航空發(fā)動(dòng)機(jī)飛越噪聲預(yù)測(cè)優(yōu)化算法研究

摘 要：發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇和噴氣噪聲是飛機(jī)起飛過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)最主要的兩個(gè)部件噪聲源，在飛機(jī)起飛過(guò)程中，可以用發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇噪聲和噴氣噪聲近似替代發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)噪聲進(jìn)行噪聲預(yù)測(cè)，這對(duì)新型發(fā)動(dòng)機(jī)的降噪設(shè)計(jì)和民用航空器的噪聲適航性評(píng)估具有重要意義。本文提出一種新的航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)飛越噪聲預(yù)測(cè)方法，該方法基于Heidmann風(fēng)扇噪聲模型和Stone噴流噪聲模型獲取地面風(fēng)扇噪聲與噴氣噪聲數(shù)據(jù)，考慮噪聲傳播過(guò)程中多普勒效應(yīng)、幾何發(fā)散衰減、大氣聲吸收衰減的影響，將風(fēng)扇噪聲和噴氣噪聲分別映射到飛機(jī)起飛航跡線上，在飛行狀態(tài)合成得到起飛航跡線上航空器噪聲適航審定程序所要求的發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)噪聲，計(jì)算實(shí)際飛機(jī)起飛時(shí)噪聲適航審定中所需測(cè)量的每隔0.5s動(dòng)態(tài)聲壓級(jí)的預(yù)測(cè)值，并計(jì)算最終的有效感覺(jué)噪聲級(jí)。以CFM56-7B發(fā)動(dòng)機(jī)為算例，將模型計(jì)算得到的有效感覺(jué)噪聲級(jí)與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證了該方法的有效性和準(zhǔn)確性。本文方法可用于航空器適航噪聲預(yù)測(cè)，為我國(guó)自主實(shí)現(xiàn)航空器噪聲適航審定提供技術(shù)支持。

關(guān)鍵詞：起飛； 風(fēng)扇噪聲； 噴氣噪聲； 發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)噪聲； 噪聲適航審定

中圖分類號(hào)：V235.1 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2024.08.003

基金項(xiàng)目： 中國(guó)民航大學(xué)實(shí)驗(yàn)技術(shù)創(chuàng)新基金（2021CXJJ90）

隨著2023年第5階段噪聲標(biāo)準(zhǔn)的實(shí)施，飛機(jī)噪聲適航審定對(duì)飛機(jī)的噪聲水平要求越來(lái)越嚴(yán)格。飛越噪聲是航空器適航審定流程中的一個(gè)噪聲[1]，所以對(duì)于飛越噪聲的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)有利于飛機(jī)的適航取證。飛機(jī)噪聲源主要分為發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲和機(jī)體噪聲兩類[2]。在飛機(jī)起飛過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲遠(yuǎn)大于機(jī)體產(chǎn)生的噪聲[3]。因此，對(duì)于整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)的噪聲進(jìn)行準(zhǔn)確預(yù)測(cè)將有助于飛機(jī)噪聲的適航認(rèn)證。發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲是航空器的主要噪聲源，而風(fēng)扇噪聲和噴氣噪聲是飛機(jī)起飛過(guò)程中占比最大的兩個(gè)部件噪聲源[1，3]，因此可以用風(fēng)扇噪聲和噴氣噪聲代替發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)噪聲，進(jìn)行飛機(jī)的噪聲適航審定工作。噪聲適航審定是通過(guò)無(wú)數(shù)次飛行試驗(yàn)測(cè)量得到的，這需要消耗大量的人力、物力和財(cái)力[4]。采用噪聲預(yù)測(cè)算法可以替代實(shí)際的飛機(jī)飛行噪聲測(cè)量試驗(yàn)，有助于節(jié)約時(shí)間成本和經(jīng)濟(jì)成本，降低噪聲適航審定的周期和成本[5]。

