飞机气动设计和发动机设计中得到了广泛使用 ,这一方面大大降低了飞机的噪声辐射 ,同时也使得早期发展的第 1代飞机噪声预测模型的适应性逐渐降低 [3] ,例如 ,NASA Langley研究中心对 ANOPP的应用发现 ,第 1代 ANOPP预测涡扇发动机飞机的过顶噪声明显偏大 [324]。为此 ,从 20世纪 90年代后期开始 ,包括美国 NASA等国外许多研究机构和飞机公司以新一代大涵道比涡扇发动机的实验数据为基础 ,对 ANOPP等飞机噪声预测系统进行了一系列的改进和发展 [528]。
本课题组长期进行飞机噪声的基础研究工作 ,于 20世纪 90年代 ,在对 ANOPP分析研究的基础上 ,成功地开发了中国的飞机噪声预测系统[1]。但是 ,由于当时技术的限制 ,无论是飞机噪声源模型还是噪声预测方法等都有很大的局限和不完善的方面。 2006年开始 ,在国防科技工业民用飞机专用科研项目的支持下 ,针对原有飞机噪声预测模型和方法的缺陷和不足 ,重新发展和完善了新一代飞机噪声预测方法和软件 ,并基于发展了的模型和软件 ,对当代大型客机进场着陆和起飞过程中的飞机噪声辐射特征进行了详细的计
算分析 ,比较了不同噪声源在飞机着陆和起飞过程中量级的差异、及飞机不同噪声源噪声频谱的变化情况 ,获得了对当代大型客机噪声辐射特征的深入认识。
1 飞机噪声预测模型和方法
11 1 飞机飞行过程噪声辐射计算的准稳态模型
飞机飞行过程中的噪声辐射问题是一个复杂的非定常过程 ,影响飞机声源噪声辐射的 3个主要因素都是随时间变化的。 ①决定飞机噪声源强度的飞行速度、飞行姿态和发动机功率状态等都是随时间变化的 ;②影响飞机噪声传播的飞机声源到观测点的距离、极方向角和方位方向角等参数都是随时间变化的 ;③影响运动声源声波多普勒频移和对流放大等的飞机速度、声源相对几何关系是随时间变化的。
飞机噪声预测就是用数值模拟的方法 ,模化上述复杂的物理过程 ,求得特定观测点处接收的噪声频谱的时间历程 ,并考虑到人的主观反应 ,计算适航噪声审定所需的有效感觉噪声级。显然 ,如果直接按照随时间变化的非定常过程计算飞机噪声 ,将是一个很难实现的数值计算任务 ,因此 ,对这个复杂的非定常过程进行简化 ,就成为数值预测必然的选择。
目前广泛采用图 1所示的准稳态模型 ,模化飞机飞行过程中的噪声辐射。如图 1所示 ,把飞机飞行航迹分解为若干单元过程 (图中圆圈表示),并假定在每个飞行单元 ,飞机飞行状态、发动机的工作状态、飞机与观测点的几何关系等都是稳态的 ,可以按照气动声源的稳态模型计算每个单元各噪声源的噪声辐射。当完成了对所有准稳态单元噪声辐射计算后 ,也就得到了飞机飞行过程中噪声辐射的时间历程 ,如图所示。因为对地面某观测点噪声影响最大的总是与观测点最近的一段飞行航迹 ,而且观测点的有效感觉噪声级也是以最大噪声及小于最大噪声级 10 dB的范围计算 (图 1) ,因此 ,为了节省计算时间 ,对每个观测点的噪声计算一般选取距其最近的一段航迹 ,如图中从 ts到 te时间段的飞行航迹。
图 1 飞机噪声预测的准稳态模型
Fig1 1 Quasi2steady model of aircraft noise radiation
11 2 飞机表面 “分布点声源”模型
在大型客机外部噪声预测时 ,地面观测点接收的声压信号将是飞机表面各个噪声源噪声辐射的总和 ,如图 2 (a)所示 ,飞机噪声源是分散在整架飞机机体之上的不同位置处 ,由于大型客机往往是具有近百米范围的大尺寸飞行器 ,在飞机起飞、着陆阶段 ,相对于飞机噪声传播距离 ,飞机几何尺寸并不是小量。因此 ,在建立飞机噪声预测模型时 ,本文改进了传统的远场点声源模型 (即将飞机所有噪声源都集中在飞机中心 ),对飞机表面不同位置的噪声源按照分布点声源的方式进行模拟。发动机噪声分为发动机进口噪声 (风扇进口噪声源 )和发动机出口噪声 (风扇出口噪声、喷流噪声、燃烧噪声和涡轮噪声 ),起落架噪声源分为前起落架和主起落架噪声源 ,主起落架是在不同位置 ,机翼、襟翼和缝翼噪声源分布在机翼中部位 置 ,尾翼噪声源分布在尾翼中部位置 ,如图 2 (b)所示。对上述每一个噪声源采用点声源假设 ,将不同声源对地面观测点辐射噪声进行叠加 ,就获得飞机总噪声辐射。
11 3 飞机噪声源计算模型
飞机噪声源的声学特性计算均是在声学远场点声源假设下 (即声源至地面观测点的距离远大于声波波长 )、基于气动声学理论指导下建立的半经验方法 ,声源辐射的自由场均方声压作为声源气动 /几何参数及频率和指向角的函数给出。
(1)涡扇发动机部件噪声计算方法
涡扇发动机各部件产生的距离声源半径为 Rs处的自由场均方声压 ,其计算公式可以写成如下的一般形式 :
〈 p 2〉=A sΠ D(θ, <) s(η.)(1)
4πR2s [1 -Macosθ]a 式中 :A s为声源的特征面积 ;Π为声源功率 ;D (θ, <)为指向性函数 ,其中 θ和φ为指向角和方位方向角 ;s (η.)为频谱函数 ,其中 η为与声波频率有关的频率参数 ;(1-Ma cos θ)a为飞机飞行造成的多普勒频移修正因子 , Ma为马赫数 ,不同声源其修正因子的指数 a不同 ;Rs为声传播距离。
(2)飞机机体噪声计算方法
机体噪声预测也采用远声场点源假设 ,计算公式可以类似上述发动机噪声计算公式 ,即
〈 p 2〉= Π D(θ, <) F(s) (2)
4πR2s [1 -Macosθ]4 式中 :频谱函数 F( s)的频率采用 Strouhal数作为频率参数 ,其定义为
fL
S= (1 -Macosθ)(3)
MaC ∞ 式中 :f为声频率 ;L为声源特征尺寸 ;C∞为大气声速。
机体噪声的指向性与发动机部件噪声的指向性不同 ,它一般不是轴对称的 ,要根据不同类型的典型气动声源 (如单极子、偶极子、四极子声源 )的指向性和 ;实验数据修正综合而成。
(3)飞机噪声源计算模型
如前所述 ,
为了适应飞机和发动机声学设计技术的不断改进 ,预测飞机噪声源特性的半经验计算模型必须不断改进和完善。本文对以前的飞
法适应当前民用大型客机设计水平。表 1为计算采用的各声源计算模型的说明。
表 1 飞机噪声源远场噪声计算模型 Table 1 Prediction method of aircraft noise source
声源远场声压谱计算方法备注GE公司改进模型 ( Kontos , 基于 Heidmann
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