飛機噪聲適航起飛等效試驗方法研究

袁 艷

（電子科技大學成都學院，四川 成都 611731）

0 引言

隨著民航業(yè)的快速發(fā)展，飛機噪聲成為一大關注點。為降低噪聲對人們生活的影響，國際民航組織ICAO[1]提出了更為嚴格的噪聲嚴格度適航審定規(guī)章。

噪聲適航審定主要包括噪聲數(shù)據(jù)的獲取以及航跡的測量兩大部分。Lothar 等[2]提出了飛機在起飛和進近階段降低噪聲值的方法；Antonio[3]提出了噪聲預測方法的概念以及Tabaste[4]提出了虛擬飛行適航審定方法。閆國華等[5]對飛機噪聲等效飛行方法的航跡部分進行研究，但都未對提出一套完整的等效試驗方法。

就美國宇航局NASA 提出的飛機噪聲預測計劃[6]（ANOPP）并結合ANP 數(shù)據(jù)庫相關數(shù)據(jù)以matlab 軟件為工具載體，提出一套噪聲適航等效試驗方法，以達到減少多次反復飛行的次數(shù)和縮短適航審定周期的目的。

1 等效飛行程序

在飛機適航審定中需要測量三個階段的噪聲值，分別是起飛、邊線以及進場。測量點位置如圖1 所示。

圖1 測量點位置

CCAR36 部[7]試驗程序要求，在等效試驗過程中噪聲有效數(shù)據(jù)需要在PNLTM-10dB 這整段時間內(nèi)，且必須記錄航空器相對于跑道的位置以及飛機產(chǎn)生的1/3 倍頻程噪聲隨時間的變化數(shù)據(jù)。起飛基準航跡如圖2；其中10 dB 降區(qū)間是最終所需要的有效數(shù)據(jù)航跡段，為獲取有效數(shù)據(jù)需要飛行員在符合規(guī)章條件下多次進行起飛降落飛行，但這樣降低了適航審定的效率，國際民航局由此提出等效飛行程序。就起飛階段飛行員，只需要在C 點前切入飛行，在F點后離開，反復飛行獲取審定所需有效數(shù)據(jù)即可。

圖2 起飛基準航跡

2 噪聲值預測

2.1 實際航跡計算

根據(jù)ANP（飛機噪聲和性能Aircraft Noise and Performance）數(shù)據(jù)庫。利用相關程序和機型數(shù)據(jù)進行航跡的編程設計得詳細航跡數(shù)據(jù)。

標準起飛航跡是與跑道中心線夾角為六度的直線；按照ANP 的數(shù)據(jù)經(jīng)過matlab 軟件編程處理得到實際的起飛航跡，因每一架飛機的起飛程序階段都不一樣，以機型737-800 為例，該機型一共有十個飛行程序階段。實際航跡飛行圖如3所示。

圖3 起飛實際航跡

2.2 發(fā)動機噪聲值預測

NASA 提出了飛機噪聲預測計劃ANOPP，具有獨立的飛機系統(tǒng)噪聲預測能力。ANOPP 中實施的預測方法被開發(fā)為經(jīng)驗或半經(jīng)驗模型，使用可用的實驗數(shù)據(jù)和聲學預測方法以及能準確預測當前以及未來新概念飛機的推進系統(tǒng)噪聲。

發(fā)動機主要噪聲源部件的預測模型：風扇Heidmann 模型[8]、燃燒室SAE 模型[9]、渦輪Smith＆Bushell模型[10]、噴流Stone 模型[11]。MATLAB 軟件開發(fā)相關程序分別計算各噪聲源部件的遠場無量綱均方聲壓，以風扇Heidmann 模型為例，噪聲計算得到的50 ～10000 Hz 范圍內(nèi)的24 個中心頻率遠場無量綱均方聲壓表達式為：

其余噪聲源部件一樣通過編程設計得到遠場無量綱均方聲壓值，在經(jīng)過一系列聲壓值疊加便可得到整臺發(fā)動機靜態(tài)聲壓值測量圖4 所示以及預測的發(fā)動機靜態(tài)聲壓值見表1。

表1 發(fā)動機靜態(tài)聲壓級預測值

圖4 發(fā)動機靜態(tài)噪聲測量麥克風擺放位置

2.3 動態(tài)發(fā)動機噪聲值測量

實際航跡和發(fā)動機聲壓值結合在一起，計算得出航跡上每點50 ～10000 Hz 范圍內(nèi)的24 個中心頻率所對應得噪聲值。但噪聲適航審定是在基準航跡，所以需要將實際航跡測得噪聲值數(shù)據(jù)修正到基準航跡條件下。修正如圖5 所示。

