渦槳飛機(jī)機(jī)體外表面噪聲源計算與實驗驗證

董寧娟，潘 凱

（中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所，陜西 西安 710065）

0 引 言

航空業(yè)的發(fā)展和航空運(yùn)輸市場規(guī)模的擴(kuò)大導(dǎo)致飛機(jī)數(shù)量大幅增加，飛機(jī)噪聲問題也隨之凸顯，已成為城市環(huán)境污染的主要問題[1-2]。如今人們對飛機(jī)艙內(nèi)的噪聲水平要求越來越高，飛機(jī)噪聲問題目前已成為影響艙內(nèi)舒適性的主要因素之一。

近些年來，影響艙內(nèi)舒適性的飛機(jī)艙內(nèi)噪聲成為各航空公司爭奪飛機(jī)市場的砝碼。另一方面，飛機(jī)適航許可證也對飛機(jī)噪聲提出了更高的要求。在此方面更勝一籌的渦槳飛機(jī)逐漸在航空工業(yè)中占據(jù)了主要位置[3]。巡航狀態(tài)下飛機(jī)艙內(nèi)噪聲水平的主要噪聲源有外部的發(fā)動機(jī)噪聲以及艙內(nèi)的環(huán)控系統(tǒng)噪聲。就渦槳飛機(jī)而言，影響巡航狀態(tài)下艙內(nèi)噪聲的主要噪聲源包括附面層噪聲以及螺旋槳噪聲。對渦槳飛機(jī)在巡航狀態(tài)下的這兩種噪聲源計算方法進(jìn)行研究，不僅可以為機(jī)體外表面聲載荷的計算提供數(shù)據(jù)，而且可作為艙內(nèi)噪聲預(yù)計的外部輸入條件。

對于附面層噪聲，Cockburn等于1973年發(fā)展了湍流邊界層結(jié)構(gòu)表面的壓力脈動和功率譜密度的計算方法[4]。對于螺旋槳噪聲，其主要分為空氣聲與結(jié)構(gòu)聲兩類?？諝饴曋嘎菪龢臍鈩釉肼曂ㄟ^空氣傳到艙壁上，引起壁面振動從而向艙內(nèi)輻射噪聲。結(jié)構(gòu)聲指螺旋槳和機(jī)翼等其他結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的振動通過飛機(jī)結(jié)構(gòu)傳到艙室壁面引起壁面振動而向艙內(nèi)輻射噪聲。目前對于螺旋槳噪聲的艙內(nèi)預(yù)測出現(xiàn)了很多工程分析方法，包括聲壓傳遞矩陣方法、聲阻抗分析方法、有限元法[5]、模態(tài)疊加法、邊界元法[6]、統(tǒng)計能量法等[7]。常用的有限元法在分析聲固耦合問題的低頻特性時具有顯著的優(yōu)點[8]，在此基礎(chǔ)上發(fā)展了模態(tài)分析法以及投射損失法用于飛機(jī)艙內(nèi)噪聲分析，但這兩種方法預(yù)估精度都不高。對于高頻隨機(jī)力激勵作用下的聲振耦合問題，后續(xù)又發(fā)展了統(tǒng)計能量方法，一種從統(tǒng)計的觀點以能量為主變量的分析方法。但該方法受限于高頻區(qū)復(fù)雜結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的動力學(xué)問題分析[9]。

本文以某型民用渦槳飛機(jī)為對象，針對巡航狀態(tài)下的附面層噪聲和螺旋槳噪聲這兩類噪聲源分別開展了噪聲計算方法研究。首先，利用基于統(tǒng)計能量分析（Statistical Energy Analysis,SEA）方法的噪聲預(yù)計軟件VA-One開展了機(jī)身表面不同位置處的附面層噪聲數(shù)值計算[10]；接著，利用美國聯(lián)合技術(shù)公司哈密爾頓標(biāo)準(zhǔn)部發(fā)展的預(yù)測方法進(jìn)行了螺旋槳近場噪聲計算[11]；最后，綜合考慮這兩種噪聲源的計算結(jié)果，并與該型渦槳飛機(jī)的機(jī)體表面噪聲實測數(shù)據(jù)相比較，驗證了該方法的可行性和有效性。

