基于小航線平飛段高度變化的噪聲影響區(qū)域評估

黃學(xué)林，王觀虎，王 偉，唐 偉，林肖雯

（空軍工程大學(xué)航空工程學(xué)院，西安710038）

越來越頻繁的飛行任務(wù)產(chǎn)生的噪聲對機(jī)場周圍居民產(chǎn)生了嚴(yán)重的影響，我國幾乎每一個機(jī)場都存在噪聲污染的情況[1]，居民投訴機(jī)場的事件時(shí)?？梢?。由于軍用飛機(jī)需要提高作戰(zhàn)能力，發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的噪聲不可避免，這就造成了機(jī)場與當(dāng)?shù)丨h(huán)境保護(hù)之間的矛盾。軍用飛機(jī)主要飛行小航線，小航線對機(jī)場周圍的噪聲影響一般比民航飛機(jī)產(chǎn)生的噪聲大。

目前，國內(nèi)外學(xué)者對飛機(jī)降噪措施進(jìn)行了一定的研究[2–6]。武喜萍[7]在飛行程序模型的基礎(chǔ)上分析了減噪起飛程序與進(jìn)近程序的減噪效果。申華帥[8]對降低噪聲煩惱指數(shù)的飛行航線進(jìn)行優(yōu)化，研究成果對減噪航線具有深遠(yuǎn)的意義。喬亞航[9]應(yīng)用飛行程序以及航空器等方面的知識，建立了減噪模型，提出了計(jì)算方法并利用INM（Integrated noise model）軟件進(jìn)行了模擬仿真。王龍等[10]對飛機(jī)雙螺旋槳干涉進(jìn)行了降噪試驗(yàn)，驗(yàn)證了干涉降噪的作用。Paun等[11]通過直接對排氣機(jī)進(jìn)行適當(dāng)?shù)谋粍勇晫W(xué)處理來降低航空渦輪發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的噪聲。Sanchez-Ricart等[12]提出了通過反射系數(shù)、吸收系數(shù)和透射系數(shù)的解析解來計(jì)算飛機(jī)噪聲的衰減值。

分析國內(nèi)外研究現(xiàn)狀可知，大多數(shù)學(xué)者對于飛機(jī)降噪提出了很多措施并進(jìn)行了驗(yàn)證，取得了一定的效果，都對減小飛機(jī)噪聲做出了重大貢獻(xiàn)，但是對于減小軍用飛機(jī)在日常訓(xùn)練的小航線上飛行時(shí)所產(chǎn)生的噪聲措施研究甚少，沒有找到有效的解決方法。因此，本文從減少飛機(jī)在小航線飛行時(shí)產(chǎn)生的噪聲，減少噪聲對機(jī)場居民的影響這一需求出發(fā)，利用INM 軟件仿真模擬飛機(jī)改變小航線平飛段高度，分析飛機(jī)噪聲影響范圍的變化。這對于減少飛機(jī)在小航線飛行時(shí)產(chǎn)生的噪聲，維護(hù)軍民共同利益有著重要的意義。

1 機(jī)場噪聲評價(jià)方法

每個國家對飛機(jī)噪聲評價(jià)都有各自的指標(biāo)，美國主要運(yùn)用Ldn（Day-night average sound level）來評價(jià)飛機(jī)噪聲，英國則提出噪聲事件指數(shù)等。我國主要使用Lwecpn（Weighted equivalent continuous perceived noise level）作為飛機(jī)噪聲的評價(jià)量[13]，其計(jì)算公式為

式中：LEPN（Equivalent perceived noise level）表示有效感覺噪聲級，將噪聲持續(xù)時(shí)間內(nèi)的修正感覺噪聲級在10 s 內(nèi)取平均，N1、N2、N3表示白天、晚上、夜間的飛行量。LEPN的計(jì)算公式為

式中：t0表示基準(zhǔn)時(shí)間，一般取為10 s，t1和t2表示單個噪聲影響的有效時(shí)間范圍，LPNT（Perceived noise time level）表示瞬時(shí)噪聲級。

