飛越適航噪聲時域信號預(yù)測方法研究

閆國華，白偉偉

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飛越適航噪聲時域信號預(yù)測方法研究

閆國華，白偉偉

(中國民航大學(xué)，天津 300300)

以往對發(fā)動機有效感覺噪聲級的預(yù)測研究是通過1/3倍頻程譜進行計算，從而得到發(fā)動機地面預(yù)測有效感覺噪聲級，而使用時域噪聲數(shù)據(jù)進行發(fā)動機有效感覺噪聲級預(yù)測的研究相對較少。研究了飛機起飛飛越過程中的噪聲傳播特性的計算方法，使用該方法來模擬計算飛機一臺發(fā)動機在起飛飛越過程中地面飛越噪聲測量點接收到的時域噪聲信號數(shù)據(jù)。根據(jù)ANP數(shù)據(jù)庫數(shù)據(jù)計算飛機起飛飛越航跡，使用聲線法計算使用某時刻噪聲聲壓信號傳遞的路程和時間，根據(jù)飛機速度方向與飛越地面噪聲測量點的角度來確定該時刻噪聲信號的最大聲壓值，最后得出飛機發(fā)動機在起飛飛越過程中部分時間內(nèi)地面噪聲測量點接受的時域信號數(shù)據(jù)，對飛機噪聲適航審定提供一定的理論依據(jù)。

起飛飛越；發(fā)動機噪聲；時域信號

0 引言

隨著社會的發(fā)展，人們生活水平逐步提高，對生活環(huán)境的要求越來越高。航空運輸在人們?nèi)粘５某鲂兄衅鸬皆絹碓街匾淖饔茫w機噪聲也是越來越成為人們關(guān)心的話題。要想減少和控制飛機噪聲，就要研究和了解飛機噪聲產(chǎn)生的原因和飛機噪聲的傳播特性。飛機發(fā)動機的噪聲和飛機機體的噪聲是飛機噪聲的主要來源，其噪聲的產(chǎn)生原因和傳播特性成為飛機噪聲研究的重要內(nèi)容。發(fā)動機是飛機噪聲的主要來源，其在飛行中產(chǎn)生的噪聲對飛機適航測量中有效感覺噪聲級的大小有重要的影響。

1 飛機飛越噪聲計算理論

在NASA的報告中，給出了飛機在飛越過程中，考慮了聲源點相對于地面噪聲測量點運動，地面噪聲測量點接收信號的計算方式[1]，聲波的波動方程通常可以表示為

本文將根據(jù)飛機飛越噪聲信號計算方法，通過模擬飛機在飛越過程中發(fā)動機的產(chǎn)生的噪聲信號來計算地面接收點收到的對應(yīng)噪聲信號。

圖1 飛機一般飛越軌跡幾何圖

2 聲線法

聲線是自聲源發(fā)出，代表聲能傳播方向的曲線。在各種同性的媒質(zhì)中，聲線代表波的傳播方向，處處與波陣面垂直。由于存在折射和反射現(xiàn)象，聲線不一定是直線，可以是折線或曲線，但聲線與波陣面始終正交。使用聲線法可以求出聲波傳播的實際路徑和到達時間。本文在計算發(fā)動機地面噪聲時域數(shù)據(jù)時，由于CCAR36規(guī)定飛機在噪聲適航審定中風(fēng)速很小，故不考慮風(fēng)速對聲波傳遞路徑的影響[2]，計算在聲波從聲源發(fā)出，經(jīng)過二維平面到達地面測量點[3]。由于飛機的噪聲是在地表附近的空氣中傳播，可以忽略聲音的衍射。但隨著海拔高度的增加，音速減小，而聲音在不同音速層中分界面會發(fā)生折射，聲折射符合Snell法則：

