民機適航噪聲橫向衰減特性分析及飛行試驗研究

宋亞輝，張曉亮，張躍林

（中國飛行試驗研究院，西安 710089）

根據國內外適航規章規定[1-4]，大型民機噪聲適航審定需要測量和評定其在起飛、進近過程中的飛越、橫向和進近基準點的噪聲水平。在試驗中，因飛機持續飛行導致噪聲源與噪聲基準點的相對位置不斷變化，噪聲需要經過長距離的傳播，實際的聲環境和氣象條件難以持續保持理想條件，主要受以下幾方面因素的影響[5-7]：聲波在大氣中的傳播效應，如聲傳播的球面發散、大氣對聲波的吸收效應和大氣不均勻性影響導致的聲散射等；噪聲測量點附近地面對聲波的散射，如地面對聲波的反射與吸收；動力裝置/機體的噪聲安裝效應，如聲波受機體結構遮蔽和受機體周圍紊流的散射等。對于橫向噪聲，其基準點位于起飛航跡在地面投影線的兩側450 m 邊線上。相比于基準點位于起飛與進近航跡在地面投影線上的飛越噪聲與進近噪聲，飛機產生的噪聲需要橫向傳播更長的距離，傳聲路徑與地面的夾角更小，更易于受大氣傳播效應和地面散射效應的影響[2,4]，飛機各噪聲源產生的聲波受機體結構遮蔽和機體周圍紊流的散射影響更大[8]。因此，國內外大量的研究機構和學者針對橫向噪聲受聲傳播效應、地面散射效應和動力裝置/機體噪聲安裝效應等的影響開展了研究[6-13]，將橫向噪聲相比于飛越噪聲受到的衰減影響稱之為橫向衰減（Lateral Attenuation，LA），并建立了計算模型[6-7]。

噪聲橫向衰減的分析對大型民機的噪聲設計、噪聲適航和突破商業運營噪聲限制等至關重要。在民機設計階段，為了預估橫向噪聲水平和進行噪聲控制設計，可基于設計數據和研發試驗數據建立基準條件下的橫向衰減模型，進行橫向噪聲預估[14]。在民機適航審定階段，為了進行橫向噪聲飛行試驗設計和噪聲級評定，需要量化橫向衰減受飛行試驗條件的影響，用于分析飛行試驗結果的可信度和修正試驗條件偏差引起的噪聲級評定偏差[2]。在民機運營階段，世界各國對民機在機場區域飛行產生的地面噪聲水平有嚴格限制，需基于適航噪聲數據庫和有限測量點實測數據進行噪聲足跡計算，建立噪聲橫向衰減模型和進行飛行試驗檢驗[15-16]。

SAE AIR 1751[6]、SAE AIR 5662[7]和 ESDU 82027[17]通過理論與試驗研究建立了飛機噪聲橫向衰減計算模型，得到了廣泛認可和工程應用，FAA 的INM/AEDT 軟件、NASA 的ANOPP2 軟件、JAXA 的DREAMS 模型、DLR 的PANAM 軟件、ECAC Doc.29和ICAO Doc 9911 等建立的飛機噪聲計算模型均采用了該類建模思想[10-11,18]。國內方面，中國民航大學和南京航空航天大學等開展了大型民機適航噪聲橫向衰減的預測分析方法研究[19]和機場噪聲計算方法研究[20]，中國飛行試驗研究院依據適航規章開展了橫向噪聲由試驗條件向基準條件調整的方法研究[21]和地面反射對適航噪聲影響的研究[22]。盡管噪聲橫向衰減模型被不斷地通過理論、數值和飛行試驗研究進行完善和修正，但是隨著技術的發展和新型民機的不斷出現，研究表明，通用的計算模型難以準確預測特定機型的橫向衰減，橫向衰減模型對大氣條件、地面阻抗、聲環境、飛機噪聲源特性以及其他飛行試驗條件不確定因素的考慮不足，指出[10-13]需針對橫向衰減影響因素、特定機型以及具有新噪聲特性的型號進行模型修正或建立具有針對性的模型。國內方面，飛機橫向衰減計算依賴于國外機型數據庫或國外軟件[19-20]，開展的飛行試驗研究僅是適航規章或標準中方法的工程應用實踐[21-22]，橫向衰減建模和試驗研究不足以支持國產民機噪聲設計、適航審定和機場噪聲計算。