2 小航線

作戰(zhàn)飛機(jī)常用的起落航線有小航線、直線穿云航線等6種[14]，小航線是比較常見的飛機(jī)在晝間和夜間簡單氣象條件下訓(xùn)練的航線，由于飛行高度較低，飛機(jī)在整個航線飛行過程中都是由飛行員通過眼睛進(jìn)行觀察跑道和T字布。小航線的組成分為起飛航線和降落航線。飛機(jī)起飛離地達(dá)到150 m左右時(shí)進(jìn)行180°的轉(zhuǎn)彎，在轉(zhuǎn)彎過程中爬升至平飛高度，一般為400 m～600 m，開始沿著平行跑道方向平飛；平飛一段時(shí)間后進(jìn)行120°轉(zhuǎn)彎開始下滑，再進(jìn)行60°轉(zhuǎn)彎對準(zhǔn)跑道直飛下滑。本文主要利用INM 軟件通過仿真預(yù)測飛機(jī)在小航線飛行過程的噪聲影響。

3 INM軟件開發(fā)

INM 是一款國內(nèi)外常用的飛機(jī)噪聲計(jì)算軟件，它能夠利用飛機(jī)噪聲產(chǎn)生和傳播的影響參數(shù)[15]，如機(jī)場的溫度、濕度、風(fēng)速、氣壓、跑道的海拔與長度、保障機(jī)型、航跡剖面等，根據(jù)不同的噪聲評價(jià)量繪制機(jī)場周圍噪聲影響區(qū)域等值線圖，并輸出特定敏感點(diǎn)的噪聲值，準(zhǔn)確性較高，在工程應(yīng)用中具有十分直觀、簡潔的特點(diǎn)，因此，在機(jī)場飛機(jī)噪聲環(huán)境的預(yù)測、評價(jià)方面具有很好的應(yīng)用前景。但是INM 也存在一定的局限性，其數(shù)據(jù)庫中只有美國部分民用飛機(jī)和軍用飛機(jī)，并且有些參數(shù)也不齊全，不含有我國任何機(jī)型的噪聲數(shù)據(jù)，無法直接應(yīng)用于我國軍用飛機(jī)噪聲計(jì)算。若利用INM進(jìn)行噪聲預(yù)測，需要提前搜集軍用飛機(jī)的各項(xiàng)參數(shù)，最主要的就是找到我軍飛機(jī)的NPD（Noise-power-distance）特性數(shù)據(jù)以及飛機(jī)的其他重要參數(shù)，比如飛機(jī)的尺寸重量、發(fā)動機(jī)數(shù)量、推力大小等。

3.1 飛機(jī)NPD特性數(shù)據(jù)

不同型號的飛機(jī)所產(chǎn)生的噪聲影響差別顯著，為了方便衡量不同機(jī)型飛機(jī)的噪聲影響引出了飛機(jī)NPD特性數(shù)據(jù)，飛機(jī)NPD特性數(shù)據(jù)是指在基準(zhǔn)條件下，飛機(jī)以一定速度平穩(wěn)直線飛行時(shí)，噪聲級L與垂直噪聲傳播距離s和發(fā)動機(jī)功率P的函數(shù)關(guān)系[16]，即：

基準(zhǔn)條件是指：風(fēng)速不大于8 m/s，大氣溫度為15°C，氣壓為101.325 kPa，濕度為70%，飛行速度為300 km/h。通過測量飛機(jī)在不同功率下的NPD特性數(shù)據(jù)，根據(jù)數(shù)據(jù)規(guī)律，利用多項(xiàng)式模型對其進(jìn)行擬合。多項(xiàng)式模型是一種簡單且較為準(zhǔn)確的回歸計(jì)算模型，表達(dá)式為

式中：A、B、C、D為待定系數(shù)，可以通過MATLAB 中的polyfit函數(shù)和polyval函數(shù)求得。

利用多項(xiàng)式模型建立飛機(jī)NPD 特性數(shù)據(jù)多項(xiàng)式回歸模型，模型表達(dá)式為

3.2 機(jī)型構(gòu)建

噪聲模型中雖然沒有我國飛機(jī)的NPD 特性數(shù)據(jù)和其他參數(shù)，但該模型為新機(jī)型的創(chuàng)建提供了接口，通過“Military airplane setup/ Military airplane data/Add record”命令可以編輯添加新的機(jī)型，主要參數(shù)包含發(fā)動機(jī)類型、最大起飛/著陸重量、最大著陸滑跑距離、NPD 特性曲線系列、發(fā)動機(jī)數(shù)量與單臺靜態(tài)推力等，以我軍某飛機(jī)X為例，搜集飛機(jī)X的各項(xiàng)參數(shù)，確定飛機(jī)X的數(shù)據(jù)信息。