在離地高度10 km以內(nèi)，聲速隨高度線性減少：

設(shè)聲源位于離地10 km以內(nèi)，僅考慮<10 km，即在聲速分布線性變化的介質(zhì)中，聲線的軌跡(如圖3所示)可以表示為

聲線為弧線時，傳播時間為三角形內(nèi)聲線的積分：

3 飛機飛越過程中發(fā)動機噪聲的計算

飛機在起飛飛越過程中發(fā)動機的噪聲是其噪聲的主要來源，本文計算的目標(biāo)是使用發(fā)動機地面試車時與發(fā)動機在空中轉(zhuǎn)速相同的時域信號，通過飛行修正后，作為發(fā)動機在飛行過程中噪聲時域信號，用聲線法計算得到地面噪聲測量點接收到的發(fā)動機噪聲時域信號。由于無法收集到發(fā)動機地面試車時噪聲時域信號，故用發(fā)動機地面試車時1/3倍頻程數(shù)據(jù)來模擬計算寬帶噪聲時域信號。發(fā)動機噪聲時域信號包括寬帶噪聲和純音噪聲，所以用計算得到的寬帶噪聲來替代發(fā)動機時域噪聲存在一定的誤差，但是可以通過該數(shù)據(jù)來進行模擬計算。現(xiàn)在用發(fā)動機地面試車數(shù)據(jù)來近似計算發(fā)動機在飛機起飛飛過過程中的噪聲時域信號。

發(fā)動機在地面試車時，在半徑為150 ft(1 ft= 0.304 8 m)的半圓上，與其軸線夾角從20°～160°范圍每隔5°放置一個麥克風(fēng)，來測量發(fā)動機在各種轉(zhuǎn)速下該角度的時域噪聲信號，進而計算出該角度下1/3倍頻程數(shù)據(jù)。麥克風(fēng)擺放位置示意圖如圖5所示，圖5中表示麥克風(fēng)擺放位置與發(fā)動機軸線的夾角。

圖5 發(fā)動機地面試車時麥克風(fēng)擺放位置

使用地面得到的1/3倍頻程數(shù)據(jù)，需進行噪聲源的振幅修正(它是指由于噪聲源即飛機發(fā)動機相對于觀測點移動的，所以需要進行聲壓級的修正)。用式(14)進行修正：

在空中由發(fā)動機和地面飛越噪聲測量點所在的跑道延長線組成的平面內(nèi)，計算飛機發(fā)動機和地面噪聲測量點之間聲壓信號傳播的路程和時間。

計算出飛機起飛飛越過程的航跡數(shù)據(jù)。根據(jù)飛機在起飛飛越過程中的航跡數(shù)據(jù)，計算在飛機飛越過程的某時刻，以發(fā)動機為圓心、150 ft為半徑的圓弧的各角度的噪聲時域信號，用修正后各角度的1/3倍頻程數(shù)據(jù)計算得到的噪聲時域數(shù)據(jù)代替。根據(jù)飛機在飛越過程中的噪聲計算理論，計算該時刻空中的聲時域信號傳遞到地面噪聲測量點的實際噪聲時域信號，從而計算出飛機起飛飛越過程中，地面噪聲測量點得到的實際噪聲時域信號。

4 飛機發(fā)動機飛越噪聲計算實例

根據(jù)ANP數(shù)據(jù)可計算某型飛機的某次標(biāo)準(zhǔn)起飛航跡，表1為某次起飛航跡計算中的某些參數(shù)，其中設(shè)定的功率可以用發(fā)動機低壓轉(zhuǎn)子的實際轉(zhuǎn)速與最大轉(zhuǎn)速之比的百分?jǐn)?shù)表示。本次計算中選取該型飛機某次起飛過程中的最大起飛功率和最大爬升功率下發(fā)動機的低壓轉(zhuǎn)速，分別為6 100 r·min-1和5 600 r·min-1。用該兩種轉(zhuǎn)速下的發(fā)動機試車噪聲數(shù)據(jù)來進行計算，從而模擬出飛機在飛越過程中發(fā)動機的噪聲數(shù)據(jù)。

表2、表3分別為與該發(fā)動機同一系列的發(fā)動機在地面試車時轉(zhuǎn)速為5 600 r·min-1的1/3倍頻程噪聲數(shù)據(jù)和經(jīng)過飛行修正后的1/3倍頻程噪聲數(shù)據(jù)。其中第一列為24個1/3倍頻程的中心頻率，第一行表示麥克風(fēng)擺放位置與發(fā)動機軸線之間的夾角。

