閆國華 孟麗莎

摘要：民用航空業(yè)的發(fā)展促使發(fā)動(dòng)機(jī)的性能越來越好，燃燒室所產(chǎn)生的噪聲也成為不可忽視的一部分。燃燒室產(chǎn)生的噪聲無法直接測得，目前是通過半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ涂傻玫筋A(yù)測噪聲。本文提出飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室邊線噪聲的預(yù)測方法，先算出起飛航跡，然后采用SAE算法預(yù)測發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室靜態(tài)噪聲，通過修正因子修正到邊線狀態(tài)，從而獲得噪聲級。采用Matlab編程實(shí)現(xiàn)噪聲的預(yù)測，不僅極大縮短工作時(shí)間，并且也節(jié)省大量人力物力，為今后燃燒室的噪聲研究提供了一種可供參考的方法。

關(guān)鍵詞：燃燒室噪聲，SAE算法;邊線噪聲;修正因子;起飛航跡

中圖分類號：TB53 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的噪聲在飛機(jī)整體噪聲中的占比是最大的，而在發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的噪聲中，燃燒室所產(chǎn)生的噪聲又是一個(gè)重要部分。目前對于降低噪聲的研究越來越重要。在邊線狀態(tài)下對燃燒室噪聲有精準(zhǔn)的預(yù)測，可以為飛機(jī)的適航審定提供有力依據(jù)，不僅能減少人力、物力和財(cái)力，還能減少產(chǎn)生不好的后果。因此，采用靜態(tài)噪聲預(yù)測算法，考慮影響因素后修正到邊線狀態(tài)，從而獲得邊線測量點(diǎn)處的噪聲級。

1 邊線狀態(tài)下燃燒室噪聲預(yù)測

1.1 靜態(tài)噪聲算法

燃燒室噪聲的預(yù)測方法中使用最廣泛的是SAE算法[1]。用到的參數(shù)見表1。

1/3倍頻程內(nèi)遠(yuǎn)場均方聲壓的方程式表示為：

無量綱源到觀察者的距離r_s^*定義為：

聲功率Π*跟燃燒室人口和出口狀態(tài)有關(guān)：式中：H為渦輪傳輸損失因子，H²為渦輪傳輸損失函數(shù)：

渦輪傳輸損失是低壓渦輪設(shè)計(jì)點(diǎn)溫度下降的函數(shù)。光譜函數(shù)S是log₁₀（f/f₀）的函數(shù)，如圖1所示，指向性函數(shù)D是跟極化指向角B相關(guān)的，如圖2所示。

峰值頻率f_p為：

總噪聲是均方聲壓乘以發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量Ne。聲壓級SPL定義為：

1.2 修正因子

航空器噪聲合格審定標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定，邊線基準(zhǔn)噪聲的測量點(diǎn)與試驗(yàn)場跑道中心線平行，并且與該線的距離為450m處的邊線上一點(diǎn)，飛機(jī)在起飛后這個(gè)點(diǎn)處會產(chǎn)生最大的邊線噪聲。目前的修正因子有噪聲源移動(dòng)效應(yīng)、大氣聲衰減、發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量，還有飛機(jī)本身產(chǎn)生的噪聲[2，3]。本文研究的是燃燒室部件在適航審定中在邊線處產(chǎn)生的噪聲值，在邊線處，由于掩蔽效應(yīng)，可忽略發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量對另一側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲所產(chǎn)生的影響。噪聲源移動(dòng)效應(yīng)、大氣聲衰減是本文考慮重點(diǎn)[4，5]。飛機(jī)噪聲審定測量點(diǎn)位置圖如圖3所示。

1.2.1 噪聲源移動(dòng)效應(yīng)

噪聲源移動(dòng)效應(yīng)包括多普勒效應(yīng)和噪聲源的振幅修正[6]。多普勒效應(yīng)是噪聲源相對于傳聲器移動(dòng)所產(chǎn)生的頻率漂移，計(jì)算公式為：式中：f_flight為飛行頻率，f_static為靜態(tài)頻率，Ma為飛行馬赫數(shù)，θ為飛行航跡與飛機(jī)和傳聲器之間連線的夾角。

振幅修正是聲源相對于傳聲器移動(dòng)所需進(jìn)行的聲壓級修正，計(jì)算公式為：式中：SPL_flight為飛行聲壓級，SPL_static為靜態(tài)聲壓級，如上所述，K為常數(shù)，理論值為40。