在Military Noise 選項(xiàng)中可以選取相應(yīng)機(jī)型的NPD 特性數(shù)據(jù)，由于INM 中沒有我軍飛機(jī)的數(shù)據(jù)，所以在飛機(jī)起飛與著陸不同狀態(tài)下，依次通過“Military noise identifiers”與“Military NPD data”命令編輯飛機(jī)噪聲數(shù)據(jù)，需要注意將公制單位（米）換算為英制單位（英尺）。運(yùn)用多項(xiàng)式預(yù)測模型，基于測量的數(shù)據(jù)將飛機(jī)X的NPD 特性數(shù)據(jù)預(yù)測出來，根據(jù)INM 中的要求，輸入不同距離條件下的噪聲數(shù)值。

3.3 起落航線構(gòu)建

航線分為地面水平航跡和航跡剖面，首先在Tracks 里面建立地面航跡，這里不做過多說明。航跡剖面的構(gòu)建相對來說較為復(fù)雜，首先需要通過“Military/Profile Identifiers”命令定義不同飛機(jī)起飛或著陸時(shí)的航跡剖面標(biāo)識，然后選出剖面中飛機(jī)運(yùn)行狀態(tài)發(fā)生變化的關(guān)鍵點(diǎn)，“Military/Fix-Point Profiles”命令對所有關(guān)鍵點(diǎn)的路程、高度、速度、發(fā)動機(jī)推力等參數(shù)進(jìn)行編輯?！癕ilitary/Profile Graphics”命令可以顯示不同飛機(jī)、不同起落航線的整個航跡剖面的高度、速度、發(fā)動機(jī)推力等狀態(tài)參數(shù)隨路程的變化情況，各關(guān)鍵點(diǎn)之間的狀態(tài)參數(shù)以線性插值的方式進(jìn)行表示。

設(shè)計(jì)完成航跡投影（Tracks）與航跡剖面（Military profile）后就可以通過“Operations/Military flight operations”命令構(gòu)建起落航線，并編輯平均每日白天、傍晚、夜間3個時(shí)段采用該航線的實(shí)際飛行架次，這樣就完成了新機(jī)型的構(gòu)建與航線的構(gòu)建，通過這一方法可以將噪聲模型應(yīng)用到我國機(jī)場飛機(jī)噪聲環(huán)境的預(yù)測與評價(jià)工作中。

4 減噪效果評估分析

隨著社會的發(fā)展，人們越來越注意飛機(jī)噪聲對生活的影響。民用飛機(jī)在降噪方面做得已經(jīng)十分完善，在民用飛機(jī)出場前就會對噪聲進(jìn)行檢測，未達(dá)標(biāo)的飛機(jī)不允許投入使用。但是軍用飛機(jī)由于需要保持并提高飛機(jī)戰(zhàn)斗力、提高飛機(jī)的性能，飛機(jī)自身的噪聲很難減弱。為了減小軍用飛機(jī)訓(xùn)練時(shí)的噪聲，對于飛行小航線，本文提出改變飛行的起落航線方法，以平飛段飛行高度400 m 為基準(zhǔn)，每次升高100 m，直至飛行高度達(dá)到800 m，用A、B、C、D、E航線表示。起飛段為飛機(jī)在第一次180°轉(zhuǎn)彎前按照標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)起飛，轉(zhuǎn)彎后逐漸抬高航線直至平飛段，降落段為飛機(jī)在平飛后逐漸降落。研究在不同高度的情況下，飛機(jī)在小航線飛行時(shí)對機(jī)場周圍噪聲的影響范圍。

首先對以平飛段400 m 高度進(jìn)行研究，在INM中輸入飛行剖面如表1所示。假定飛行任務(wù)為白天20架次、晚上10架次、夜晚5架次，以Lwecpn為評價(jià)指標(biāo)，由于我國飛機(jī)噪聲的標(biāo)準(zhǔn)以70 dB 為界[16]，輸出70 dB以上的噪聲區(qū)域如圖1所示。

