民用飛機(jī)降噪優(yōu)化方案分析*

夏 天，閆國(guó)華

(中國(guó)民航大學(xué)航空工程學(xué)院，天津 300300)

0 引言

目前，噪聲問(wèn)題已經(jīng)成為空中交通發(fā)展最大的抑制劑之一。歐美在此方面代表了國(guó)際最先進(jìn)的技術(shù)水平。NASA研究了大量包括機(jī)身和發(fā)動(dòng)機(jī)在內(nèi)的降噪技術(shù)。如圖1所示［1］。

圖1 民機(jī)噪聲水平發(fā)展趨勢(shì)

國(guó)際民航組織(ⅠCAO)頒發(fā)了適航審定條例ⅠCAO附件16，美國(guó)聯(lián)邦航空局(FAA)頒布實(shí)施了聯(lián)邦航空法規(guī)第36部，中國(guó)民用航空局也頒發(fā)了中國(guó)民航規(guī)章第36部。盡管現(xiàn)役的飛機(jī)符合現(xiàn)行的噪聲標(biāo)準(zhǔn)，并可能做一些簡(jiǎn)單改進(jìn)來(lái)符合未來(lái)的更高的標(biāo)準(zhǔn)，可是隨著公眾對(duì)噪聲的容忍度越來(lái)越小，噪聲適航標(biāo)準(zhǔn)的要求越來(lái)越高，需要飛機(jī)在生產(chǎn)設(shè)計(jì)之初就對(duì)降噪措施有一定系統(tǒng)化的考慮。

如今越來(lái)越多的機(jī)場(chǎng)也實(shí)施了噪聲限制程序，如圖2所示。早在1988年我國(guó)出臺(tái)了國(guó)家標(biāo)準(zhǔn)《機(jī)場(chǎng)周圍飛機(jī)噪聲環(huán)境標(biāo)準(zhǔn)》，對(duì)機(jī)場(chǎng)周圍的飛機(jī)噪聲環(huán)境實(shí)施控制和管理。將先進(jìn)技術(shù)和噪聲優(yōu)化程序運(yùn)用到現(xiàn)實(shí)中，不僅有利于減輕民機(jī)噪聲對(duì)居民影響，更能滿足更多機(jī)場(chǎng)限制。

圖2 世界范圍內(nèi)機(jī)場(chǎng)采取噪聲相關(guān)的限制趨勢(shì)

對(duì)于民機(jī)降噪設(shè)計(jì)，以往的方式很多，但對(duì)于平滑升力面，動(dòng)力系統(tǒng)融合等先進(jìn)技術(shù)并沒(méi)有太多引用。而在適航程序降噪方面，大角度進(jìn)近和減推力起飛是常用的降噪程序，利用單事件噪聲級(jí)算法對(duì)其進(jìn)行分析，得出結(jié)論，降噪程序效果明顯，但有相應(yīng)的局限性。

1 民機(jī)噪聲適航符合性程序

1.1 噪聲測(cè)量點(diǎn)［2］

圖3所示為噪聲適航測(cè)量點(diǎn)。

(1)起飛，在跑道中心線的延長(zhǎng)線上距起飛滑跑開(kāi)始點(diǎn)6 500 m處。

(2)進(jìn)場(chǎng)，在跑道中心線的延長(zhǎng)線上距跑道入口2 000 m處。

(3)邊線，在與跑道中心線的延長(zhǎng)線相平行并距該延長(zhǎng)線450 m的邊線上的一點(diǎn)，在該點(diǎn)飛機(jī)離地后的噪聲級(jí)最大;但對(duì)裝有3臺(tái)以上渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)，為了證明符合第一階段或第二階段(取適用者)的噪聲限制，此距離必須是650 m。

圖3 噪聲適航測(cè)量點(diǎn)

1.2 噪聲評(píng)定限制

將邊線，起飛和進(jìn)近的瞬時(shí)感覺(jué)噪聲級(jí)在時(shí)間上積分，得到有效感覺(jué)噪聲級(jí)(EPNL)，規(guī)定有效感覺(jué)噪聲級(jí)不能超出限制值，限制值是由飛機(jī)的最大起飛重量和飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量決定的。

1.3 標(biāo)準(zhǔn)飛行剖面

中國(guó)民用航空規(guī)章第36部中給出了飛機(jī)起飛和進(jìn)場(chǎng)的基準(zhǔn)剖面形狀，近場(chǎng)剖面圖如圖4所示。

