航空發動機核心機適航進近噪聲預測

閆國華，焦 彤

(中國民航大學航空工程學院，天津 300300)

在過去的30年中，盡管單架飛機的噪聲逐漸降低，但空中交通數量的增加及大眾環保意識的提高使得人們對飛機噪聲問題的關注度愈加火熱。國際民航組織(international civil aviation organization, ICAO)目前已開始采用新的第五階段噪聲標準，要求飛機的最大飛越、邊線和進近噪聲級的噪聲限制裕度之和要比第四階段標準低7 dB，且三者都要各自降低至少1 dB[1]。而中國正處于研制國產大飛機、振興民族航空業的關鍵時期，亟需及時、有效地建立一套民用航空器噪聲審定技術研究體系，并擁有自己的噪聲預測評估能力。

降低飛機噪聲對于實現未來空中交通的預期大幅增長至關重要。國際上，美國國家航空航天局(national aeronautics and space administration, NASA)針對航空器降噪提出了N+1、N+2、N+3三階段的技術目標，在各功率狀態下，非核心噪聲都將大幅降低。未來N+3型概念飛機具有18～30的超高涵道比(bypass ratio, BPR)及50～70的超高總壓比(overall pressure ratio, OPR)。高負載低壓渦輪葉片和減小的渦輪級間距增加了噪聲源強度和復雜性，渦輪噪聲預計會增加；先進的燃燒室設計和較高的OPR將導致燃燒室的噪聲增加；這些趨勢將提升發動機核心機噪聲的整體重要性[2]。鑒于此，國外越來越多的學者開展了對發動機核心機噪聲的研究，Brien等[3]研究了基于高保真度的發動機核心機噪聲的模擬仿真，探究了核心噪聲的產生和傳播機制，但其研究僅限于靜態；Ihme[4]對發動機核心噪聲的基礎機理，實驗分析和建模的研究進展進行了總結，為未來降低核心噪聲提供了潛在途徑，卻未通過計算對結論進行量化；中國對發動機核心機的噪聲研究及發動機部件的適航噪聲預測工作尚處于起步階段，閆國華等[5]對發動機風扇部件的適航邊線噪聲進行了研究，但尚未涉及發動機核心機部件的適航噪聲。伴隨著國產大飛機C919的成功首飛與國產發動機CJ1000項目的深入，對發動機各部件的適航噪聲預測變得尤為重要。而發動機核心機在未來航空器的噪聲評估中將占有愈加重要的地位，特別是進近階段，由此，對適航進近狀態下發動機核心機的噪聲評估必不可少。

未來航空發動機的低噪聲設計主要是準確評估燃燒噪聲通過渦輪時的傳播特性以及燃燒室系統的詳細熱力聲學模型，而當前的工程預測通常被不精確的噪聲預測模型、費用高昂的數據模擬及苛刻環境條件(高溫、高壓)下動態測量的困難所限制，因此，亟需更新噪聲預測工具。本文旨在開發可用性強、精確度高的核心機適航噪聲預測模型，為未來新型航空器設計理念與目標的實現做準備。

1 適航基準進近航跡的確定

對于噪聲適航審定而言，需要測量進近噪聲測量點、邊線噪聲測量點和飛越噪聲測量點的三點噪聲值。主要針對進近過程，預測發動機核心機在進近噪聲測量點處的有效感覺噪聲級。圖1描述了亞音速運輸類大型飛機在進行噪聲合格審定試驗時，采用的經批準的進場飛行試驗程序的類型[6]。

G為噪聲合格審定進場航跡的起點；H為進近航跡上在噪聲測量站正上方的點，飛機到此處時距離地面的目標高度是394英尺(約120 m)；I是開始拉平點；J為接地點；N是進場噪聲測量點，它位于跑道的中心軸線上，且距接地點的距離為2 000 m

考慮飛機按照中國民用航空規章(China civil aviation regulations, CCAR)36部規定的適航基準環境條件、基準進場構型、基準進場參數以及基準進場航跡實現進近程序。即飛機以恒定的3°下滑角實現進近，由參考數據，飛機在此過程仰角為4°，整個過程處于36部第A36.3.2.1條規定的基準環境條件下：大氣溫度為23 ℃，大氣壓強為101.325 kPa，相對濕度為50%，且不考慮風的影響。

2 發動機核心機進近噪聲預測算法

現代民航發動機大多是雙轉子、軸流式渦扇發動機，發動機核心機包括壓氣機，燃燒室和渦輪，由于壓氣機噪聲在核心機噪聲中占比極小，因此本文主要考慮燃燒室和渦輪噪聲。

燃燒室系統噪聲由直接燃燒噪聲和間接燃燒噪聲共同組成，直接燃燒噪聲是由與化學反應相關的熱釋放速率的波動產生；間接燃燒噪聲(熵噪聲)是當加速具有不均勻熵或渦度分布的流體時產生的附加噪聲[7]。