表1 飛行剖面

圖1 平飛段400 m高度的噪聲影響區(qū)域

同理，依次輸出平飛段高度為500 m、600 m、700 m、800 m的噪聲影響區(qū)域圖，并將其通過File中的Export as DXF導(dǎo)入到CAD中，以400 m（黑色）和800 m（紅色）疊加為例，如圖2所示。

圖2 不同高度影響區(qū)域疊加

為了量化比較航線A～E各影響范圍的變化，通過CAD 面積計(jì)算命令可以得到各階段噪聲影響區(qū)域的面積，如表2 所示，并繪制大于85 dB、大于80 dB、大于75 dB、大于70 dB 的影響面積隨著高度變化的情況示意圖，如圖3至圖6所示。

從圖2和表2中可以看出抬高航線后，影響面積在起飛直飛段無明顯變化，在平飛段中后期和降落段噪聲影響范圍變小并且噪聲也隨之減小，在起飛轉(zhuǎn)彎處和平飛初期噪聲影響區(qū)域反而變大，但是隨著航線的升高大于75 dB 的噪聲范圍在逐漸減小，在500 m 到800 m 之間，航線每升高100 m，影響面積減小約0.672 2 km2。從表2 可以看到，總的影響面積隨著航線的升高先降低，然后在600 m 之后突然回彈升高，但是總的影響面積變化不顯著，保持在108.5 km2。噪聲大于85 dB 的區(qū)域從27.981 4 km2降至21.358 7 km2，航線每升高100 m 噪聲影響區(qū)域平均降低了1.66 km2。

表2 不同飛行航線影響區(qū)域的面積

由圖3 至圖6 可知，噪聲大于80 dB 和85 dB 的影響面積隨著高度變化呈現(xiàn)線性變化，隨著航線高度的升高影響面積在減小。噪聲大于75 dB的影響面積隨著高度變化呈現(xiàn)非線性變化，隨著航線高度的升高影響面積在減小，且減小的趨勢在增大，從航線每升高100 m影響面積減小約0.016 2 km2增加至減小0.868 4 km2。噪聲大于70 dB 的影響面積隨著高度變化趨勢為先降低，然后在大于600 m 高度之后突然變大。為了分析這種情況，在INM中采用取極端值方法，將最低高度取為0，最高高度取為2 000 m，得到在平飛段高度為0和2 000 m時(shí)飛機(jī)噪聲的影響區(qū)域如圖7和圖8所示。利用CAD計(jì)算出兩者的面積，并結(jié)合圖6繪制出噪聲大于70 dB的影響面積隨平飛段高度變化示意圖如圖9所示。

圖3 大于85 dB的影響面積隨著高度變化

圖4 大于80 dB的影響面積隨著高度變化

圖5 大于75 dB的影響面積隨著高度變化

圖6 大于70 dB的影響面積隨著高度變化

圖7 平飛段高度為0 時(shí)的影響區(qū)域

圖8 平飛段高度為2 000 m時(shí)的影響區(qū)域

圖9 大于70 dB的影響面積隨平飛段高度變化

由圖7、圖8和圖9可得，在高度為0時(shí)影響面積較小，為67.045 4 km2，且噪聲影響區(qū)域分布均勻，在高度為2 000 m 時(shí)影響面積較大，為101.841 9 km2，且噪聲影響區(qū)域集中在起飛爬升段，尤其在180 度轉(zhuǎn)彎處影響區(qū)域明顯增加。當(dāng)航線高度為0 時(shí)，飛機(jī)噪聲影響范圍最小，隨著航線的升高飛機(jī)噪聲的影響范圍先變大而后減小，升高平飛段的航線，噪聲大于70 dB 的影響面積減小不顯著，但是在平飛段后期和降落階段的飛機(jī)噪聲影響區(qū)域顯著減小。

綜上，升高航線在一定程度上可以減少75 dB以上的噪聲影響區(qū)域，特別在降落階段尤為顯著，但是升高航線后在轉(zhuǎn)彎處的噪聲影響區(qū)域先減小而后在600 m之后開始增加，可見航線高度在增加到600 m 時(shí)效果最好。升高航線后，特別是在400 m 的基礎(chǔ)上增加，噪聲影響面積變化不大，但是當(dāng)在降落區(qū)域的噪聲敏感點(diǎn)較多時(shí)，隨著航線的升高，降噪措施的效果更為顯著。