圖4 基準(zhǔn)起飛剖面圖

即飛機(jī)在跑道上的滑跑起始點(diǎn)A開(kāi)始滑跑至B點(diǎn)離地，駕駛員操縱駕駛桿使飛機(jī)機(jī)頭抬升。抬升至C點(diǎn)時(shí)飛機(jī)以一恒定角度開(kāi)始第一次爬升。飛機(jī)在D點(diǎn)至E點(diǎn)的過(guò)程為減推力爬升階段。接下來(lái)飛機(jī)進(jìn)入第二次爬升階段，此時(shí)的爬升角可能不同于第一階段但仍然保持恒定，直到滿足噪聲審定要求的點(diǎn)F結(jié)束。以上各階段一起組成了飛機(jī)起飛的標(biāo)準(zhǔn)起飛航跡。

其中在跑道中心線上的幾個(gè)點(diǎn)分別表示為:K1點(diǎn)是飛機(jī)噪聲適航審定中規(guī)定的起飛噪聲觀測(cè)點(diǎn)，K2點(diǎn)是飛機(jī)起飛橫側(cè)噪聲級(jí)最大位置即邊線噪聲觀測(cè)點(diǎn)的投影。

2 噪聲源頭設(shè)計(jì)降噪

從源頭上降低飛機(jī)噪聲，有兩個(gè)技術(shù)層面:①飛機(jī)機(jī)身噪聲;②推進(jìn)系統(tǒng)噪聲。在從源頭降低噪聲同時(shí)，要考慮到這兩個(gè)方面，并且充分考慮飛機(jī)起飛、進(jìn)近以及降落的狀態(tài)。

2.1 平滑升力面

在飛機(jī)飛行高度較低，攻角較大的進(jìn)近過(guò)程中，倘若忽略起落架擾流引起的噪聲，翼尖由于翼尖小翼的作用所產(chǎn)生的噪聲較小。那么升力面噪聲就成為最主要的機(jī)身噪聲。因此在進(jìn)近過(guò)程中，盡可能減少升力面引起的噪聲是最有效的減小進(jìn)近過(guò)程中噪聲的方式。美國(guó)國(guó)家航空和宇航局蘭勒研究中心研究將機(jī)翼與機(jī)身融為一體以減小升力面后緣所產(chǎn)生的噪聲。并且將機(jī)身結(jié)構(gòu)沿翼展方向分為多個(gè)部分，這樣機(jī)翼有一個(gè)流線型的外緣并且可以在翼展方向在一定角度扭轉(zhuǎn)。

使用經(jīng)過(guò)修正的邊界層和當(dāng)?shù)亓髁繀?shù)，每一個(gè)部分的吸力面和壓力面的聲壓級(jí)(SPL)可以用式(1)計(jì)算［3］:

式中:δ*是吸力面或壓力面的邊界層厚度，L是翼展方向尾緣長(zhǎng)度，M0是飛行馬赫數(shù)，θ是極角，φ是方位角;F是基于等效厚度和雷諾數(shù)的斯特魯哈爾數(shù);K是基于當(dāng)?shù)乩字Z數(shù)的修正參數(shù)。

2.2 動(dòng)力系統(tǒng)融合和尾緣邊界層吸入概念(BLⅠ)

動(dòng)力系統(tǒng)融合的概念包含了整合式的發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)翼尾緣設(shè)計(jì)，這使得分布式排氣系統(tǒng)鑲嵌在機(jī)體機(jī)構(gòu)中。將發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在機(jī)體內(nèi)部，可以有效的減小風(fēng)扇前傳噪聲，并且這種設(shè)計(jì)可以減輕邊界層漩渦，從而減小噪聲。從翼展方向的進(jìn)氣槽吸入空氣，會(huì)使得邊界層漩渦大大減少，從而從一定程度上降低了由于漩渦引起的噪聲。如圖5所示［4］。

圖5表明當(dāng)邊界層完全被吸入時(shí)，最大可將尾緣有效感覺(jué)噪聲級(jí)降低4 dB。通過(guò)燃油消耗率(SFC)定義:

可以看出，給定的飛行速度v∞和燃油燃燒熱值Δhf，由于熱效率ηth下降的速度大于推進(jìn)效率ηprop提升的速度，SFC在增大。這是由于動(dòng)力系統(tǒng)吸入了高熵值的邊界層氣流，使得推進(jìn)力下降，從而增加了燃油消耗率。因此，使用邊界層吸入技術(shù)需要在燃油消耗和削減噪聲方面有一個(gè)平衡策略。

圖5 尾部邊緣使用邊界層吸入技術(shù)所減小的噪聲量

2.3 利用超高涵道比的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)