閆國(guó)華等[3，6-8]通過(guò)對(duì)飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的飛越噪聲時(shí)域信號(hào)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，并在此基礎(chǔ)上對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的有效感覺(jué)噪聲級(jí)數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)測(cè)，通過(guò)實(shí)例驗(yàn)證了該算法的合理性，而且基于部件噪聲預(yù)測(cè)算法對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)飛越噪聲進(jìn)行了預(yù)測(cè)；彭馨琪[1]對(duì)飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣噪聲預(yù)測(cè)算法進(jìn)行了研究，并通過(guò)實(shí)例進(jìn)行了驗(yàn)證，且開發(fā)出了一種輸入發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)就可以得到最終實(shí)際適航審定所需的噴氣噪聲有效感覺(jué)噪聲級(jí)數(shù)據(jù)的平臺(tái)，該平臺(tái)不僅能預(yù)測(cè)數(shù)據(jù)，而且具有圖形輸出功能；朱江輝[9]通過(guò)對(duì)地面對(duì)于飛機(jī)飛越噪聲傳播的影響分析，推導(dǎo)獲取自由場(chǎng)聲壓級(jí)的修正方法，并仿真分析其影響因素，修正了地面對(duì)飛越噪聲測(cè)量值的影響；張彤等[10]對(duì)飛機(jī)減推力起飛進(jìn)行了研究，結(jié)果證明了減推力起飛可以替代飛行試驗(yàn)，并且可以減小飛越噪聲對(duì)機(jī)場(chǎng)附近的影響；Stewart等[11]提出了一種使用相關(guān)參數(shù)來(lái)預(yù)測(cè)飛機(jī)噪聲等級(jí)的方法，在飛機(jī)噪聲的預(yù)測(cè)研究方面提供了很大的幫助；夏燁等[12]對(duì)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)縮尺風(fēng)扇管道噪聲試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了分析，分析試驗(yàn)存在的問(wèn)題對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)幅值差異產(chǎn)生的原因；趙俊等[13]基于計(jì)算流體力學(xué)（CFD）和FW-H方程對(duì)飛行器的噪聲特性進(jìn)行了相關(guān)研究，分析飛行器氣動(dòng)噪聲對(duì)總噪聲的影響；喬渭陽(yáng)等[14]對(duì)飛機(jī)起飛過(guò)程中的噪聲源進(jìn)行了計(jì)算分析，探究了噪聲源的頻譜特性和指向特性；Arntzen等[15]通過(guò)預(yù)測(cè)機(jī)場(chǎng)附近噪聲監(jiān)測(cè)位置的噪聲，提出了一種針對(duì)飛機(jī)噪聲的噪聲合成技術(shù)；Zellmann等[16]考慮飛機(jī)飛行參數(shù)的影響，提出了一種基于測(cè)量噪聲與飛機(jī)飛行參數(shù)回歸的飛機(jī)噪聲發(fā)射模型；Filippone等[17]對(duì)飛機(jī)飛越噪聲進(jìn)行了一系列測(cè)量，以收集用于噪聲預(yù)測(cè)、分析和計(jì)算機(jī)程序驗(yàn)證的數(shù)據(jù)，并且提供了空客 A320-200、波音737-800和ATR72（渦輪螺旋槳飛機(jī)）的選定測(cè)量數(shù)據(jù)庫(kù)，為后人在噪聲研究方面提供數(shù)據(jù)支撐。參考文獻(xiàn)[18]提出由飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)部件到飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)的飛越噪聲預(yù)測(cè)流程，先是在地面合成整機(jī)噪聲然后映射到空中得到相應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)型的有效感覺(jué)噪聲級(jí)數(shù)據(jù)，而且參考文獻(xiàn)[19]對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)噪聲的預(yù)測(cè)研究都是先對(duì)部件噪聲在地面進(jìn)行合成，得到地面整機(jī)噪聲，然后映射到飛行狀態(tài)，得到飛行狀態(tài)的整機(jī)噪聲。這種預(yù)測(cè)方法得到的結(jié)果在精度上還有待提高。

為了減小起飛時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲的預(yù)測(cè)誤差，本文提出了一種新的發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)飛越噪聲預(yù)測(cè)方法。該方法首先基于Heidmann風(fēng)扇噪聲模型和Stone噴流噪聲模型獲取地面風(fēng)扇噪聲與噴氣噪聲數(shù)據(jù)，然后考慮噪聲傳播過(guò)程中多普勒效應(yīng)、幾何發(fā)散衰減效應(yīng)、大氣聲吸收衰減效應(yīng)的影響，將風(fēng)扇噪聲和噴氣噪聲分別映射到飛機(jī)的起飛航跡線上，并合成得到起飛過(guò)程中的發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)噪聲，計(jì)算實(shí)際飛機(jī)起飛時(shí)噪聲適航審定中所需測(cè)量的每隔0.5s動(dòng)態(tài)聲壓級(jí)的預(yù)測(cè)值，并計(jì)算最終的有效感覺(jué)噪聲級(jí)。將計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果相比較，對(duì)本文方法的有效性和準(zhǔn)確性進(jìn)行驗(yàn)證。本文方法可為我國(guó)飛機(jī)噪聲自主適航審定工作提供技術(shù)支撐。