1 附面層噪聲數(shù)值計算

1.1 附面層噪聲源計算

通過風(fēng)洞測試和飛行數(shù)據(jù)可知，在湍流邊界層作用下，結(jié)構(gòu)表面的脈動壓力與自由流體動態(tài)壓力q∞成正比，然而在不均勻流場的作用下，在結(jié)構(gòu)某些區(qū)域上，最大脈動壓力未必發(fā)生在最大流體動態(tài)壓力產(chǎn)生處。氣流作用在結(jié)構(gòu)表面產(chǎn)生的脈動壓力由結(jié)構(gòu)幾何外形、馬赫數(shù)和氣流作用角度等眾多因素決定。根據(jù)氣流作用角度可將氣流作用在結(jié)構(gòu)表面情況大體分為分離和黏附狀態(tài)[4]，如圖1所示。

圖1 湍流邊界層作用示意圖Fig.1 Schematic diagram of turbulent boundary layer

湍流邊界層作用下結(jié)構(gòu)表面脈動壓力均方根PRMS總值計算公式見式（1），脈動壓力功率譜密度Sp（f）見式（2）[10]：

針對飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)，圖1中區(qū)域1可看作飛機(jī)駕駛艙結(jié)構(gòu)，區(qū)域2可看作機(jī)身艙段結(jié)構(gòu)。由于湍流邊界層作用在結(jié)構(gòu)表面的作用角度不同，因而針對駕駛艙和機(jī)身艙段結(jié)構(gòu)外表面噪聲計算方法不同，具體體現(xiàn)在A、B和C的取值上，各自取值如表1所示[4]。

表1 邊界層不同部位的參數(shù)A、B、C取值表Table 1 Values of parameters A,B and C at different secions of boundary layer

1.2 基于SEA的數(shù)值仿真

利用噪聲分析軟件 VA-One[10]，開展渦槳飛機(jī)附面層噪聲數(shù)值仿真計算時，主要包括結(jié)構(gòu)建模和計算參數(shù)兩部分內(nèi)容。

根據(jù) SEA計算理論中的建模原則和附面層噪聲源的計算理論，結(jié)合渦槳飛機(jī)外表面噪聲實際測試的測點布置情況，進(jìn)行附面層噪聲源數(shù)值仿真建模。根據(jù)圖1中所示區(qū)域的分布特點，對機(jī)身結(jié)構(gòu)進(jìn)行子系統(tǒng)劃分，并對軟件中已有的湍流邊界層噪聲源模塊進(jìn)行噪聲源定義。噪聲源定義時主要包括飛機(jī)的飛行狀態(tài)及飛行高度處空氣層的相關(guān)參數(shù)，最后完成的湍流邊界層作用下機(jī)身外表面噪聲計算模型如圖2所示，模型中對應(yīng)的湍流邊界層計算參數(shù)，可根據(jù)實際計算過程中飛機(jī)巡航時所在的高度和具體的噪聲計算點位置進(jìn)行定義。

圖2 湍流邊界層作用下飛機(jī)表面噪聲計算模型Fig.2 Calculation model of aircraft surface noise under the action of turbulent boundary layer

為了將湍流邊界層作用下飛機(jī)外表面噪聲計算結(jié)果與實測結(jié)果對比，需要對飛機(jī)當(dāng)時的飛行狀態(tài)進(jìn)行說明，并且根據(jù)該狀態(tài)確定出仿真所需的計算參數(shù)，完成附面層噪聲的數(shù)值仿真計算。

2 螺旋槳噪聲的計算方法

2.1 螺旋槳噪聲的解析計算方法

螺旋槳噪聲產(chǎn)生的機(jī)理復(fù)雜，噪聲頻譜中明顯存在著諧波分量和寬頻噪聲。離散分量級與寬頻帶噪聲級之比取決于螺旋槳的氣動及幾何的特性，其工作狀態(tài)也取決于螺旋槳前氣流的不均度及紊流度[12]。