5 原因分析

5.1 平飛段降噪

為了分析平飛段的具體降噪情況，在INM中僅考慮小航線平飛段，刪除其它的航線，將平飛段航線高度從100 m升高至800 m，間隔高度為100 m，其它情況保持不變，可得僅升高平飛段后，噪聲大于70 dB的影響區(qū)域面積變化如圖10所示。

圖10 大于70 dB的影響面積隨平飛段高度變化（僅考慮平飛段）

由圖10可知，平飛段高度低于200 m時(shí)，隨著高度的增大，噪聲影響面積變大，平飛段高度大于200 m 時(shí)，隨著高度的升高，噪聲影響面積變小，可見對于飛行小航線，升高航線后平飛段的影響面積變小，升高航線對于減小平飛段的噪聲有一定的作用。

5.2 飛行時(shí)間

升高航線后，飛機(jī)爬升距離加大，在起飛轉(zhuǎn)彎范圍內(nèi)爬升時(shí)間變長，從式（1）中可以看出時(shí)間越長，飛機(jī)在空中產(chǎn)生的噪聲Lwecpn值越大，所以導(dǎo)致起飛轉(zhuǎn)彎處和平飛初期噪聲影響區(qū)域變大。航線越高，飛機(jī)在轉(zhuǎn)彎處爬升飛行時(shí)間越長，并且發(fā)動機(jī)需要的推力越大，都導(dǎo)致在此區(qū)域噪聲影響范圍越大。

5.3 噪聲衰減

通過INM軟件仿真可知，航線正下方噪聲影響區(qū)域變小，說明在沒有障礙物時(shí)噪聲符合衰減規(guī)律。航線高度取極值0時(shí)，噪聲影響范圍最小，這是由于INM 軟件考慮了飛機(jī)噪聲橫向衰減規(guī)律，當(dāng)聲源處于低海拔時(shí)，噪聲擴(kuò)散受到地表以及其它障礙物的遮擋吸收，噪聲擴(kuò)散范圍變小，隨著航線的升高，聲源的擴(kuò)散率也隨之提高，這就導(dǎo)致升高航線后飛機(jī)噪聲影響范圍變大，隨著航線繼續(xù)升高，根據(jù)衰減規(guī)律，噪聲的影響區(qū)域隨之變小。

6 結(jié)語

（1）介紹了我國飛機(jī)噪聲評價(jià)指標(biāo)的選取，開發(fā)INM 軟件構(gòu)建我國軍用飛機(jī)模型并仿真飛機(jī)在小航線上的飛行過程的飛機(jī)噪聲影響區(qū)域。

（2）研究了升高小航線平飛段后噪聲影響區(qū)域的變化，以Lwecpn為評價(jià)量，發(fā)現(xiàn)抬高航線后，起飛直飛段噪聲影響范圍無明顯變化，在平飛段中后期和降落段噪聲影響范圍變小并且噪聲也隨之減小，在起飛轉(zhuǎn)彎處和平飛初期噪聲影響區(qū)域反而變大；總的影響面積隨著航線的升高先降低，然后在600 m 之后突然回彈升高，但是總的影響面積變化不顯著，保持在108.5 km2；大于80 dB 和85 dB 的影響面積隨著高度變化呈現(xiàn)線性變化，隨著航線升高影響面積減小。大于75 dB的影響面積隨著高度變化呈現(xiàn)非線性變化，隨著航線升高影響面積減小，且減小趨勢在增大，從航線每升高100 m 影響面積減小約0.016 2 km2增加至減小0.868 4 km2；當(dāng)噪聲敏感點(diǎn)集中在平飛段和降落階段時(shí)，升高平飛段航線的減噪效果較為明顯。

（3）對升高航線后在飛機(jī)起飛轉(zhuǎn)彎處的噪聲影響區(qū)域的增大進(jìn)行了研究，得到升高航線后飛機(jī)空中飛行時(shí)間變長導(dǎo)致Lwecpn值變大，同時(shí)飛機(jī)噪聲符合衰減規(guī)律，INM 軟件充分考慮了這一重要影響因素，進(jìn)而解釋了升高航線后噪聲影響區(qū)域先變大后減小的現(xiàn)象。