隨著國產民機快速發展，C919、MA700 和AG600等大型民機正加緊研制，且即將進行適航取證，所面臨的民機低噪聲設計、噪聲適航審定和運營噪聲建模評估等方面的需求日益凸顯，民機噪聲橫向衰減建模與飛行試驗研究迫切需要深入開展。文中基于國產民機型號研制和適航審定飛行試驗，開展了民機適航噪聲橫向衰減特性分析及飛行試驗研究。基于SAE 標準中的噪聲橫向衰減建模思路，提出了橫向衰減影響因素的計算模型，設計了等效的簡化飛行試驗方法和橫向衰減特性分析流程。通過某型國產民機飛行試驗，對橫向衰減特性進行了分析，并與橫向衰減模型進行了對比分析，形成了大型民機橫向衰減特性分析及飛行試驗技術。

1 飛機噪聲橫向衰減建模

1.1 橫向衰減計算模型

飛機結構因振動和與氣流作用產生的噪聲向地面傳播過程中，會受到傳播效應、地面散射效應和動力裝置/機體噪聲安裝效應等的影響。在工程中，為預估飛機外部噪聲水平和通過試驗分析飛機外部噪聲特性，通常以受衰減效應影響相對較小的在飛機航跡地面投影線上參考點的噪聲水平為基準，建立橫向衰減的經驗或半經驗模型。飛機噪聲橫向衰減分析模型如圖1 所示。圖1 中，Q 點為橫向衰減的噪聲參考點，接收的噪聲稱為參考噪聲，大小為SPSQ；P為橫向噪聲測量點，接收的噪聲稱為橫向噪聲，大小為SPSP；D和R分別是參考噪聲和橫向噪聲的聲傳播直線距離。假設飛機沿圖1 中與實際航跡平行的輔助航跡飛行，|SS′|=R-D，這時Q點的參考噪聲大小為SPS′Q，則橫向衰減[6]SPLA為：

式（1）是橫向衰減的一種等效定義，飛機沿輔助航跡飛行時，Q點的噪聲可以認為是飛機沿實際航跡飛行時額外傳播|SS′|后的結果。這樣的處理實際上是將橫向噪聲與參考噪聲因傳播距離不同導致的聲發散和大氣衰減差異去除，也是考慮相同傳播距離的噪聲差值。

圖1 民機噪聲橫向衰減分析模型Fig.1 Analysis model of lateral attenuation of civil aircraft noise

SAE AIR 1751A 針對渦噴/渦扇發動機驅動的飛機開展了大量的噪聲橫向衰減飛行試驗，通過對試驗數據的統計分析，建立了橫向衰減工程經驗計算模型，有：

式中：G(L)為地上傳播衰減（Overground Lateral Attenuation, OGLA）；Λ(L)為遠距離空中至地面傳播衰減（Long-Range Air-to-Ground Lateral Attenuation,LRAGLA），分別有：

式中：φ為圖1 所示的噪聲仰角。

SAE AIR 1751A 建立橫向衰減計算模型所采用的噪聲數據大多是20 世紀90 年代以前的低涵道比發動機驅動的民機和軍用殲擊機飛行試驗得到的，而且未特別考慮動力裝置類型、安裝形式和位置等影響。SAE AIR 5662 對其進行了修正，橫向衰減有：

式中：Eeng(γ)為動力裝置/機體噪聲安裝效應。G(L)和Λ(L)分別有：

需要指出的是，SAE AIR 1751A 和SAE AIR 5662未限定橫向衰減計算模型適用的計算指標，式(2)至式(7)的計算指標可以是A 聲級(LA)、有效感覺噪聲級（EPNL）、聲暴露級（SEL）等。對于大型民機，通常關注1/3 倍頻程帶聲壓級、A 聲級和有效感覺噪聲級等量，因而選定這三個指標進行橫向衰減及其影響因素的計算。

1.2 橫向衰減影響因素的計算模型

對于地面散射效應，根據SAE AIR 1672B[23]的自由場聲壓級計算方法，可以將橫向噪聲和參考噪聲修正到自由場這一基準條件，即去掉地面散射的影響。定義自由場條件的聲壓級與實測受地面影響的聲壓級差值為自由場修正量Δ1i，有：

式中：i為噪聲頻譜分析的頻帶序號；r為直達聲波傳播距離；r′為反射聲波傳播距離；Cr為帶寬自相關系數；Qi為復虛像源強度，與地面聲阻抗相關，當地面是聲學硬邊界時，|Qi|=1。

對于聲傳播效應，需將橫向噪聲和參考噪聲修正到相同的傳輸距離。以圖1 傳聲距離D為基準，定義噪聲傳播距離R與傳播基準距離D的聲壓級之差為聲傳播效應修正量[1-3]Δ2i，有：