1 發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)噪聲預(yù)測(cè)模型

1.1 地面靜態(tài)噪聲數(shù)據(jù)的獲取

1.1.1 發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇噪聲預(yù)測(cè)算法

Heidmann風(fēng)扇噪聲預(yù)測(cè)模型是一種基于歸一化的噪聲預(yù)測(cè)算法，可以用于發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇噪聲的預(yù)測(cè)[20]。風(fēng)扇噪聲包括進(jìn)口寬頻、進(jìn)口離散單音、進(jìn)口組合單音、出口寬頻、出口離散單音噪聲[21]。預(yù)測(cè)風(fēng)扇噪聲的方法是分別計(jì)算出這幾個(gè)部分的聲壓級(jí)，最后疊加得到總聲壓級(jí)[22]。聲壓級(jí)計(jì)算通式如下[20]

在以往的噪聲預(yù)測(cè)算法中，學(xué)者大多是將地面靜態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)部件噪聲合成得到整機(jī)噪聲以后，然后再映射到空中得到飛行狀態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)噪聲。而在本文是先得到地面靜態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)部件噪聲，然后將其映射到飛行航跡上，再在航跡線上合成得到整機(jī)噪聲。本文提出的噪聲預(yù)測(cè)方法計(jì)算流程如圖3所示。

2 預(yù)測(cè)實(shí)例

以波音737-800飛機(jī)為例，該機(jī)型配備兩臺(tái)CFM56-7B型發(fā)動(dòng)機(jī)。

基于Heidmann風(fēng)扇噪聲預(yù)測(cè)模型和Stone噴流噪聲預(yù)測(cè)模型，得到風(fēng)扇部件和噴氣部件地面靜態(tài)噪聲數(shù)據(jù)，進(jìn)行多普勒效應(yīng)修正、幾何發(fā)散衰減修正、大氣聲吸收衰減修正，將其映射到進(jìn)場(chǎng)航跡，得到風(fēng)扇部件和噴氣部件進(jìn)場(chǎng)航跡上的噪聲，再進(jìn)行合成得到飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)飛越噪聲數(shù)據(jù)。

2.1 參數(shù)輸入

選擇與發(fā)動(dòng)機(jī)靜態(tài)噪聲試驗(yàn)相同的環(huán)境參數(shù)見表1，發(fā)動(dòng)機(jī)基本輸入?yún)?shù)見表2～表5。

2.2 起飛部件噪聲優(yōu)化算法合成

基于某仿真軟件完成上述預(yù)測(cè)方法的編程，實(shí)現(xiàn)噪聲預(yù)測(cè)的計(jì)算過(guò)程。已知環(huán)境參數(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇部件和噴氣部件的尺寸參數(shù)和性能參數(shù)，基于Heidmann風(fēng)扇噪聲模型和Stone噴流噪聲模型獲取地面風(fēng)扇噪聲與噴氣噪聲數(shù)據(jù)，然后考慮噪聲傳播過(guò)程中多普勒效應(yīng)、幾何發(fā)散衰減效應(yīng)、大氣聲吸收衰減效應(yīng)的影響，將風(fēng)扇噪聲和噴氣噪聲分別映射到飛機(jī)的起飛航跡線上，并合成得到起飛過(guò)程中規(guī)章要求的每0.5s取一個(gè)點(diǎn)的發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)噪聲聲壓級(jí)數(shù)據(jù)。由于在10dB降區(qū)間范圍內(nèi)的聲壓級(jí)數(shù)據(jù)意義更大，而且是規(guī)章要求的計(jì)算最終有效感覺(jué)噪聲級(jí)的數(shù)據(jù)，所以僅列出有代表性的4～11s聲壓級(jí)數(shù)據(jù)，見表6。

將飛行狀態(tài)合成得到的不同方向角、不同1/3倍頻程頻率下的發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)聲壓級(jí)數(shù)據(jù)繪制三維聲壓級(jí)云圖，如圖4所示。

由圖4可以看出，發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)噪聲聲壓級(jí)的整體趨勢(shì)是在方向角和頻率較高時(shí)噪聲聲壓級(jí)較高，在方向角和頻率較低時(shí)噪聲聲壓級(jí)較低。發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)噪聲在角度處于30°～40°、1/3倍頻程在50～100Hz處聲壓級(jí)最低，在100°～ 150°、1/3倍頻程在5000～10000Hz處聲壓級(jí)最高。

2.3 計(jì)算有效感覺(jué)噪聲級(jí)