2.1.1 噪聲的離散分量

離散的噪聲分量是在工作狀態(tài)大幅度改變時螺旋槳聲能的主要部分。因此，首先研究離散分量的計算方法。螺旋槳的離散噪聲的解析計算方法分為兩大類：一個是Goldstein所用的方法[13]，一個是Flowcs Williams用的方法[14]，按照文獻(xiàn)[13]中的方法，螺旋槳聲場是由于在介質(zhì)數(shù)值上等于氣動載荷的、周期性的集中力作用在葉片上的結(jié)果。所得到的頻域計算結(jié)果為各個旋轉(zhuǎn)噪聲諧波對葉片上的定常載荷。一些學(xué)者對文獻(xiàn)[13]提出了改善的顧金方法[15]，考慮飛機(jī)速度和葉片徑向及弦向載荷分布的影響，只認(rèn)為葉片上載荷是定常的。

文獻(xiàn)[14]中的計算方法主要是求出任意固體表面在介質(zhì)中運(yùn)動的聲場，并可能表達(dá)成頻率域和時域中的聲壓。這個方法較容易轉(zhuǎn)到任一相對螺旋槳不動的坐標(biāo)系，便于計算飛機(jī)在某地區(qū)的噪聲。

2.1.2 寬頻帶噪聲

引起寬頻噪聲的原因很多，主要是由葉片與周圍流場的隨機(jī)脈動相互作用產(chǎn)生。計算螺旋槳飛機(jī)在某地區(qū)的噪聲時，廣泛使用經(jīng)驗計算法。它們基于螺旋槳的總特性：推力或功率、槳葉總面積、旋轉(zhuǎn)的葉尖速度。這些方法所用的一些常數(shù)，是由試驗研究一定類型的螺旋槳或其模型得到的。

直葉片的螺旋槳總和噪聲級可由下式求得：

其中：W0.7為半徑=0.7處的相對速度；P為螺旋槳推力；S為葉片總的面積；R為由螺旋槳至觀測點的距離。

最大聲的分量譜頻率為

其中：h0.7和b0.7分別為在半徑=0.7處型面的厚和弦長；α為流過該型面的攻角。

2.2 螺旋槳噪聲的經(jīng)驗估算

2.1節(jié)中的螺旋槳噪聲級的解析計算方法，工作狀況的范圍很寬，包括高速飛行，相應(yīng)的馬赫數(shù)為 0.75～0.85，并且既在近場也在遠(yuǎn)場，考慮了所有主要的噪聲形成機(jī)理。但同時也有一些因素，在計算中難以精確考慮，如：機(jī)身、機(jī)翼以及動力裝置結(jié)構(gòu)特點對聲場的影響。為此，利用美國聯(lián)合技術(shù)公司哈密爾頓標(biāo)準(zhǔn)部發(fā)展的預(yù)測方法，開展螺旋槳近場噪聲預(yù)測。

近場是指距槳尖距離小于一個槳徑范圍內(nèi)的聲場。由于本文主要考慮巡航狀態(tài)下渦槳飛機(jī)機(jī)體外表面噪聲源的計算，因此該類計算屬于近場噪聲計算。除了考慮到遠(yuǎn)場的影響因素外，還要考慮機(jī)身的存在對聲場的影響，即機(jī)身形狀以及槳尖與機(jī)身的間隙的影響。

由于飛機(jī)結(jié)構(gòu)聲疲勞和艙內(nèi)聲場的計算都需要機(jī)體表面聲壓的頻譜數(shù)據(jù)，因此需要清楚了解噪聲的各次諧波值?；诠軤栴D的螺旋槳近場噪聲預(yù)測步驟如下：

（1）計算螺旋槳旋轉(zhuǎn)槳尖馬赫數(shù)MaR；

（2）根據(jù)輸入螺旋槳的功率及槳徑，查文獻(xiàn)[13]可得分聲壓級LN1；

（3）由表2查得槳葉數(shù)的修正值BC（dB）；

表2 槳葉數(shù)k不同的噪聲級計算修正值Table 2 Correction values of noise level calculation for different blade numbers（k）

