噴氣式發(fā)動機地面靜態(tài)噪聲測試數(shù)據(jù)的修正方法

閆國華，劉 勇

（中國民航大學 航空工程學院，天津300300）

噴氣式發(fā)動機地面靜態(tài)噪聲測試數(shù)據(jù)的修正方法

閆國華，劉 勇

（中國民航大學 航空工程學院，天津300300）

衍生機型要投入運營必須進行再審定。利用發(fā)動機地面靜態(tài)噪聲測試來預測飛行中的噪聲級，可以達到節(jié)約時間和成本的目的。通過發(fā)動機在翼的試驗方法，獲得某型發(fā)動機的地面靜態(tài)噪聲數(shù)據(jù)，將靜態(tài)測試數(shù)據(jù)修正到飛行狀態(tài)，從而預測裝配該型發(fā)動機的衍生型飛機的飛行噪聲級。從地面到飛行狀態(tài)等效映射中的修正因素直接影響實驗結果的準確性。圍繞修正因素進行研究，來驗證該修正方法的準確性。

聲學；適航噪聲；靜態(tài)測試；修正因素；飛行噪聲級；NPD數(shù)據(jù)庫

原型大型噴氣式飛機為了投入運營必須滿足CCAR 36部(航空器型號和適航合格審定噪聲規(guī)定)[1]中的噪聲要求，它必須按照CCAR 36部中的要求去實際飛行無數(shù)次來得到該飛機的噪聲值[2]。由于改進型發(fā)動機和改進型飛機只是在原型機的基礎上進行了微小改動：

(1)發(fā)動機的熱力循環(huán)改變(包括推力增加)；

(2)重要部件的設計改變(例如風扇、壓氣機、渦輪和排氣系統(tǒng)等等)；

(3)發(fā)動機短艙的改變。

為了減少該原型機的衍生型機在噪聲適航審定中所花費成本，可以根據(jù)實際測量的噪聲數(shù)據(jù)建立NPD（Noise-Power-Distance）數(shù)據(jù)庫，同時采用環(huán)境技術手冊中的等效程序（利用靜態(tài)測試數(shù)據(jù)預測飛機飛行中的噪聲值）來預測衍生型飛機的噪聲值[3，4]。在預測衍生型飛機的噪聲值時，需要知道衍生型飛機及原型機所安裝發(fā)動機的靜態(tài)噪聲值，從而利用靜態(tài)發(fā)動機的噪聲值來預測飛機飛行中的噪聲值。本文主要對噪聲值從地面到空中的映射過程的修正因素進行研究。

1 地面到飛行狀態(tài)等效映射GTFE的修正因素

根據(jù)測得的發(fā)動機靜態(tài)1/3倍頻程24個中心頻率對應的聲壓級的數(shù)據(jù)，我們可以通過本文中所述的修正方法修正到飛行狀態(tài)下的數(shù)據(jù)。恰當?shù)男拚蛩匕╗5]：

（1）聲源移動效應，包括多普勒效應；

（2）發(fā)動機數(shù)量和屏蔽效應；

（3）安裝影響；

（4）航跡的幾何形狀；

（5）包括球型波發(fā)散和大氣衰減的空氣傳播；

（6）飛行傳播效應，包括地面反射和橫側衰減。

通過以上幾種修正，可用發(fā)動機靜態(tài)工作下的噪聲計算出其飛行狀態(tài)下的噪聲，再通過特定的算法計算出一定條件下的有效感覺噪聲級(EPNL)[2]，再將其與該型號飛機的NPD數(shù)據(jù)庫進行比較。

1.1 噪聲源移動的修正

多普勒效應：噪聲源（飛機）相對于傳聲器移動產生的頻率漂移有以下公式

其中fflight=飛行頻率；fstatic=靜態(tài)頻率；M=飛機馬赫數(shù)；λ=飛行航跡與飛機和傳聲器之間連線的夾角。

應注意渦輪機械純音的1/3倍頻程聲壓級，多普勒漂移可能會將純音(和它的諧波）移入相鄰波段。

噪聲源振幅修正和方向性更改：因為原型機和改進型飛機速度的不同而需調整的機身噪聲聲壓級在機身噪聲中提供。顧及噪聲源詳細修正和噪聲傳播效應，發(fā)動機內部產生的噪聲（例如風扇）并沒有一致的意見或唯一的調整方法。

假如進行一項調整，在確定噪聲更改時同樣的技術必須在飛行數(shù)據(jù)飛機和改進型飛機都使用。在這種情況下，由于聲源（飛機）相對與傳聲器移動而需進行的聲壓級更改調整可利用以下公式