渦輪噪聲的產生是由于渦輪表面氣體的不穩定流動，它分為離散單音噪聲和寬頻噪聲：葉片與黏滯尾流的相互作用是產生單音噪聲的主要原因；而寬頻噪聲則是由葉片表面湍流導致的不穩定隨機升降波動產生，其強度取決于氣流的紊流強度[8]。

2.1 核心機噪聲靜態預測方法

2.1.1 燃燒室的噪聲預測——SAE-GE模型

燃燒室設計理念的差異導致其對不同噪聲預測模型的需求。選擇應用于ANOPP2(aircraft noise prediction program)[9]的精確度相對更高、可移植性相對更好的SAE-GE模型。對該模型的計算方法解析如下。

燃燒室遠場無量綱化均方聲壓的公式為

(1)

(2)

2.1.2 渦輪的噪聲預測——Peart & Dunn模型

Peart & Dunn模型可預測軸流式渦輪的遠場寬頻噪聲和離散單音噪聲，寬頻噪聲和離散單音噪聲的均方聲壓都可用式(2)計算，但對每個參數的具體表達式要分別討論[11]。

(3)

式(3)中：S(η)表示頻譜函數。

(1)寬頻噪聲

無量綱寬頻聲功率的表達式為

(4)

(5)

(6)

(7)

(8)

(9)

式(9)中：對公制單位而言k=1.8。

寬頻指向性函數D有相應的參數表，中間值是通過線性插值確定。

寬頻噪聲頻譜函數S計算公式為

(10)

(2)離散單音噪聲

無量綱單音聲功率定義為

(11)

對于離散單音噪聲的指向性函數D也有相應的函數表。

單音噪聲頻譜函數定義為

St(η)=10-(η-1),η=1,2,3,…

(12)

無量綱頻率η是諧波數，對于基調而言，η=1。

最后，將無量綱化的渦輪寬頻噪聲均方聲壓與單音噪聲均方聲壓相加，即得渦輪遠場無量綱化均方聲壓：

(13)

2.2 適航進近時核心機噪聲預測模型

將算得的燃燒室的無量綱化均方聲壓和渦輪的無量綱化均方聲壓相加得到核心機的遠場無量綱化均方聲壓，代入式(14)，即可得到核心機的瞬時聲壓級(sound pressure level, SPL)。

(14)

式(14)中：ρ∞為大氣密度；c∞表示外界聲速；pref為聲學參考壓強，其值為2×10-5Pa。

進近過程中，飛機相對于噪聲測量點的位置不斷變化且與噪聲測量點的距離較遠，因此，需要考慮噪聲源移動效應、聲衰減效應和發動機數量而進行聲壓級的修正。

(1)噪聲源移動效應包括多普勒效應和噪聲源振幅修正，飛行狀態下的瞬時聲壓級與靜態預測的聲壓級值之差為

Δ1=40lg(1-M∞cosθ)

(15)

式(15)中：θ表示發動機與測量點的連線與航跡間的夾角。

(2)聲衰減效應包括幾何發散和大氣吸收，根據ICAO環境技術手冊[13]，對于24個1/3倍頻程總的聲衰減公式為

(16)

式(16)中：α(i)表示大氣衰減系數；r1為聲源到測量點的距離；r2是目標點到觀測點的距離。

(3)發動機數量修正：

Δ3=10lgN

(17)

式(17)中:N為發動機數目。

則發動機核心機的瞬時聲壓級為

SPLcore=SPL-Δ1-Δ2+Δ3

(18)

將核心機噪聲預測框架列流程圖如圖2所示。

圖2 核心機噪聲預測流程圖

3 算例結果及分析

基于MATLAB軟件進行程序設計，選擇某型發動機為研究對象，對其核心機進行進近狀態下的噪聲預測。

3.1 輸入參數

該型發動機在進近狀態下的轉速為4 400 r/min，通過資料的查閱及公式計算，輸入如表1、表2中的參數。

3.2 預測結果分析

根據適航規定，有效感覺噪聲級(effective perceived noise level, EPNL)需要在最大純音修正感覺噪聲級(maximum tone-corrected perceived noise level,PNLTM)的10 dB降區間內對純音修正感覺噪聲級(tone-corrected perceived noise level, PNLT)積分得到，因此，需要先得到純音修正感覺噪聲級PNLT的最大值PNLTM。為此，取飛機的傳聲路徑(即航跡點與觀測點的連線)與發動機軸線的夾角(即極化指向角)從15°每隔5°取值到170°共32個航跡點。利用MATLAB軟件對上文噪聲預測模型編制程序，首先得到燃燒室和渦輪的靜態遠場噪聲預測數據，將此計算結果與該型發動機靜態測試的部件噪聲數據進行對比，驗證了燃燒室與渦輪靜態遠場噪聲預測數據的準確性。接著基于此進行適航進近狀態下發動機核心機的噪聲預測。

