民用飛機進近噪聲級預測方法研究

趙傳東　李金燕　沈響

摘 要：文章通過對民用飛機在進近階段的噪聲級進行預測，為民用飛機進近階段的噪聲級的適航合格審定提供技術支持。使用控制變量法，導出飛機進近噪聲水平的算法，同時利用現有機型的公開數據，對此算法進行驗證，得到其有效性。基于Microsoft Visual Studio 2010平臺開發了一種算法程序來檢測民用飛機的進近噪聲水平，并將系統的檢測結果與ESEA官網查詢的數據進行比較，用以驗證算法程序的有效性。結合新機型的參數數據，輸入系統并得到其進近噪聲級，將此數據與當前國際民航組織要求的最嚴格的進近噪聲級相比較，判斷新機型的噪聲級是否滿足適航要求，旨在降低民用飛機噪聲合格審定成本，給飛機的設計和改進提供參考。

關鍵詞：飛機噪聲適航審定；控制物理變量；飛機進近噪聲級預測

中圖分類號：TB535 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2018）35-0120-03

Abstract： By predicting the noise level of civil aircraft in the approach phase， this paper provides technical support for the airworthiness certification of the noise level in the approach stage of civil aircraft. The control variable method is used to deduce the algorithm of aircraft approach noise level. At the same time， the validity of the algorithm is verified using the public data of existing aircraft types. Based on Microsoft Visual Studio 2010 platform， an algorithm program is developed to detect the approach noise level of civil aircraft， and the detection results are compared with the data queried by ESEA website to verify the effectiveness of the algorithm program. Based on the parameter data of the new aircraft type， the approach noise level is inputted into the system and compared with the most stringent approach noise level required by the current ICAO to determine whether the noise level of the new aircraft type meets the airworthiness requirements. The purpose of this paper is to reduce the cost of noise qualification for civil aircraft and to provide reference for the design and improvement of aircraft.

Keywords： aircraft noise airworthiness certification； control physical variables； aircraft approach noise level prediction

引言

二十一世紀以來，噪聲污染對人類社會的影響越來越顯著，已然與水污染和空氣污染并稱為三大環境污染，已經給人們的日常生活和工作帶來麻煩和困擾。減少噪聲污染帶來的危害迫在眉睫，各個國家都在為社區的安寧做出各種努力。機場附近的噪聲污染特別嚴重，給機場周圍人民的生活和工作帶來了麻煩，甚至引發了群眾跟機場不可調和的矛盾，給機場的運營和發展帶了負面作用。為了限制飛機噪聲對人們生活的影響，國際民航組織制定了嚴格的噪聲合格標準，用以降低飛機的噪聲。本文之目的就是開發出噪聲的預測算法和程序，在飛機進行噪聲合格審定之前提供一定的參考，從而降低其成本。

1 飛機進近噪聲級預測算法

1.1 基準飛機噪聲測量點

根據國際民航組織附件16規定，對各種類型的飛機進行噪聲合格審定時，首先要確定飛機的類型，例如渦扇發動飛機和渦槳發動機的飛機在測量進近噪聲級時要采用不同的噪聲測量方法。同時，要查詢得到飛機的最大起飛重量（MTOW）、最大著陸重量（MLW）和發動機數等信息，以確定其噪聲測量位置和測量方法。

本文主要介紹的是大型民用客機的噪聲級測量，確定噪聲測量方案后，選取三個位置，并安裝噪聲測量裝置。三個位置分別為飛越、邊線和進場，分別采集和計算噪聲級后，得出其噪聲級數值，從而可判斷其噪聲級是否滿足限制的要求。

如圖1所示，指示了飛機噪聲測量點的位置。當飛機進行飛越噪聲測量時，噪聲的測量點位于飛機跑道中心線沿飛行方向的延長線的地面上，且與飛機的滑跑點相距6500米。當飛機進行進場噪聲測量時，噪聲測量點位于跑道中心線與飛機飛行方向相反的延長線的地面上，且距離跑道入口點2000米。當飛機在飛過進場噪聲測量點正上方時，其姿態必須以3度的坡度下滑，相對應的飛行高度為120米。當飛機進行邊線噪聲測量時，噪聲的測量點位于跑道兩側的邊線的地面上，這兩條邊線與跑道相平行且與之相距450米。為了快速爬升至巡航高度，飛機以全推力起飛并爬升，因此此處的噪聲級數值是三個位置中最大的。