（4）考慮槳尖速度MR和旋轉(zhuǎn)平面上槳尖離開機(jī)身壁的距離 Y的修正值LN2，查文獻(xiàn)[13]中可得此修正值；

（5）查文獻(xiàn)[14]中，可得軸向位置XD的修正值XC，槳盤平面之前的X為正值；

（6）查文獻(xiàn)[13]中，可得機(jī)身的反射修正RC；

（7）計算總聲壓級：

L=LN1+ BC+ LN2+ XC+ RC；

（8）根據(jù)文獻(xiàn)[13]找出螺旋槳噪聲的諧波分布。

3 噪聲源計算

分別利用上述附面層噪聲計算方法和螺旋槳噪聲經(jīng)驗估算方法，對該型飛機(jī)螺旋槳旋轉(zhuǎn)平面在機(jī)身的對應(yīng)位置處的某點進(jìn)行噪聲計算。綜合考這兩部分計算結(jié)果，與實測結(jié)果進(jìn)行對比，分析上述方法的可行性和有效性。

3.1 機(jī)體外表面噪聲測量

3.1.1 測量方法

在某型渦槳飛機(jī)的機(jī)身外表面粘貼B&K公司的4189表面?zhèn)髀暺骱?560D數(shù)據(jù)采集及分析系統(tǒng)進(jìn)行機(jī)身外表面噪聲測量。測點位置距離機(jī)頭頂部5.018 m，具體位置如圖3所示。

圖3 某型飛機(jī)外表面噪聲測試Fig.3 External surface noise test of an aircraft

3.1.2 測量框圖

本次實驗的測量框圖如圖4所示。

圖4 測量框圖Fig.4 Measurement block diagram

3.1.3 測量步驟及過程

整個測量過程包括以下步驟：

（1）根據(jù)實際需求在機(jī)身表面確定測量點的位置；

（2）對測點位置進(jìn)行清理，并安裝 B&K4189型傳聲器；

（3）利用導(dǎo)線將連接4189型傳聲器、數(shù)據(jù)采集及分析儀連接起來進(jìn)行系統(tǒng)校準(zhǔn)及調(diào)試；

（4）待飛機(jī)達(dá)到狀態(tài)時，進(jìn)行外表面噪聲測量，記錄并保存數(shù)據(jù)；

（5）完成測量。

3.1.4 實驗結(jié)果

選取巡航狀態(tài)下的測試數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，通過分析發(fā)現(xiàn)該型機(jī)外表面噪聲能量主要集中在 500 Hz以下，且主要集中在螺旋槳槳葉旋轉(zhuǎn)通過頻率以及其2階和3階諧頻處，故在此只給出500 Hz以內(nèi)的外表面噪聲頻譜，如圖5所示。

圖5 飛機(jī)外表面聲壓級實測頻譜圖Fig.5 Measured sound pressure spectrum on external surface of aircraft

3.2 附面層噪聲

根據(jù)某型飛機(jī)實際飛行情況，計算過程中A、B和 C的取值為氣流與結(jié)構(gòu)分離狀態(tài)時所對應(yīng)的值。該型飛機(jī)巡航飛行狀態(tài)參數(shù)及附面層計算參數(shù)如表3所示。根據(jù)上述計算方法，可得附面層噪聲總聲壓級計算結(jié)果為127.1 dB，對應(yīng)的1/3倍頻程頻譜圖如圖6所示。

表3 計算參數(shù)表Table 3 Calculation parameter table

圖6 附面層噪聲計算結(jié)果Fig.6 Calculation results of boundary layer noise

3.3 螺旋槳噪聲預(yù)測

某型飛機(jī)所用的是漢勝247F-3型渦槳發(fā)動機(jī)，預(yù)測相關(guān)參數(shù)如表4所示。

表4 某型飛機(jī)螺旋槳參數(shù)表Table 4 Propeller parameters of a certain aircraft

由于實測時測點與螺旋槳旋轉(zhuǎn)平面對應(yīng)在機(jī)身位置處的距離為1.771m（小于1個槳徑尺寸），故對該點的螺旋槳噪聲可利用近場噪聲預(yù)測的方法進(jìn)行預(yù)測。與附面層噪聲計算狀態(tài)相對應(yīng)，預(yù)測該點在巡航狀態(tài)下的螺旋槳噪聲值。