飛機(jī)在實(shí)際適航審定的過(guò)程中，實(shí)際的評(píng)價(jià)指標(biāo)是有效感覺(jué)噪聲級(jí)數(shù)據(jù)（EPNL），所以在得到發(fā)動(dòng)機(jī)的聲壓級(jí)數(shù)據(jù)以后，需要進(jìn)行一系列的計(jì)算，將其換算到有效感覺(jué)噪聲級(jí)。換算流程是先在聲壓級(jí)數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)噪度的轉(zhuǎn)化，再計(jì)算感覺(jué)噪聲級(jí)，感覺(jué)噪聲級(jí)加上純音修正因子即計(jì)算得到單音修正感覺(jué)噪聲級(jí)（PNLT），PNLT里面最大的數(shù)值即最大單音修正感覺(jué)噪聲級(jí)（PNLTM）。有效感覺(jué)噪聲級(jí)為最大單音修正感覺(jué)噪聲級(jí)加上10dB降區(qū)間兩個(gè)時(shí)間點(diǎn)t（1）和t（2）之間的時(shí)間段修正D

通過(guò)計(jì)算得到該機(jī)型的PNLT-10dB降區(qū)間是在4～11s間取得相應(yīng)數(shù)據(jù)見表7。

對(duì)PNLT數(shù)據(jù)在4～11s時(shí)間內(nèi)進(jìn)行積分，可得預(yù)測(cè)噪聲在起飛階段的適航審定噪聲EPNL值為86.08dB。

2.4 預(yù)測(cè)結(jié)果分析

該算例機(jī)型發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際起飛狀態(tài)下產(chǎn)生的EPNL值為85.0dB，將本文方法的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值和前人的計(jì)算方法[18]進(jìn)行對(duì)比，見表8。

由表8可知，本文算法得到有效感覺(jué)噪聲級(jí)值與官方給定的數(shù)據(jù)相差不大，誤差僅為1.08dB，誤差范圍小于2%，符合適航規(guī)章CCAR36部的要求，而且比前人預(yù)測(cè)方法的結(jié)果誤差更小，預(yù)測(cè)結(jié)果更精確，從而證明了本文方法的有效性和準(zhǔn)確性。

3 結(jié)論

結(jié)合《中國(guó)民用航空規(guī)章》中的飛機(jī)起飛基準(zhǔn)程序，依據(jù)Heidmann風(fēng)扇噪聲預(yù)測(cè)模型和Stone噴流噪聲預(yù)測(cè)模型，本文提出了一種新的發(fā)動(dòng)機(jī)飛越噪聲預(yù)測(cè)方法，并且通過(guò)與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比驗(yàn)證了該方法的有效性和準(zhǔn)確性?，F(xiàn)得到如下結(jié)論：

（1）本文提出的方法是在前人的研究上進(jìn)行了創(chuàng)新，預(yù)測(cè)結(jié)果有效且更精確，可用于航空器適航噪聲預(yù)測(cè)，為我國(guó)自主實(shí)現(xiàn)航空器噪聲適航審定提供技術(shù)支持。

（2）本文預(yù)測(cè)方法僅僅是對(duì)飛機(jī)飛越噪聲的分析，后續(xù)工作者可以參照本文的研究方法完善適航進(jìn)近噪聲和邊線噪聲的預(yù)測(cè)。

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Research on Optimization of Noise Prediction Method for Aero-engine during Take-off

Yan Guohua， Zhang Min， Liu Yong， Zhang Qing

Civil Aviation University of China， Tianjin 300300， China

Abstract： Engine fan noise and jet noise are the two main noise sources of the engine during the take-off process of the aircraft. During the take-off process of the aircraft， the engine fan noise and jet noise can be used to approximately replace the engine noise for noise prediction， which is of great significance for the noise reduction design of the new engine and the noise airworthiness evaluation of the civil aircraft. A new method for predicting the take-off noise of aero-engine is proposed. Based on Heidmann fan noise model and Stone jet noise model， the data of ground fan noise and jet noise are obtained. Considering the influence of DopplejgV2g1pZsSR7Phe5l+eBpQLhCCzqTut/Ty5YAbm3V68=r effect， geometric divergence attenuation and atmospheric sound absorption attenuation in the process of noise propagation， the fan noise and jet noise are mapped to the take-off track line respectively， and the engine noise required by the aircraft noise airworthiness certification program on the take-off track line is synthesized in the flight state. Taking the CFM56-7B engine as an example， the effective perceived noise level calculated by the model is compared with the experimental results to verify the effectiveness and accuracy of the method. This method can be used for aircraft airworthiness noise prediction and provide technical support for Chinese independent realization of aircraft noise airworthiness certification.

Key Words： take-off； fan noise； jet noise； engine noise； noise airworthiness certification