圖5 航跡點修正示意

其中K表示噪聲測量點，其中EF代表測量的實際航跡，ECFC表示相應的基準航跡；實際航跡Q點對應修正航跡上的QC點；θ表示航跡和噪聲傳播軌跡的夾角，且角度值相同。以Q為例做噪聲值的修正。

SPL（i）C=SPL（i）+ 0.01[α（i）-α（i）0]KQ+0.01α（i）0（KQ -KQC）+ 20log（KQ/KQC）

經(jīng)上述計算為表示更加直觀，從航跡上取飛機的聲傳播路徑（即航跡上的某點到噪聲測量點的連線）與發(fā)動機軸線的夾角（極化指向角θ）每隔5°從15°取值到170°一共32 個航跡點，航跡上的位置序號點如圖6 所示。以及航跡點位置整體位置如圖7 所示。

圖6 航跡點修正示意

圖7 航跡點位置整體

在飛機動態(tài)飛行過程中，不同θ對應不同的航跡點，所以航跡程序的推移代表著極化指向角的變化，航跡點到噪聲測量點的距離也會變化。經(jīng)編程得到航空發(fā)動機分別在32 個航跡點處各自對應的24 個1/3倍頻程中心頻率的噪聲值聲壓級云圖如圖8 所示。

圖8 發(fā)動機聲壓值云

3 預測結果與驗證

3.1 切入點與離開點位置

航跡上所有點的數(shù)據(jù)并非都是噪聲測量點需要的有效數(shù)據(jù)，需要將聲壓值SPL 換算為A 計權聲壓值以及某點24 個1/3 倍頻程中心頻率的總聲壓級OASPL[12]值。按照CCAR-36 部要求的計算步驟與換算方法編制程序，經(jīng)程序處理以后得到不同航跡點的發(fā)動機純音修正感覺噪聲級PNLT，而最大純音修正感覺噪聲級PNLTM 值可以確定10 分貝降區(qū)間的起始點A 和終止點B。如圖9 所示。

圖9 PNLT-航跡點序號

適航規(guī)章要求每隔0.5 s 取一個航跡點，而按照航跡序號點取值，即AB之間的時間段不一定是0.5 s的整數(shù)倍。

設航跡點到噪聲測量點的傳播路徑與水平面的夾角為θ，則計算結果為切入點θ1= 37.2°和離開點為θ2= 143.8°。即在C點切入飛行在F點離開，飛行員按照如下示意圖10 中所示的黑線表示得飛行航跡進行飛行，循環(huán)六次以上并采集所需數(shù)據(jù)即可。

圖10 起飛階段等效航跡示意

3.2 結果驗證

上述得到了等效試驗起飛航跡的切入點和離開點位置，需要驗證兩點位置的有效性。截取起飛航跡CF 段范圍內(nèi)噪聲值數(shù)據(jù)計算適航規(guī)章要求的有效感覺噪聲值與NASA 官方的原始測量數(shù)據(jù)結果是否相吻合，便可驗證其兩點位置的準確性和有效性。

NASA[13]官方給出該機型適航起飛轉(zhuǎn)狀態(tài)下有效感覺噪聲級值為88.6 NdB。按照模型預測計算出的切入點和離開點截取CF 段噪聲數(shù)據(jù)進行計算得出有效感覺噪聲值為86.9 NdB，其相對誤差為1.98%。產(chǎn)生誤差的原因是利用發(fā)動機噪聲模型計算出的噪聲值當作整機噪聲來計算，且誤差未超過3 dB。這說明該等效試驗方法可以為適航中心所采用。

4 結論

本研究得到如下結論：

（1）飛機在起飛航跡10 dB 降區(qū)間切入點前進入實際航跡在10 dB 降區(qū)間離開點后離開實際航跡，獲取數(shù)據(jù)經(jīng)過航跡修正。此等效試驗方法得到兩位置點之間的噪聲值可被適航中心采用。

（2）等效試驗方法是適航規(guī)章認定的一種審定方法，此方法保證了數(shù)據(jù)的有效性又降低了試驗成本提高工作效率。

（3）對于衍生機型的適航具積極借鑒意義。