表1 SAE-GE模型的輸入參數

表2 Peart & Dunn模型的輸入參數

進近狀態下燃燒室和渦輪的32個航跡點對應的24個1/3倍頻程中心頻率的噪聲聲壓級云圖如圖3所示。

圖3 噪聲聲壓級云圖

由圖3所示，隨著航跡點序號x的增大，極化指向角逐漸增加。燃燒室和渦輪噪聲隨著進近程序的推移都呈現先增大后減小的趨勢，不同的是，燃燒室噪聲在極化指向角為130°(航跡點序號x=24)時取得最大，渦輪最大噪聲在110°(x=20)取得，根據NASA對發動機的噪聲測試及渦輪部件的噪聲分離，進近階段渦輪噪聲的指向性對于本文涵道比較低的發動機是飛行側后方110°方向，與預測一致。又兩者噪聲隨著頻率的增加先增大后減小，燃燒室噪聲為低頻噪聲，在500 Hz(1/3倍頻程中心頻率序號y=11)時取得最大，渦輪噪聲在5 000 Hz(y=21)時達到高峰。NASA有研究表明，燃燒室噪聲的峰值頻率通常在400～500 Hz的范圍內[14]，這也從一方面驗證了本文噪聲預測模型的準確性。

由兩者整合修正后的核心機的32個航跡點對應的24個1/3倍頻程中心頻率的噪聲聲壓級云圖如圖4所示。

圖4 核心機噪聲聲壓級云圖

由圖4可知核心機噪聲同樣隨進近進程先增大后減小，由于渦輪噪聲在核心機噪聲中所占權重很大，因此，核心機噪聲與渦輪噪聲相近在極化指向角為105°(x=19)時取得最大值，核心機噪聲相對于不同的航跡點其峰值頻率不定，低頻時受燃燒室影響，峰值頻率在2 000～5 000 Hz(y=17～21)之間，當極化指向角超過45°(x≥7)時，渦輪的影響占主導作用，峰值頻率穩定于6 300 Hz(y=22)。

圖5 各航跡點PNLT曲線

經過算法換算處理后得到對應不同航跡點的核心機純音修正感覺噪聲級PNLT的數值作圖5，由最大純音修正感覺噪聲級PNLTM可知10 dB降區間的起始點A和終止點B為持續時間間隔的界限。有效感覺噪聲級EPNL的計算過程實質上是對純音修正感覺噪聲級在有效時間上的積分。

自起始點A，每隔0.5 s取一個航跡點，到10 dB降區間結束共11個點，由于航跡點取法的改變，前文模型中，聲源到觀測者的距離rs與極化指向角θ的公式也相應發生變化。對于適航進近噪聲測量點處，計算得到的進近航跡下每0.5 s各航跡點處對應24個1/3倍頻程中心頻率的核心機聲壓級SPL數據作圖6。

圖6 每0.5 s 各航跡點處對應各中心頻率的核心機聲壓級云圖

進而可以得到CCAR 36部要求的每隔0.5 s的純音修正感覺噪聲級-時間歷程圖，如圖7所示。

圖7 純音修正感覺噪聲級-時間歷程圖

由此通過編程計算可得該型發動機核心機在進近噪聲測量點處的有效感覺噪聲級為76.4 dB。

在某次民航總局對裝配該型號發動機的飛機進行進近噪聲合格審定試驗中，根據測得的聲壓級數據，計算得到飛機的進近有效感覺噪聲級為89.3 dB。結合NASA給出的核心機噪聲在整機噪聲中所占的比例與描述任意噪聲部件對總體噪聲潛在影響的噪聲敏感度的綜合考量，估計進近噪聲測量點處發動機核心機的有效感覺噪聲級為74.9 dB。而美國通用電氣公司(general electric company, GE)給出的官方數據中，該機型適航進近狀態下的有效感覺噪聲級為92.6 dB，核心機的有效感覺噪聲級相應為77.2 dB。將本模型的預測值與民航總局的實測值，及GE給出的官方數據對比如表3所示。

表3 數據對比與算法誤差

由此，通過本文模型計算得到的發動機核心機的EPNL與實測值的相對誤差較小，可見，本文進近狀態下發動機核心機的噪聲預測模型是有效的，可用于預測進近狀態下發動機核心機噪聲。

4 結論

未來航空發動機低噪聲設計的重要方面是準確評估發動機核心機的噪聲。采用NASA的燃燒室和渦輪的噪聲預測模型，參考ICAO的環境技術手冊，基于MATLAB平臺編制程序。

(1)分析了進近狀態下發動機燃燒室、渦輪及核心機的噪聲輻射特性，創新性地采用三維聲壓級云圖對結果進行表達，直觀且便于理解。

(2)構建了進近狀態下發動機核心機的噪聲預測框架，預測誤差在±2%范圍內，可靠度較高，可實現發動機核心機噪聲的快速評估，為研發階段預測進而控制發動機核心機噪聲以便未來飛機能夠滿足適航要求提供可能。

(3)通過極化指向角快速預測10 dB降區間起始點，為適航上有效感覺噪聲級的確定提供了新的思路，可以節省由于未確定好進近程序起始點而多次復飛所造成的人力、時間與財力成本的浪費。