現(xiàn)在根據(jù)經(jīng)過飛行修正的1/3倍頻程數(shù)據(jù)來近似計算發(fā)動機在該角度下的時域噪聲信號數(shù)據(jù)，使用數(shù)字信號濾波器方法重構(gòu)發(fā)動機的時域信號[4]。該方法是通過設(shè)計一個數(shù)字信號濾波器來描繪發(fā)動機噪聲的功率譜，然后用這個濾波器的時域傳遞函數(shù)與具有隨機相位的白噪聲做卷積運算，從而得到發(fā)動機噪聲的時域信號。在隨機過程理論中，一個平穩(wěn)的隨機過程的功率譜密度可以用另一個平穩(wěn)過程和一個線性時不變?yōu)V波器的傳遞函數(shù)表示，表達式為

表1 飛機在起飛飛越的過程中各階段參數(shù)

表2 某轉(zhuǎn)速下發(fā)動機地面試車的1/3倍頻程的噪聲數(shù)據(jù)

表3 某轉(zhuǎn)速下飛行修正后發(fā)動機1/3倍頻程的噪聲數(shù)據(jù)

上面介紹了發(fā)動機噪聲模擬的方法。現(xiàn)已有的數(shù)據(jù)是1/3倍頻程聲壓級的數(shù)據(jù)，由于傅里葉變換是基于恒定帶寬的，因此首先需要將1/3倍頻程的數(shù)據(jù)修正轉(zhuǎn)換成恒定的頻帶寬度的數(shù)據(jù)[5]。

根據(jù)數(shù)字濾波器的方法對進行過飛行修正后的1/3倍頻程數(shù)據(jù)修正為恒定帶寬數(shù)據(jù)，這里選用參考文獻[6]計算1/3倍頻程譜的方法進行修正，圖6為其計算1/3倍頻程譜的數(shù)據(jù)流程[6]。

圖6 計算1/3倍頻程譜的流程圖

該計算方法的原理為計算出1/3倍頻程每個帶寬中的純音，通過能量求和法計算該帶寬中的能量。根據(jù)該算法，將帶寬中能量進行修正，計算出作為恒定帶寬的功率譜數(shù)據(jù)。因為有限單元沖擊響應(yīng)濾波器(FIR)的系數(shù)(k)可以用發(fā)動機噪聲功率譜的平方根逆快速傅里葉變換(IFFT)計算得到。通過計算得到的FIR濾波器的系數(shù)(k)與均值為0、方差為1的白噪聲做卷積后，可以得到該1/3倍頻程數(shù)據(jù)對應(yīng)的噪聲時域信號，從而計算出時域噪聲的最大聲壓。因為該方法計算得到的噪聲時域信號與選定的恒定帶寬寬度有關(guān)，故該方法計算有一定的誤差。

根據(jù)數(shù)字濾波器的方法，計算得到經(jīng)過飛行修正后發(fā)動機噪聲時域信號的聲壓數(shù)據(jù)，每個角度下發(fā)動機噪聲的最大聲壓值如表4所示。

根據(jù)兩個角度之間的聲壓差值來線性估計每隔1°的發(fā)動機最大聲壓值數(shù)據(jù)。根據(jù)NASA的報告，現(xiàn)在假定飛機發(fā)動機的噪聲時域信號的周期為0.04 s，使用以下函數(shù)來模擬發(fā)動機在空中與其相距150 ft處產(chǎn)生的時域信號，具體計算公式為

表4 發(fā)動機地面試車中各角度對應(yīng)的最大聲壓值

根據(jù)ANP數(shù)據(jù)庫中關(guān)于某型飛機起飛的各種參數(shù)和數(shù)據(jù)，可以計算出該型飛機的某個標(biāo)準(zhǔn)起飛航跡[7]。該型飛機起飛的重量為83 520 lb(1 lb = 0.453 6 kg)，該起飛重量與我們使用的地面試車發(fā)動機的數(shù)據(jù)對應(yīng)的飛機起飛重量相同。飛機航跡圖計算結(jié)果如圖7所示。

圖7 某型飛機某次起飛飛越航跡圖

在飛機起飛飛越噪聲測量中，飛越噪聲測量點位于跑道中心線延長線上，與飛機起飛滑跑點之間的距離為6 500 m，在該測量點上放置麥克風(fēng)來測量飛機起飛飛越過程中的時域噪聲數(shù)據(jù)，進而計算出飛機飛越有效感覺噪聲級。飛機在起飛飛越過程中，一般認為飛機在起飛飛越過程中，除了飛機在剛離開地面起飛狀態(tài)外，飛機沿固定的角度進行爬升，所以認為飛機在爬升和加速時，飛機的飛行速度方向與飛機的航跡方向相同，即認為飛機某時刻速度與水平方向的夾角與該時刻所在階段的航跡與水平方向的夾角相同。