對于動力裝置/機體噪聲安裝效應計算，SAE AIR 5662 對大量的理論和試驗研究成果進行了總結，提出了經驗計算公式。對于噴氣式飛機，動力裝置/機體噪聲安裝效應Eeng(γ)有：

式中：γ為飛機的動力裝置/機體的聲發射角，是橫向噪聲仰角與飛機滾轉角之和。

2 橫向衰減特性飛行試驗及分析方法

飛機噪聲橫向衰減主要受橫向距離、噪聲仰角、地面聲阻抗、氣象條件、發動機類型/安裝方式、飛行姿態等影響，由于適航噪聲[1-4]飛行試驗需要在滿足規定的氣象條件、試驗場聲環境、飛行狀態下進行，因而主要關注橫向距離、噪聲仰角的影響，由氣象條件、飛行姿態等不一致引起的橫向衰減計算差異可以通過將試驗數據向統一的基準飛行條件和基準氣象條件修正來去除[1-4]。

圖2a 為橫向衰減噪聲飛行試驗的常規試驗方案，為了得到不同橫向距離和噪聲仰角條件下的噪聲，需要在地面布置大范圍的傳聲器陣列，布置不同高度的聲陣列陣元，調整飛行狀態和飛行航跡，以得到全面的噪聲橫向衰減數據，飛行試驗方案復雜。實際上，飛行航跡和測量點位置的不同對橫向衰減的影響主要體現在其改變了傳播距離、噪聲仰角，而民機噪聲適航規定了飛行狀態、航跡和測量點位置等。基于此，可采用圖2b 所示簡化的等效飛行試驗方法，其特點和優勢為：適航噪聲主要關注飛越噪聲和橫向距離為450 m 的邊線上的橫向噪聲，試驗中選定該目標橫向距離，以飛越噪聲測量點為參考測量點，實現測量點簡化，降低對試驗場地的過高要求；橫向衰減模型除與飛機滾轉角相關外，并未涉及其他飛行狀態參數，民機噪聲適航主要考慮起飛爬升和進近下滑，選定此飛行狀態可以優化飛行試驗點；盡管橫向衰減模型未包含發動機功率和構型等參數，但其會顯著影響飛機最重要的聲源特性，對發動機/機身噪聲安裝效應造成較大影響，而該試驗方案可實現不同發動機功率和構型組合對橫向衰減的影響。

在飛行試驗中，根據適航規章要求[1-4]對飛機飛行過程的噪聲進行持續測量，以一定時間間隔進行1/3 倍頻程譜分析。為了進行橫向衰減特性分析，選擇如圖2b 所示的飛機通過距離噪聲參考點最近時刻[12]的1/3 倍頻帶聲壓級、A 聲級和整個飛行過程的有效感覺噪聲級作為分析指標。基于飛行試驗數據對影響橫向衰減的傳播效應、地面散射效應和動力裝置/機體噪聲安裝效應進行分析，進行橫向衰減量特性計算，并與標準中計算模型進行對比分析，流程如圖3 所示。

圖2 民機適航噪聲橫向衰減特性分析飛行試驗方案Fig.2 Flight test scheme of aircraft noise lateral attenuation characteristic analysis: a) standard flight test scheme;b) equivalent flight test scheme

根據式(1)橫向衰減的定義，基于飛行試驗數據進行橫向衰減計算的方法為：將參考噪聲的傳聲距離調整至橫向噪聲的傳聲距離，采用式(9)基于1/3 倍頻帶聲壓級進行聲傳播效應修正；計算A 聲級或有效感覺噪聲級；基于A 聲級或有效感覺噪聲級進行橫向衰減計算，有：

式中：為進行參考噪聲經聲傳播效應修正后的A 聲級或有效感覺噪聲級；SPLip為橫向噪聲的A聲級或有效感覺噪聲級。

圖3 民機適航噪聲橫向衰減特性分析流程Fig.3 Lateral attenuation characteristic analysis procedure of aircraft noise

對于基于飛行試驗數據的橫向衰減影響因素的分析，地面散射效應和聲傳播效應的修正可分別采用式(8)、式(9)計算，而動力裝置/機體的噪聲安裝效應Δ3i的計算有：

3 民機適航噪聲橫向衰減飛行試驗及結果分析

3.1 飛行試驗方案

某型國產噴氣式民機適航噪聲橫向衰減特性飛行試驗如圖4 所示。噪聲參考測量點Q選擇飛越噪聲測量點，布置在目標航跡在地面投影線上，橫向噪聲測量點P布置在與目標航跡的地面投影線平行且相距450 m 的邊線上，傳聲器布置在緊實土平臺上，距地面高度均為1.2 m，如圖4b 所示。采用圖2b 所示的等效方法進行起飛爬升和進近下滑噪聲試驗，采用航跡切入法[20]進行試驗，試驗方案如圖4a 所示，共進行了以下三個系列的試驗。