其中SPLflight=飛行聲壓級；SPLstatic=靜態(tài)聲壓級；M和λ如上所定義，K為常數(shù)。

噪聲源的理論K值為40，但是更精確的數(shù)值應從飛行數(shù)據(jù)飛機的靜態(tài)數(shù)據(jù)和飛行數(shù)據(jù)對比獲得。

1.2 飛機外行結構的修正

多于一個發(fā)動機的飛機的效用通常每一部件噪聲源增加10logN，其中N是發(fā)動機數(shù)。然而，需計算發(fā)動機間距較大的大型飛機發(fā)出的噪聲，特別是假如發(fā)動機安裝在翼下和機身上的飛機在近場時[6]。安裝在機身上的發(fā)動機進氣口噪聲已被屏蔽。

假如飛行數(shù)據(jù)飛機和改進型飛機發(fā)動機安裝不同，需注意聲壓級更改，其可根據(jù)最佳有效數(shù)據(jù)進行評估。

1.3 噪聲隨風速的修正

一定外形的機身噪聲隨風速的變化如下

其中VREF是經批準的飛行數(shù)據(jù)飛機的基準風速；VTEST是標準或測量風速。

上面的公式也可用于對EPNL進行校正，依照外形的不同可用經驗推導系數(shù)取代系數(shù)50。然而不同于50的系數(shù)要經評審當局批準。

1.4 聲衰減

1)幾何發(fā)散聲衰減

每個1/3倍頻程的幾何發(fā)散衰減在同等距離下相同

其中r1測量點到聲源的距離；r2是測量點到目標點的距離。

2)大氣吸聲衰減

在一定的溫度和相對濕度情況下，每個1/3倍頻程有各自對應的大氣吸聲系數(shù)

其中

表1、表2給出了相應的中間量；

得各頻帶大氣吸聲衰減值

3)總公式

24個1/3倍頻程

2 有效感覺噪聲級的計算方法

根據(jù)以上噪聲源移動的修正、飛機外行結構修正、噪聲隨風速的修正和聲衰減的修正，最后獲得由靜態(tài)測試數(shù)據(jù)映射到飛行狀態(tài)下的1/3倍頻程24個中心頻率對應的聲壓級。再通過以下方法計算出有效感覺噪聲級(EPNL)[2]。

由24個1/3倍頻帶聲壓級計算有效感覺噪聲的方法由以下五個步驟組成：

1)用吶(Noy)表把24個1/3倍頻帶聲壓級換算成感覺噪度。將吶值相加，然后換算成瞬時感覺噪聲級PNL(k)。

2)為了考慮對出現(xiàn)最大純音的主觀反映，對每個頻譜要計算純音修正因子C(k)。（針對頻譜不規(guī)則性）。

表1 η（δ）的值

表2 f0的值

3)每0.5 s時間段上，將純音修正因子和感覺噪聲級相加，得到純音修正感覺噪聲級PNLT(k)。該PNLT(k)的瞬時值應按時間標注下來，并從中確定其最大值PNLTM。PNLT(k)由下式確定

4)持續(xù)時間修正因子D是根據(jù)PNLT(k)與時間的關系曲線通過積分而求得的。

式中T是歸一化時間常數(shù)，PNLTM為PNLT的最大值，t(1)和t(2)是有效噪聲時間過程的起點和終點。

5)航空器飛越引起的主觀上的總效應稱為“有效感覺噪聲級”，用EPNL表示，它等于純音修正感覺噪聲級的最大值PNLTM和持續(xù)時間修正因子D的代數(shù)和，即

3 發(fā)動機地面靜態(tài)噪聲測試數(shù)據(jù)的修正方法算例

3.1 測試前準備

本次測試采用發(fā)動機在翼的方式進行，測試地點為中國民航大學停機坪：

1）場地風速：西北風2～3級（大約3 m/s）

2）溫度：6攝氏度

3）濕度：40%。

4）測試場周圍有少量的樹木和較低的建筑物，總體來說還是比較開闊，基本滿足場地的要求。

5）準備好所有的儀器，在試車前一小時將其帶入測量場地。

測試場地、氣象條件及環(huán)境條件均符合SAE ARP 1846標準的要求[7]。使用儀器為BK公司生產的PULSE系統(tǒng)，通過該系統(tǒng)可獲得發(fā)動機噪聲倍頻程中心頻率聲壓級及A計權聲壓級。測點安排如圖1所示。

圖1 測試點的位置

根據(jù)原型機B7X7-100 NPD數(shù)據(jù)以及衍生型飛機B7X7-200飛機安裝的發(fā)動機的靜態(tài)測試數(shù)據(jù)來預測B7X7-200飛機進場的有效感覺噪聲級EPNL。根據(jù)需要，運用Access 2007數(shù)據(jù)庫和Visual Basic 6.0軟件作為操作平臺開發(fā)出了一套計算系統(tǒng)。