對(duì)于飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)而言，因噴流噪聲與噴流速度的8次方成比例，一項(xiàng)最主要的噪聲源頭就是高速排氣噴流。特別是在起飛過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)功率高，飛機(jī)距離地面較近，高速排氣造成的噪聲影響尤為突出，根據(jù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)推力公式:

想要維持發(fā)動(dòng)機(jī)一定推力，可以提高排氣速度減小燃?xì)饬髁炕蛘咴龃笕細(xì)饬髁繙p小排氣速度。對(duì)于聲學(xué)而言，降低排氣速度可以很大程度上減小噪聲，而流量的增加使得噪聲增加的的速率遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于排氣速度的影響。現(xiàn)代民機(jī)上使用的高涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)在一定程度上降低了噪聲水平，如圖6所示。

圖6 發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲隨涵道比的變化趨勢(shì)

根據(jù) NASA 的 ANOPP’s flight dynamics模型［5］，超高涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)當(dāng)涵道比達(dá)到30時(shí)，降噪效果將遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于現(xiàn)役發(fā)動(dòng)機(jī)水平。圖6表明涵道比越大，風(fēng)扇的有效感覺(jué)噪聲級(jí)隨涵道比變化不明顯，而排氣噪聲隨涵道比的變化十分明顯，當(dāng)涵道比大于6時(shí)，排氣噪聲迅速下降。采用更為先進(jìn)技術(shù)的超高涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)在保證相同推力的情況下，降噪性能得到大大提升。

3 適航優(yōu)化程序分析

3.1 大角度進(jìn)近

在飛機(jī)進(jìn)近過(guò)程中，飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)處于高慢車狀態(tài)，此時(shí)風(fēng)扇帶來(lái)的噪聲是最主要的發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲。飛機(jī)高度低，飛行速度慢，離居民區(qū)較近，對(duì)居民影響也較大。倘若飛機(jī)進(jìn)近時(shí)使用較小角度，且進(jìn)近速度較慢，必定會(huì)使得附近居民更長(zhǎng)時(shí)間暴露在噪聲環(huán)境中。使用大角度進(jìn)近，進(jìn)近速度較高，可以減小這種影響居民在噪聲環(huán)境中的暴露時(shí)間。如圖7所示，以5°和 3°進(jìn)近的差異。

考慮到乘客舒適度的因素，飛機(jī)下降速率最高不能超過(guò)330 m/min［6］，否則會(huì)引起乘客的眩暈等。

圖7 兩組大角度進(jìn)近

對(duì)于大角度進(jìn)近噪聲值的算法，以某型飛機(jī)為例，采用單事件噪聲值算法［7］，計(jì)算每隔0.5°的噪聲值數(shù)據(jù)，如表1所列。

表1 某型飛機(jī)大角度進(jìn)近下的噪聲水平對(duì)比

從表1中可以很明顯的看出，當(dāng)進(jìn)近角度為4.5°時(shí)，有效感覺(jué)噪聲級(jí)為 83.6°，比進(jìn)近角度為 3°時(shí)候降低了8有效感覺(jué)噪聲分貝。

國(guó)際民航組織航空環(huán)境保護(hù)委員會(huì)(CAEP)的第八次會(huì)議中提供了大角度進(jìn)近時(shí)噪聲等值線區(qū)域變化的數(shù)據(jù)。選取相時(shí)下國(guó)際上最常見(jiàn)的波音737-800系列飛機(jī)，對(duì)于以3°進(jìn)近時(shí)，大角度進(jìn)近噪聲等值線區(qū)域變化［8］，如表2所示。可得出結(jié)論:單純從降噪角度講，進(jìn)近角度越大，噪聲等值線區(qū)域面積減小越多，即大角度進(jìn)近對(duì)于降噪效果比較明顯，可以利用大角度進(jìn)近削弱對(duì)機(jī)場(chǎng)周邊居民的影響。

大角度進(jìn)近有兩個(gè)顯著優(yōu)點(diǎn):①增加了飛機(jī)與地面的距離，使噪聲更多的在空氣中衰減;②由于大角度進(jìn)近以降低高度來(lái)提升飛行速度，故可以使用較小的發(fā)動(dòng)機(jī)推力來(lái)維持進(jìn)近所需要的速度，而此時(shí)最主要的發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲來(lái)源于發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇噪音，故可以降低發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速來(lái)降低發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲。