1）試驗系列A：飛機以相同的發動機目標功率沿相同爬升梯度的目標航跡起飛爬升，保持正常起飛構型，發動機目標功率為95.5%，飛越噪聲參考測量點上方的目標高度范圍為130～550 m，共完成16 個有效飛行試驗點（A1—A16）。

2）試驗系列B：飛機以不同的發動機目標功率沿不同爬升梯度的目標航跡起飛爬升，保持正常起飛構型，發動機功率范圍為65.1%～99.1%，飛越噪聲參考測量點上方的目標高度為360 m，共完成了14個有效飛行試驗點（B1—B14）。

3）試驗系列C：飛機以兩個目標發動機功率沿不同下滑梯度的目標航跡進近下滑，飛越噪聲參考測量點上方的目標高度為120 m，共完成了14 個有效飛行試驗點（C1—C14）。C1—C2 保持正常著陸構型，發動機目標功率為65.5%；C3—C8 保持正常著陸構型，發動機目標功率為33.5%；C9—C14 保持正常起飛構型，發動機目標功率為33.5%。

圖4 某型民機適航噪聲橫向衰減特性試驗Fig.4 Test on lateral attenuation characteristic of a certain aircraft noise: a) flight test scheme; b) typical flight test scene

所有飛行試驗點均嚴格按照文獻[1]的附件A 和附件B 規定的試驗條件進行，同時采用地面氣象站和氣象飛機連續進行地面和空中氣象測量，采用氣象飛機在試驗前、試驗后以及試驗期間進行多次覆蓋傳聲路徑的空中氣象條件測量。

3.2 噪聲橫向衰減特性分析

典型的飛行試驗點（試驗點A16、C7 和D1）的橫向噪聲、參考噪聲及其修正后的1/3 倍頻程譜對比如圖5 所示。可以看出，橫向噪聲在絕大多數頻段上均小于參考點噪聲，其傳播路徑長，額外受到聲傳播效應影響，尤其是高頻成分受到顯著衰減；而橫向噪聲低頻成分則受地面散射效應影響較大，地面散射影響對不同頻率的噪聲可能出現不同程度的加強或削弱。從圖5d 可以看出，盡管將參考噪聲和橫向噪聲均調整到了相同的傳聲距離和自由場條件，但兩者仍然有一定的差異，實際上這就是由動力裝置/機體的噪聲安裝效應引起的。

為進行發動機/機體噪聲安裝效應分析，按照式(12)對所有試驗點的發動機/機體噪聲安裝效應進行1/3 倍頻帶聲壓級和A 聲級計算，并與SAE AIR 5662中模型計算結果進行對比。從圖6a 可以看出，發動機/機體噪聲安裝效應對橫向衰減具有顯著貢獻，但不同頻率的差異較大，低頻成分比高頻成分的橫向衰減幅值大。從圖6b 可以看出，A 聲級結果與SAE AIR 5662 標準中的經驗計算模型趨勢基本一致，隨著聲發散角增大，發動機/機體噪聲安裝效應影響的幅值逐漸變小。實際上，當飛機機體不發生滾轉和橫向距離保持不變的情況下，隨著聲發射角變小，橫向噪聲測量點與噪聲參考測量點相對更接近，橫向衰減幅值應變小，而飛行試驗中發動機/機體噪聲安裝效應隨聲發射角的變化規律與理論上的噪聲特性一致。

圖5 橫向噪聲與參考噪聲的典型飛行試驗結果對比Fig.5 Comparison of a typical flight test between lateral noise and reference noise: a) measured noise spectrum;b) reference noise and propagation effect correction; c) lateral noise and ground scattering effect correction;d) propagation effect and ground scattering effect correction

圖6 發動機/機體噪聲安裝效應飛行試驗結果分析Fig.6 Flight test results analysis of engine/body noise: a)1/3 octave spectrum; b) A-weighted sound pressure level

圖7 噪聲橫向衰減特性飛行試驗結果及與計算模型對比Fig.7 Comparison of lateral attenuation between flight test results and SAE's empirical model: a) A-weighted sound pressure level versus noise elevation angle; b) A-weighted sound pressure level versus lateral distance; c) EPNL versus noise elevation angle ; d) EPNL versus lateral distance