3.3.1 螺旋槳噪聲總聲壓級預(yù)測

根據(jù)螺旋槳噪聲預(yù)測方法，進(jìn)行巡航狀態(tài)下該測點處的螺旋槳噪聲總聲壓級預(yù)測，預(yù)測結(jié)果如表5所示。

表5 螺旋槳平面上近場噪聲預(yù)測結(jié)果Table 5 Prediction results of near-field noise level on propeller plane

3.3.2 各階諧波的預(yù)測

通過查文獻(xiàn)[11]，可得到巡航狀態(tài)下螺旋槳噪聲的各階諧波聲壓級的修正量。從圖 5中可以看出，螺旋槳噪聲諧波能量主要集中在前3階，其它階諧波聲壓級值很小，可以忽略不計。故只計算前3階，計算結(jié)果如表6所示。

表6 螺旋槳噪聲前3階諧波聲壓級Table 6 First three harmonic sound pressure levels of propeller noise

3.4 總聲壓級

將附面層噪聲計算結(jié)果和螺旋槳噪聲計算結(jié)果綜合考慮，可計算出該點的總聲壓級見表 7，并得到該測點的1/3倍頻程聲壓級頻譜圖如圖7所示。

表7 總聲壓級的計算和實測結(jié)果Table 7 Calculated and measured total sound pressure levels

圖7 實測點聲壓級預(yù)測結(jié)果與實測結(jié)果對比圖Fig.7 Comparison between predicted and measured sound pressure levels at the measuring point

3.5 結(jié)果分析

分析表6可以看出，諧波噪聲預(yù)測結(jié)果與實際測試得到的頻譜中的各個諧波分量基本一致，最大誤差為0.84 dB，這驗證了本文中的螺旋槳諧波噪聲預(yù)測方法的正確性。分析表7可以看出，預(yù)測得到的總聲壓級值與實測結(jié)果非常接近，誤差僅為1.4 dB。分析圖7可以看出，將附面層噪聲和螺旋槳噪聲疊加之后的噪聲源的頻譜圖與實測結(jié)果在全頻段上非常吻合，同時分析實測譜可以看出，螺旋槳噪聲的主要能量主要體現(xiàn)在低頻段，而附面層噪聲主要體現(xiàn)在中高頻段。這三點分析結(jié)果，有效地驗證了本文所述的兩類噪聲源計算方法的可行性和正確性。

4 結(jié) 論

本文提出了一種基于仿真分析和經(jīng)驗公式相結(jié)合的渦槳飛機(jī)機(jī)身表面噪聲計算方法，建立了渦槳飛機(jī)機(jī)身表面噪聲的預(yù)測模型，實現(xiàn)了渦槳飛機(jī)機(jī)身表面噪聲的準(zhǔn)確計算。結(jié)合某型渦槳飛機(jī)機(jī)身表面實測數(shù)據(jù)，使用基于仿真分析和經(jīng)驗公式相結(jié)合的渦槳飛機(jī)機(jī)身表面噪聲計算方法對其進(jìn)行了預(yù)測。結(jié)果顯示，不論將總聲壓級或者是諧波噪聲的預(yù)測結(jié)果與實測結(jié)果對比，均顯示采用SEA仿真計算附面層噪聲和采用美國聯(lián)合技術(shù)公司哈密爾頓標(biāo)準(zhǔn)部發(fā)展的經(jīng)驗預(yù)測方法計算螺旋槳噪聲并將兩者結(jié)合的算法結(jié)果與實測結(jié)果相吻合，驗證了本文所述的巡航狀態(tài)下渦槳飛機(jī)的兩類主要噪聲源計算方法的可行性和有效性。此外，該項工作的開展，可為機(jī)體外表面聲載荷的計算提供數(shù)據(jù)參考，同時亦可作為飛機(jī)艙內(nèi)噪聲預(yù)計的外部輸入條件。