1.2.2 大氣聲衰減

大氣的聲衰減與頻率、溫度和濕度之間的關(guān)系用下列等式表示：其中：

σ（i）為衰減系數(shù)，單位為dB/100m;θ為溫度，單位為℃;H為相對濕度，以百分比表示。

2 起飛航跡計(jì)算

目前使用最多的用于計(jì)算起飛航跡的方法是分段建模法，它的原理是將飛機(jī)的起飛軌跡分割成不同的小航段，每航段近似為一條直線。航跡是對飛機(jī)在時(shí)間和空間上的描述。地面軌跡是飛機(jī)起飛航跡在地面上的垂直投影，并且與垂直的飛行剖面共同形成三維的航跡[7～9]。每個(gè)航段都與航段終點(diǎn)坐標(biāo)、飛行速度以及發(fā)動(dòng)機(jī)功率相關(guān)。

2.1 計(jì)算方法

2.1.1 起飛滑跑

起飛滑跑距離就是飛機(jī)從松剎車點(diǎn)到起落架收回沿跑道滑跑和飛過的距離。在該階段中，飛機(jī)加速飛駛，速度從零開始急速增加。其中當(dāng)量起飛滑跑距離S_T08為：式中：W為飛機(jī)的起飛總重量，N為發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量。

2.1.2 恒速爬升

在該航段的爬升速度是由初始爬升速度校準(zhǔn)得到的，計(jì)算公式為：式中：C為與襟翼角度相關(guān)的系數(shù)，W為飛機(jī)松剎車時(shí)的總重量。

2.1.3 加速爬升和襟翼收縮

該階段是在飛機(jī)初始爬升之后，此階段的初始參數(shù)值就是初始爬升段的最后終點(diǎn)參數(shù)值。其中片段軌跡在地面投影的長度為S_a：

2.1.4 襟翼收縮后的額外加速和爬升

爬升角度、高度通過計(jì)算得到。其中高度必須用插值法進(jìn)行估算方可得到。飛機(jī)的平均爬升角計(jì)算公式為：

2.2 計(jì)算實(shí)例

CFM56-7B服役于波音737-800，可以從ANP數(shù)據(jù)庫獲取波音737-800的起飛程序步驟數(shù)據(jù)。噪聲測試期間所獲得的噪聲數(shù)據(jù)被嚴(yán)格記錄在ANP數(shù)據(jù)庫中。查閱數(shù)據(jù)庫中的各項(xiàng)起飛數(shù)據(jù)，通過計(jì)算可以得到737-800的起飛航跡，如圖4所示。

3 燃燒室邊線噪聲預(yù)測實(shí)例

3.1 翰入?yún)?shù)

用CFM56-7B發(fā)動(dòng)機(jī)為預(yù)測實(shí)例，在中國民用航空規(guī)章（CCAR）第36部關(guān)于噪聲所規(guī)定的基準(zhǔn)條件下，即標(biāo)準(zhǔn)海平面大氣壓101.325kPa，大氣溫度298.15K，相對濕度70%，應(yīng)用Matlab編程預(yù)測在邊線噪聲測量點(diǎn)處的燃燒室噪聲值。輸入?yún)?shù)見表2。

3.2 預(yù)測結(jié)果分析

通過Matlab的預(yù)測計(jì)算[10]，可以得到總聲壓級OASPL，A加權(quán)聲壓級和有效感覺噪聲級EPNL，其隨角度的變化如圖5一圖7所示。從圖5中可以看出，總聲壓級是在與進(jìn)氣道角度120°的時(shí)候達(dá)到了最大為97.09dB，在20°～80°之間總聲壓級的大小波動(dòng)不大，在80°～120°之間，總聲壓級迅速的增加，120°之后下降。

從圖6中可以看出，最大A加權(quán)聲壓級為90.15dB，在20°～80°之間總聲壓級的下降的幅度不大，在80°～120°之間，總聲壓級迅速的增加，120°之后下降。

從圖7中可以看出，有效感覺噪聲級同樣在120°處取得最大值98.36dB，從峰值點(diǎn)開始隨著角度的增大減小迅速。

由這三個(gè)圖可知，噪聲級在80°的時(shí)候有拐角，在拐角右端80°～120°之間上升幅度很大，說明80°之后燃燒室對整體噪聲影響加大，后因尾噴的影響而減小。

4 結(jié)束語

結(jié)合適航規(guī)章中的規(guī)定，用SAE算法預(yù)測并修正了發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室邊線噪聲，得到了CFM56-7B發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室在邊線條件下的有效感覺噪聲級，通過上述的分析，可以得到如下結(jié)論：

（1）SAE算法可以較好地預(yù)測出燃燒室部件靜態(tài)噪聲，并且可以極大減少工作量。

（2）在使用分離技術(shù)得到燃燒室噪聲的基礎(chǔ)上，通過預(yù)測方法得到的燃燒室噪聲更便于使用。

（3）通過燃燒室噪聲的預(yù)測，為研發(fā)出更加低噪聲的發(fā)動(dòng)機(jī)提供了更有力的依據(jù)。

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