3.2 軟件計算過程

計算過程的流程圖如圖2所示。

1）首先，調用原型機NPD數(shù)據(jù)庫作為原型機數(shù)據(jù)。選擇需要導入的NPD數(shù)據(jù)庫類型“3JTXD”。在選取的NPD數(shù)據(jù)庫中查得推力=3 000，距離=400的條件下，EPNL值為102.4 dB。

2）在計算有效感覺噪聲級（EPNL）之前，需要對測試數(shù)據(jù)和基準數(shù)據(jù)進行修正，從而得到所對應的修正因子。分別得到移動效應修正值、機身噪聲修正值及飛機配置影響修正值的值為27.958 8 dB，-26.143 9 dB，4.771 2 dB。

3）計算幾何發(fā)散聲衰減和大氣吸收聲衰減，得幾何發(fā)散引起的聲衰減Adiv=-12.217 dB；由于不同的中心頻率對應不同的聲衰減值，那么存在24個中心頻率自然就可以得到24個不同的大氣吸收引起的聲衰減值。隨著1/3倍頻中心頻率從50 Hz變化到10 000 Hz，大氣吸收對于聲衰減的影響不斷增，其計算結果如表3所示。

圖2 軟件計算的流程圖

4）利用以上修正因素計算修正后的聲壓級。

5）根據(jù)修正后的聲壓級SPL計算有效感覺噪聲級EPNL，得到的結果為

根據(jù)公式：

NPD衍生型=ΔEPNL原型機+EPNL衍生型,可得衍生型飛機在推力=3 000 N、距離=400 m、噪聲類型為EPNL的情況下：

NPD衍生型=（102.4-104.4)+104.23=102.23 dB由此可算出B7X7-200在進場狀態(tài)下的EPNL為102.23 dB，此值與實測值100.4 dB略有誤差[8]，但誤差在標準范圍內。

表3 大氣吸收引起的聲衰減

4 結語

本文通過對發(fā)動機地面靜態(tài)測試預測飛行聲壓級的研究重點介紹了測量噪聲數(shù)據(jù)的修正方法，通過實驗數(shù)據(jù)和計算結果證明了該修正方法的正確性，為衍生型飛機的適航審定工作提供了重要的參考依據(jù)。目前國產大飛機C919正處在研制階段，本文介紹的修正方法將會使C919的后續(xù)機型的噪聲審定工作變得簡單，同時節(jié)省大量成本。

[1]CCAR-36-AC，中國民航規(guī)章36部咨詢通告[S].2008.

[2]CCAR-36-AC(附件)，中國民航規(guī)章36部咨詢通告（附件）[S].2008.

[3]ICAO.Environment technical manual on the use of procedures in the noise certification of air craft[S].2004

[4]ICAO,ANNEX 16 VOLUME I,International standards and recommended practices，aircraft noise[S].Montreal, 1993.

[5]劉錦虎，閆國華.利用航空發(fā)動機靜態(tài)遠場噪聲數(shù)據(jù)預測飛行噪聲級[J].噪聲與振動控制，2012（2）：91-94.

[6]程道來，儀垂杰.飛機噪聲及防治對策的研究[J].噪聲與振動控制，2005（5）：47-51.

[7]SAE ARP1846.Measurement of far field noise from gas turbine engines during static operation[S].1990

[8]陳智強，閆國華.基于靜態(tài)發(fā)動機噪聲測試數(shù)據(jù)的飛行噪聲預測技術[J].航空維修與工程，2012（3）：52-54.

CorrectionMethodoftheMeasurementDataofJetEngineNoisein Static Testing

YAN Guo-hua,LIUYong

(School ofAviation Engineering,China CivilAviation University,Tianjin 300300,China)

∶Noise airworthiness recertification is necessary before a derived aircraft putting into the market.Using the engine noise data of static testing to predict the flight noise level of the aircraft can save time and reduce the cost.In this article,the noise data of the testing engine is modified according to the flight condition and then used to predict the flight noise level of the aircraft.The correction factors have a direct impact on the accuracy of experimental results of from ground to flight status equivalent mapping(GTFE).The accuracy of this method is verified by comparing the results with those in the real flight test．

∶acoustics;airworthiness noise;static testing;correcting factors;flight noise levels;NPD database

O422.6< class="emphasis_bold">文獻標識碼：ADOI編碼：

10.3969/j.issn.1006-1335.2014.06.016

1006-1355(2014)06-0071-04

2014-03-18

閆國華（1964-），男，陜西人，博士，副院長，研究方向為飛機噪聲控制、節(jié)能減排和航空器噪聲適航審定。

劉勇（1989-），男，湖北荊門人，碩士在讀，主要研究方向為航空發(fā)動機噪聲及振動控制。

E-mail∶liuyongyb@126.com