適航審定中需要測量三個(gè)階段的噪聲值，分別是起飛、邊線以及進(jìn)場。測量點(diǎn)位置如圖1 所示。

圖1 測量點(diǎn)位置

CCAR36 部[7]試驗(yàn)程序要求，在等效試驗(yàn)過程中噪聲有效數(shù)據(jù)需要在PNLTM-10dB 這整段時(shí)間內(nèi)，且必須記錄航空器相對于跑道的位置以及飛機(jī)產(chǎn)生的1/3 倍頻程噪聲隨時(shí)間的變化數(shù)據(jù)。起飛基準(zhǔn)航跡如圖2；其中10 dB 降區(qū)間是最終所需要的有效數(shù)據(jù)航跡段，為獲取有效數(shù)據(jù)需要飛行員在符合規(guī)章條件下多次進(jìn)行起飛降落飛行，但這樣降低了適航審定的效率，國際民航局由此提出等效飛行程序。就起飛階段飛行員，只需要在C 點(diǎn)前切入飛行，在F點(diǎn)后離開，反復(fù)飛行獲取審定所需有效數(shù)據(jù)即可。

圖2 起飛基準(zhǔn)航跡

2 噪聲值預(yù)測

2.1 實(shí)際航跡計(jì)算

根據(jù)ANP（飛機(jī)噪聲和性能Aircraft Noise and Performance）數(shù)據(jù)庫。利用相關(guān)程序和機(jī)型數(shù)據(jù)進(jìn)行航跡的編程設(shè)計(jì)得詳細(xì)航跡數(shù)據(jù)。

標(biāo)準(zhǔn)起飛航跡是與跑道中心線夾角為六度的直線；按照ANP 的數(shù)據(jù)經(jīng)過matlab 軟件編程處理得到實(shí)際的起飛航跡，因每一架飛機(jī)的起飛程序階段都不一樣，以機(jī)型737-800 為例，該機(jī)型一共有十個(gè)飛行程序階段。實(shí)際航跡飛行圖如3所示。

圖3 起飛實(shí)際航跡

2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲值預(yù)測

NASA 提出了飛機(jī)噪聲預(yù)測計(jì)劃ANOPP，具有獨(dú)立的飛機(jī)系統(tǒng)噪聲預(yù)測能力。ANOPP 中實(shí)施的預(yù)測方法被開發(fā)為經(jīng)驗(yàn)或半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，使用可用的?shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)和聲學(xué)預(yù)測方法以及能準(zhǔn)確預(yù)測當(dāng)前以及未來新概念飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)噪聲。

發(fā)動(dòng)機(jī)主要噪聲源部件的預(yù)測模型：風(fēng)扇Heidmann 模型[8]、燃燒室SAE 模型[9]、渦輪Smith＆Bushell模型[10]、噴流Stone 模型[11]。MATLAB 軟件開發(fā)相關(guān)程序分別計(jì)算各噪聲源部件的遠(yuǎn)場無量綱均方聲壓，以風(fēng)扇Heidmann 模型為例，噪聲計(jì)算得到的50 ～10000 Hz 范圍內(nèi)的24 個(gè)中心頻率遠(yuǎn)場無量綱均方聲壓表達(dá)式為：

其余噪聲源部件一樣通過編程設(shè)計(jì)得到遠(yuǎn)場無量綱均方聲壓值，在經(jīng)過一系列聲壓值疊加便可得到整臺發(fā)動(dòng)機(jī)靜態(tài)聲壓值測量圖4 所示以及預(yù)測的發(fā)動(dòng)機(jī)靜態(tài)聲壓值見表1。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)靜態(tài)聲壓級預(yù)測值

圖4 發(fā)動(dòng)機(jī)靜態(tài)噪聲測量麥克風(fēng)擺放位置

2.3 動(dòng)態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲值測量

實(shí)際航跡和發(fā)動(dòng)機(jī)聲壓值結(jié)合在一起，計(jì)算得出航跡上每點(diǎn)50 ～10000 Hz 范圍內(nèi)的24 個(gè)中心頻率所對應(yīng)得噪聲值。但噪聲適航審定是在基準(zhǔn)航跡，所以需要將實(shí)際航跡測得噪聲值數(shù)據(jù)修正到基準(zhǔn)航跡條件下。修正如圖5 所示。

圖5 航跡點(diǎn)修正示意

其中K表示噪聲測量點(diǎn)，其中EF代表測量的實(shí)際航跡，ECFC表示相應(yīng)的基準(zhǔn)航跡；實(shí)際航跡Q點(diǎn)對應(yīng)修正航跡上的QC點(diǎn)；θ表示航跡和噪聲傳播軌跡的夾角，且角度值相同。以Q為例做噪聲值的修正。