表2 波音737-800飛機(jī)大角度進(jìn)近相對(duì)于3°時(shí)的噪聲等值線區(qū)域減小百分比

大角度進(jìn)近的缺點(diǎn)有以下幾點(diǎn)，①需要重新設(shè)計(jì)儀表著陸系統(tǒng);②需要重新對(duì)飛行員進(jìn)行更深入的培訓(xùn);③需要空管相關(guān)人員重新規(guī)劃進(jìn)近路徑;④大角度進(jìn)近勢(shì)必對(duì)飛機(jī)機(jī)輪造成更大沖擊，影響其壽命。

3.2 減推力起飛

在起飛過(guò)程中，減推力起飛是常見(jiàn)的減少噪聲對(duì)居民區(qū)的影響的方式，如圖8所示。

圖8 減推力起飛圖示

減推力起飛即為在飛機(jī)起飛過(guò)程中，采取起飛額定推力的一定百分比例。推力減小，發(fā)動(dòng)機(jī)引起的噪聲會(huì)相應(yīng)的減少，但是由于飛機(jī)所需的巡航高度不變，減推力起飛飛機(jī)爬升率低，因此受到噪聲影響的區(qū)域也會(huì)相應(yīng)變大，即噪聲等值線區(qū)域增大。進(jìn)行減推力程序要結(jié)合飛機(jī)重量，涵道比等制定最優(yōu)的方案。如表3所示。

表3 減推力起飛降噪水平對(duì)比

應(yīng)用減推力起飛的飛機(jī)與基線飛機(jī)在同一高度時(shí)所測(cè)得的有效感覺(jué)噪聲分貝值的減少量?？梢缘贸?，在減小推力起飛時(shí)，在起飛測(cè)量點(diǎn)的噪聲值都有所減小。當(dāng)減少35%推力起飛時(shí)，測(cè)得的有效感覺(jué)分貝值下降程度比較明顯［9］。

4 結(jié)語(yǔ)

對(duì)于民機(jī)先進(jìn)降噪技術(shù)的研究，美國(guó)航空航天局(NASA)做了大量研究，國(guó)內(nèi)對(duì)其研究相對(duì)較少。平滑升力面，推進(jìn)系統(tǒng)融合以及超高涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)概念，都是今后更小噪聲飛機(jī)研制的趨勢(shì)。適航減噪程序，主要包含大角度進(jìn)近和減推力起飛，在符合適航條件的基礎(chǔ)上進(jìn)一步減小有效感覺(jué)噪聲值，但是大角度進(jìn)近和減推力起飛都適用于在一定的條件內(nèi)使用，其優(yōu)點(diǎn)和缺點(diǎn)都比較突出。對(duì)比大角度進(jìn)近和減推力起飛優(yōu)化程序的優(yōu)點(diǎn)和局限性，并以計(jì)算獲得的飛機(jī)實(shí)例驗(yàn)證適航優(yōu)化程序的效果。綜合應(yīng)用這些技術(shù)和適航程序，旨在減輕噪聲對(duì)機(jī)場(chǎng)周邊居民的影響，對(duì)日益嚴(yán)峻的環(huán)境問(wèn)題做出貢獻(xiàn)。

［1］ Pilczer D.Noise Reduction Assessment and Preliminary Design Ⅰmplications for a Functionally-Silent Aircraft［D］.Massachusetts:Department of Aeronautics and Astronautics，Massachusetts Ⅰnstitute of Technology.2003.

［2］ 中國(guó)民用航空總局適航審定司.中國(guó)民用航空規(guī)章第36部航空器型號(hào)和適航合格審定噪聲規(guī)定［S］.2005.

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［5］ Manneville A，Pilczer1 D，Spakovszky Z S.Noise Reduction Assessment and Preliminary DesignⅠmplications for a Functionally-silent aircraft［R］.10th AⅠAA/CEAS Aeroacoustics Conference.A-merican Ⅰnstitute of Aeronautics and Astronautics.2004

［6］ Alberici A，Bassanino B.Verifying noise Monitoring System:An Operative Procedure［C］.10th AⅠAA/CEAS Aeroacoustics Conference.2004-2807.

［7］ 閆國(guó)華，費(fèi)代祥.大角度進(jìn)近減噪探索研究［J］.噪聲振動(dòng)控制，2011，31(5):121-125.

［8］ 費(fèi)代祥，閆國(guó)華，鮑海濱，等.大角度進(jìn)近噪聲等值線繪制的探索［J］.噪聲振動(dòng)控制，2012，32(1):86-88.

［9］ 閆國(guó)華，馬 敏.淺析假設(shè)溫度法下的減推力起飛［C］.第三屆未來(lái)信息技術(shù)與管理工程國(guó)際學(xué)術(shù)會(huì)議.常州:ⅠEEE，2010:9-12.