飛機氣動設(shè)計和發(fā)動機設(shè)計中得到了廣泛使用 ,這一方面大大降低了飛機的噪聲輻射 ,同時也使得早期發(fā)展的第 1代飛機噪聲預測模型的適應(yīng)性逐漸降低 [3] ,例如 ,NASA Langley研究中心對 ANOPP的應(yīng)用發(fā)現(xiàn) ,第 1代 ANOPP預測渦扇發(fā)動機飛機的過頂噪聲明顯偏大 [324]。為此 ,從 20世紀 90年代后期開始 ,包括美國 NASA等國外許多研究機構(gòu)和飛機公司以新一代大涵道比渦扇發(fā)動機的實驗數(shù)據(jù)為基礎(chǔ) ,對 ANOPP等飛機噪聲預測系統(tǒng)進行了一系列的改進和發(fā)展 [528]。
本課題組長期進行飛機噪聲的基礎(chǔ)研究工作 ,于 20世紀 90年代 ,在對 ANOPP分析研究的基礎(chǔ)上 ,成功地開發(fā)了中國的飛機噪聲預測系統(tǒng)[1]。但是 ,由于當時技術(shù)的限制 ,無論是飛機噪聲源模型還是噪聲預測方法等都有很大的局限和不完善的方面。 2006年開始 ,在國防科技工業(yè)民用飛機專用科研項目的支持下 ,針對原有飛機噪聲預測模型和方法的缺陷和不足 ,重新發(fā)展和完善了新一代飛機噪聲預測方法和軟件 ,并基于發(fā)展了的模型和軟件 ,對當代大型客機進場著陸和起飛過程中的飛機噪聲輻射特征進行了詳細的計
算分析 ,比較了不同噪聲源在飛機著陸和起飛過程中量級的差異、及飛機不同噪聲源噪聲頻譜的變化情況 ,獲得了對當代大型客機噪聲輻射特征的深入認識。
1 飛機噪聲預測模型和方法
11 1 飛機飛行過程噪聲輻射計算的準穩(wěn)態(tài)模型
飛機飛行過程中的噪聲輻射問題是一個復雜的非定常過程 ,影響飛機聲源噪聲輻射的 3個主要因素都是隨時間變化的。 ①決定飛機噪聲源強度的飛行速度、飛行姿態(tài)和發(fā)動機功率狀態(tài)等都是隨時間變化的 ;②影響飛機噪聲傳播的飛機聲源到觀測點的距離、極方向角和方位方向角等參數(shù)都是隨時間變化的 ;③影響運動聲源聲波多普勒頻移和對流放大等的飛機速度、聲源相對幾何關(guān)系是隨時間變化的。
飛機噪聲預測就是用數(shù)值模擬的方法 ,�；鲜鰪碗s的物理過程 ,求得特定觀測點處接收的噪聲頻譜的時間歷程 ,并考慮到人的主觀反應(yīng) ,計算適航噪聲審定所需的有效感覺噪聲級。顯然 ,如果直接按照隨時間變化的非定常過程計算飛機噪聲 ,將是一個很難實現(xiàn)的數(shù)值計算任務(wù) ,因此 ,對這個復雜的非定常過程進行簡化 ,就成為數(shù)值預測必然的選擇。
目前廣泛采用圖 1所示的準穩(wěn)態(tài)模型 ,模化飛機飛行過程中的噪聲輻射。如圖 1所示 ,把飛機飛行航跡分解為若干單元過程 (圖中圓圈表示),并假定在每個飛行單元 ,飛機飛行狀態(tài)、發(fā)動機的工作狀態(tài)、飛機與觀測點的幾何關(guān)系等都是穩(wěn)態(tài)的 ,可以按照氣動聲源的穩(wěn)態(tài)模型計算每個單元各噪聲源的噪聲輻射。當完成了對所有準穩(wěn)態(tài)單元噪聲輻射計算后 ,也就得到了飛機飛行過程中噪聲輻射的時間歷程 ,如圖所示。因為對地面某觀測點噪聲影響最大的總是與觀測點最近的一段飛行航跡 ,而且觀測點的有效感覺噪聲級也是以最大噪聲及小于最大噪聲級 10 dB的范圍計算 (圖 1) ,因此 ,為了節(jié)省計算時間 ,對每個觀測點的噪聲計算一般選取距其最近的一段航跡 ,如圖中從 ts到 te時間段的飛行航跡。
圖 1 飛機噪聲預測的準穩(wěn)態(tài)模型
Fig1 1 Quasi2steady model of aircraft noise radiation