SPL（i）C=SPL（i）+ 0.01[α（i）-α（i）0]KQ+0.01α（i）0（KQ -KQC）+ 20log（KQ/KQC）

經(jīng)上述計(jì)算為表示更加直觀，從航跡上取飛機(jī)的聲傳播路徑（即航跡上的某點(diǎn)到噪聲測量點(diǎn)的連線）與發(fā)動(dòng)機(jī)軸線的夾角（極化指向角θ）每隔5°從15°取值到170°一共32 個(gè)航跡點(diǎn)，航跡上的位置序號點(diǎn)如圖6 所示。以及航跡點(diǎn)位置整體位置如圖7 所示。

圖6 航跡點(diǎn)修正示意

圖7 航跡點(diǎn)位置整體

在飛機(jī)動(dòng)態(tài)飛行過程中，不同θ對應(yīng)不同的航跡點(diǎn)，所以航跡程序的推移代表著極化指向角的變化，航跡點(diǎn)到噪聲測量點(diǎn)的距離也會變化。經(jīng)編程得到航空發(fā)動(dòng)機(jī)分別在32 個(gè)航跡點(diǎn)處各自對應(yīng)的24 個(gè)1/3倍頻程中心頻率的噪聲值聲壓級云圖如圖8 所示。

圖8 發(fā)動(dòng)機(jī)聲壓值云

3 預(yù)測結(jié)果與驗(yàn)證

3.1 切入點(diǎn)與離開點(diǎn)位置

航跡上所有點(diǎn)的數(shù)據(jù)并非都是噪聲測量點(diǎn)需要的有效數(shù)據(jù)，需要將聲壓值SPL 換算為A 計(jì)權(quán)聲壓值以及某點(diǎn)24 個(gè)1/3 倍頻程中心頻率的總聲壓級OASPL[12]值。按照CCAR-36 部要求的計(jì)算步驟與換算方法編制程序，經(jīng)程序處理以后得到不同航跡點(diǎn)的發(fā)動(dòng)機(jī)純音修正感覺噪聲級PNLT，而最大純音修正感覺噪聲級PNLTM 值可以確定10 分貝降區(qū)間的起始點(diǎn)A 和終止點(diǎn)B。如圖9 所示。

圖9 PNLT-航跡點(diǎn)序號

適航規(guī)章要求每隔0.5 s 取一個(gè)航跡點(diǎn)，而按照航跡序號點(diǎn)取值，即AB之間的時(shí)間段不一定是0.5 s的整數(shù)倍。

設(shè)航跡點(diǎn)到噪聲測量點(diǎn)的傳播路徑與水平面的夾角為θ，則計(jì)算結(jié)果為切入點(diǎn)θ1= 37.2°和離開點(diǎn)為θ2= 143.8°。即在C點(diǎn)切入飛行在F點(diǎn)離開，飛行員按照如下示意圖10 中所示的黑線表示得飛行航跡進(jìn)行飛行，循環(huán)六次以上并采集所需數(shù)據(jù)即可。

圖10 起飛階段等效航跡示意

3.2 結(jié)果驗(yàn)證

上述得到了等效試驗(yàn)起飛航跡的切入點(diǎn)和離開點(diǎn)位置，需要驗(yàn)證兩點(diǎn)位置的有效性。截取起飛航跡CF 段范圍內(nèi)噪聲值數(shù)據(jù)計(jì)算適航規(guī)章要求的有效感覺噪聲值與NASA 官方的原始測量數(shù)據(jù)結(jié)果是否相吻合，便可驗(yàn)證其兩點(diǎn)位置的準(zhǔn)確性和有效性。

NASA[13]官方給出該機(jī)型適航起飛轉(zhuǎn)狀態(tài)下有效感覺噪聲級值為88.6 NdB。按照模型預(yù)測計(jì)算出的切入點(diǎn)和離開點(diǎn)截取CF 段噪聲數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算得出有效感覺噪聲值為86.9 NdB，其相對誤差為1.98%。產(chǎn)生誤差的原因是利用發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲模型計(jì)算出的噪聲值當(dāng)作整機(jī)噪聲來計(jì)算，且誤差未超過3 dB。這說明該等效試驗(yàn)方法可以為適航中心所采用。

4 結(jié)論

本研究得到如下結(jié)論：

（1）飛機(jī)在起飛航跡10 dB 降區(qū)間切入點(diǎn)前進(jìn)入實(shí)際航跡在10 dB 降區(qū)間離開點(diǎn)后離開實(shí)際航跡，獲取數(shù)據(jù)經(jīng)過航跡修正。此等效試驗(yàn)方法得到兩位置點(diǎn)之間的噪聲值可被適航中心采用。

（2）等效試驗(yàn)方法是適航規(guī)章認(rèn)定的一種審定方法，此方法保證了數(shù)據(jù)的有效性又降低了試驗(yàn)成本提高工作效率。

（3）對于衍生機(jī)型的適航具積極借鑒意義。