圖8 飛機速度方向與地面噪聲測量點的所夾角度示意圖

根據(jù)發(fā)動機軸線與飛機軸線之間的垂直距離、飛機在某時刻跑道延長線豎直上平面內(nèi)的坐標(biāo)位置(,)和跑道延長線上噪聲測量點(6 500,0)的位置，來計算某時刻飛機發(fā)動機速度方向與地面噪聲測量點之間的夾角(如圖8中所示)和聲波的傳遞路徑。

圖9為模擬計算得到的第一個0.5 s內(nèi)，地面接收點接收到的噪聲時域信號。

圖10中橫縱坐標(biāo)分別為地面噪聲測量點接收的信號時間和聲壓。地面噪聲測量點從飛機起飛離開地面開始計時，發(fā)動機軸線與該時刻聲線的夾角在20°～160°之間計算地面噪聲測量點得到的噪聲時域信號。因為本次計算中每個0.5 s的時間內(nèi)等間隔取12 000個聲壓值，所以在圖10中顯示的數(shù)據(jù)較多，為連續(xù)的聲波波形分布。

根據(jù)預(yù)測的飛越噪聲時域信號，按照CCAR36部規(guī)章規(guī)定的計算方法[7]，在每個0.5 s的時間段上，計算出24個1/3倍頻程內(nèi)的瞬時聲壓級，最終可以得到有效感覺噪聲級。

圖9 模擬計算得到的第一個0.5 s內(nèi)的噪聲時域信號

圖10 計算得到的地面噪聲測量點接收的發(fā)動機時域噪聲信號

5 結(jié)論

本文通過研究飛機噪聲信號傳播特性的計算方法，使用發(fā)動機地面試車數(shù)據(jù)，近似計算了飛機發(fā)動機在起飛飛越過程中地面噪聲測量點接收的部分噪聲時域信號數(shù)據(jù)，對進一步研究發(fā)動機噪聲對飛機適航噪聲測量結(jié)果的影響有一定理論意義。如果能收集到地面發(fā)動機噪聲測量的時域信號數(shù)據(jù)，并通過修正換算到發(fā)動機空中噪聲的時域數(shù)據(jù)，則通過該方法能獲得更加準(zhǔn)確的發(fā)動機飛越噪聲的時域數(shù)據(jù)，由該數(shù)據(jù)可以計算出發(fā)動機在起飛飛越過程中的有效感覺噪聲級。根據(jù)發(fā)動機和飛機的噪聲時域數(shù)據(jù)和有效感覺噪聲級數(shù)據(jù)，更加準(zhǔn)確地研究發(fā)動機噪聲對飛機起飛飛越過程中的噪聲適航審定的影響。

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Research on signal prediction method of fly-over airworthiness noise in time domain

YAN Guo-hua, BAI Wei-wei

(Civil Aviation University of China, Tianjin 300300, China)

In the past, the prediction of the effective perceived engine noise level is calculated by one-third octave spectrum, and there are relatively few studies of using the engine noise data in time-domain to do so. This paper studies the method of calculating the noise propagation characteristics during the aircraft take-off and fly-over. The method is used to simulate the engine noise data in time-domain, which are received at the ground fly-over noise measurement point during aircraft take-off and fly-over. The flight path of the aircraft during take-off and fly-over is calculated according to ANP database data. And the sound ray method is used to calculate the travel distance and time of the noise signal at a certain moment. The maximum sound pressure value of the noise signal at this moment is determined according to the angle between the aircraft engine axis (i.e. the aircraft velocity direction) and the ground noise measurement point. Finally, the time-domain engine noise data in part time of aircraft take-off and fly-over are obtained at the ground noise measurement point, which provides a theoretical basis for airworthiness validation of aircraft noise.

flyover; noise of engine; time-domain signal

TB53

A

1000-3630(2018)-06-0589-07

10.16300/j.cnki.1000-3630.2018.06.014

2017-11-27;

2017-12-28

閆國華(1964－), 男, 陜西韓城人, 博士, 研究方向為飛機噪聲適航與排放。

白偉偉, E-mail: m13672127100@163.com