采用式(11)對所有飛行試驗點進行橫向衰減A 聲級和有效感覺噪聲級結果計算，與SAE AIR 1751A和SAE AIR 5662 的橫向衰減模型計算結果進行對比，并進行試驗結果與噪聲仰角和橫向距離的相關性分析，結果如圖7 所示。可以看出，對于橫向衰減的A 聲級和有效感覺噪聲級結果，兩者綜合了所有分析頻帶的橫向衰減貢獻，橫向噪聲經過更長距離的聲傳播衰減和地面的聲散射，因而橫向衰減應是正值，飛行試驗結果與計算模型結果的趨勢基本一致。飛行試驗結果與SAE AIR 5662 中的計算模型結果的吻合性相對較好，表明其對AIR 1751A 中模型的修正提高了模型計算精度，更好地考慮了動力裝置/機體噪聲安裝效應的影響。相比于A 聲級，有效感覺噪聲級與計算模型結果的偏差相對較小，表明橫向衰減計算模型不僅可以計算飛機特定時刻的噪聲級，也能應用于民機噪聲適航中的有效感覺噪聲級這類基于飛行過程的噪聲累積評價量計算，對于該型民機其計算精度相對更高。橫向衰減隨著噪聲仰角增大而幅值減小，但隨橫向距離的變化趨勢不明顯，表明適航噪聲的橫向衰減具有SAE AIR 5662 中 “遠距離空中至地面傳播衰減” 的特性，噪聲仰角是民機適航噪聲橫向衰減分析的最重要參數，該結論也直接表明了本文提出的等效飛行試驗方法的合理性。

進一步分析圖7 可以看出，橫向衰減的飛行試驗結果與模型的計算結果盡管趨勢吻合，但幅值有一定的偏差。橫向衰減計算模型難以考慮飛行試驗中的所有影響因素，如氣象和大氣條件的時間/空間不均勻性、地面阻抗的不均勻性、飛機噪聲源擾動以及聲環境的變化等因素。對此，文中所有飛行試驗點均嚴格按照適航規章[1-4]規定的條件進行，剔除了數據無效試驗點，通過重復執行試驗點來降低系統誤差。另一方面，文獻[10]通過大量飛行試驗分析了氣象條件對橫向衰減的影響，指出氣象條件對橫向衰減具有顯著影響，不同的橫向衰減模型的預測結果與飛行試驗均有一定的偏差，有必要對橫向衰減計算模型進行相應的修正，文獻[10-13]等也指出，橫向衰減模型在一些條件下會出現欠估計或過估計，仍有必要進行進一步修正研究。文中飛行試驗結果也表明，SAE 標準中的橫向衰減模型是基于不同機型不同飛行條件下的試驗結果統計歸納得到的，對具體的飛機類型和飛行條件，仍需開展嚴格的飛行試驗進行模型修正，形成具有針對性的橫向衰減模型。

4 結論

1）民機適航的橫向噪聲受聲傳播效應、地面散射效應和動力裝置/機體噪聲安裝效應等影響較大，聲傳播效應和地面散射效應分別對高頻和低頻成分具有顯著影響，動力裝置/機體噪聲安裝效應導致的噪聲指向性差異也是影響橫向衰減的主要因素。

2）飛行試驗得到的A 聲級和有效感覺噪聲級結果與橫向衰減模型的計算結果趨勢較一致。對于該型民機，有效感覺噪聲級的預測精度優于A 聲級，且與SAE AIR 5662 中模型計算結果一致性更好，SAE AIR 5662 更好地考慮了動力裝置/機體噪聲安裝效應的影響。橫向衰減模型計算模型難以量化考慮所有影響因素，工程應用中仍需要通過飛行試驗進行模型修正。

3）對于大型民機適航噪聲，橫向衰減受噪聲仰角影響大，隨噪聲仰角增大而幅值減小，但受橫向距離影響較小，表明橫向衰減具有SAE AIR 5662 中 “遠距離空中至地面傳播衰減” 模型的特性，也表明了文中提出的等效飛行試驗方法和分析流程的合理性。

4）文中提出了民機適航噪聲橫向衰減影響因素的量化計算模型，形成了高效的等效飛行試驗方法和分析流程，所形成的橫向衰減特性分析及飛行試驗技術對國產民機低噪聲設計、噪聲適航審定和機場周圍噪聲污染計算具有重要參考意義。