1.2 民用飛機進場噪聲級算法

民用飛機進近適航噪聲級數據為公開數據，可以在噪聲型號認定書中查詢得到。以空中客車A330客機為例，其適航噪聲級數據均在歐洲航空安全局（EASA）官網查詢得到。同時飛機的最大起飛重量（MTOM）和最大著陸重量（MLM）等數據也是公開的，可以在EASA官網查詢得到。

根據飛機的飛行試驗方法進行飛行試驗，分別得到飛機進近噪聲級與翼展、翼面載荷以及有效噴氣速度之間的關系分別如圖2、圖3和圖4所示。

1.3 飛機進近噪聲級預測算法有效性的驗證

在空客官網容易查得A320-215（CFM56-5B5/P）的數據，翼展b=35.8m，機翼面積A？棕=122.4m2，最大著陸重量MLM=66，000kg，由公式（1.2）可知，進近點機體噪聲級為93.0EPNDB。對于A320-215（CFM56-5B5/P）飛機，根據發動機推力的限制，進近升阻比可估算為C1/Cd=18.3，升力系數估算為C1，ref=0.33。

根據公式（1.3）得到進近點發動機噪聲級為90.0EPNDB

從EASA空客飛機噪聲審定數據庫中查到裝配CFM56-5B5/P發動機的A320-215飛機進近點實測噪聲級為EPNL=95.5EPNdB。通過進近噪聲級算法預測的進近點噪聲級與實際測量的絕對誤差較小，表明計算結果的準確度較高，符合飛機進近噪聲級預測的要求。

2 系統平臺的開發

本文選擇了Microsoft Visual Studio 2010平臺，設計了民用飛機進近噪聲級預測系統，基于之前得到的民用飛機進近噪聲級理論算法，通過查詢飛機的最大起飛重量、最大著陸重量、翼展和翼面面積等數據計算飛機的進近噪聲級，從而快速而準確地預測民用飛機進近噪聲級。Microsoft Visual Studio 2010軟件功能強大，在數值計算方面可操作性很強，計算速度塊，同時，Microsoft Visual Studio 2010在界面繪圖功能方面的功能強大，在用戶使用時，可以在界面的工具箱內調用工具，組合生成用戶期望的界面和功能，使用者易于上手，熟練操作；在算法編輯方面，Microsoft Visual Studio 2010應用C#語言，容易編寫計算程序，對輸入的數據處理得到飛機噪聲級，符合民航飛機進近噪聲級計算的要求。

2.1 系統的總體結構

本文開發的系統主要實現兩個功能：對現有機型的數據進行收集并計算其進近噪聲級，與EASA的噪聲數據進行對比，從而對民用飛機進近噪聲級算法的有效性進行驗證；同時，可以收集新機型的相關數據，通過此系統的計算對新機型的民用飛機進行進近噪聲級的預測。系統功能結構如圖5所示：

用戶登錄后，選擇“已有機型進近噪聲級算法有效性分析”后進入數據統計面板，將此機型的所需參數輸入到系統點擊計算，方可得出飛機進近噪聲級。將此噪聲級與此機型公開的噪聲級實測值相比較得到絕對誤差和相對誤差并記錄，輸入多組機型參數并統計得到的誤差值繪制成柱狀圖展示，驗證此算法的有效性。

當用戶選擇“新機型進近噪聲預測”功能后進入數據統計面板，將查詢到的新機型的所需參數輸入到系統點擊計算，得到新機型的進近噪聲級數據。然而，對于新機型的飛機還沒有公開的噪聲數據，只能跟此機型的競爭機型的噪聲數據相比較，抑或按照最為嚴格的第四階段噪聲限制值比較，得出此機型的進近噪聲級是否滿足適航的要求。

只要飛機噪聲數據足夠多，就可以充分驗證算法的有效性。圖6、圖7是利用本文的算法得出的飛機進近噪聲級與實測值的比較柱狀圖，可以直觀地看到絕大多數飛機的進近噪聲級的預測值相對誤差在±2EPN dB以內，符合進近噪聲級預測的精準度要求。

從圖6和圖7可以看到，除了A340-600（Trent 500）以外，用本文的進近噪聲級預測算法得到的噪聲級與實際測量值的進近噪聲級的絕對誤差絕大部分在±2EPN dB內，相對誤差很小，表明此算法對現飛機進近噪聲級的預測具有很高的可信度。

3 結束語

研究與進近噪聲級相關的物理參數（包括公開參數和估算參數的準備），通過理論推導，得出進近噪聲級預測算法的理論公式，并對現有機型的進近噪聲級進行計算，與實際測量進近噪聲級相比較驗證了該算法的有效性，對于新機型噪聲適航審定提供技術上的支持，旨在降低噪聲合格審定的成本。

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