11 2 飛機表面 “分布點聲源”模型
在大型客機外部噪聲預測時 ,地面觀測點接收的聲壓信號將是飛機表面各個噪聲源噪聲輻射的總和 ,如圖 2 (a)所示 ,飛機噪聲源是分散在整架飛機機體之上的不同位置處 ,由于大型客機往往是具有近百米范圍的大尺寸飛行器 ,在飛機起飛、著陸階段 ,相對于飛機噪聲傳播距離 ,飛機幾何尺寸并不是小量。因此 ,在建立飛機噪聲預測模型時 ,本文改進了傳統(tǒng)的遠場點聲源模型 (即將飛機所有噪聲源都集中在飛機中心 ),對飛機表面不同位置的噪聲源按照分布點聲源的方式進行模擬。發(fā)動機噪聲分為發(fā)動機進口噪聲 (風扇進口噪聲源 )和發(fā)動機出口噪聲 (風扇出口噪聲、噴流噪聲、燃燒噪聲和渦輪噪聲 ),起落架噪聲源分為前起落架和主起落架噪聲源 ,主起落架是在不同位置 ,機翼、襟翼和縫翼噪聲源分布在機翼中部位 置 ,尾翼噪聲源分布在尾翼中部位置 ,如圖 2 (b)所示。對上述每一個噪聲源采用點聲源假設(shè) ,將不同聲源對地面觀測點輻射噪聲進行疊加 ,就獲得飛機總噪聲輻射。
11 3 飛機噪聲源計算模型
飛機噪聲源的聲學特性計算均是在聲學遠場點聲源假設(shè)下 (即聲源至地面觀測點的距離遠大于聲波波長 )、基于氣動聲學理論指導下建立的半經(jīng)驗方法 ,聲源輻射的自由場均方聲壓作為聲源氣動 /幾何參數(shù)及頻率和指向角的函數(shù)給出。
(1)渦扇發(fā)動機部件噪聲計算方法
渦扇發(fā)動機各部件產(chǎn)生的距離聲源半徑為 Rs處的自由場均方聲壓 ,其計算公式可以寫成如下的一般形式 :
〈 p 2〉=A sΠ D(θ, <) s(η.)(1)
4πR2s [1 -Macosθ]a 式中 :A s為聲源的特征面積 ;Π為聲源功率 ;D (θ, <)為指向性函數(shù) ,其中 θ和φ為指向角和方位方向角 ;s (η.)為頻譜函數(shù) ,其中 η為與聲波頻率有關(guān)的頻率參數(shù) ;(1-Ma cos θ)a為飛機飛行造成的多普勒頻移修正因子 , Ma為馬赫數(shù) ,不同聲源其修正因子的指數(shù) a不同 ;Rs為聲傳播距離。
(2)飛機機體噪聲計算方法
機體噪聲預測也采用遠聲場點源假設(shè) ,計算公式可以類似上述發(fā)動機噪聲計算公式 ,即
〈 p 2〉= Π D(θ, <) F(s) (2)
4πR2s [1 -Macosθ]4 式中 :頻譜函數(shù) F( s)的頻率采用 Strouhal數(shù)作為頻率參數(shù) ,其定義為
fL
S= (1 -Macosθ)(3)
MaC ∞ 式中 :f為聲頻率 ;L為聲源特征尺寸 ;C∞為大氣聲速。
機體噪聲的指向性與發(fā)動機部件噪聲的指向性不同 ,它一般不是軸對稱的 ,要根據(jù)不同類型的典型氣動聲源 (如單極子、偶極子、四極子聲源 )的指向性和 ;實驗數(shù)據(jù)修正綜合而成。
(3)飛機噪聲源計算模型
如前所述 ,
為了適應(yīng)飛機和發(fā)動機聲學設(shè)計技術(shù)的不斷改進 ,預測飛機噪聲源特性的半經(jīng)驗計算模型必須不斷改進和完善。本文對以前的飛
法適應(yīng)當前民用大型客機設(shè)計水平。表 1為計算采用的各聲源計算模型的說明。
表 1 飛機噪聲源遠場噪聲計算模型 Table 1 Prediction method of aircraft noise source
聲源遠場聲壓譜計算方法備注GE公司改進模型 ( Kontos , 基于 Heidmann
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