航空發動機試車臺噪聲傳播特性及影響因素分析研究

李存 陳志龍

摘要：航空發動機試車臺設計過程中，系統性地開展試車臺噪聲傳播特性及影響因素分析研究，優化試車臺聲學設計，對航空發動機試車過程中噪聲的有效控制起著至關重要的作用。本文重點對航空發動機噪聲源的特性進行分析，綜合考慮試車臺噪遠場聲傳播過程的影響因素，最終給出試車臺降噪需求，并探討了航空發動機試車臺聲學設計的要點，為優化試車臺聲學設計方案提供參考。

Abstract： In the process of test cell design， systematically developing the noise propagation characteristic and related effect factors and optimizing the acoustic design are crucial to realize the effective noise control during the aero-engine running. As key points， the aero-engine noise source characteristic and propagation process in far field are analysed， and the noise reduction requirement is carried out， besides， the major concerns in the aero-engine acoustic design are expounded， to provide the support for test cell acoustic design.

關鍵詞：航空發動機試車臺;噪聲傳播特性;噪聲傳播影響因素

Key words： aero-engine test cell;noise propagation characteristics;noise propagation effect factors

中圖分類號：V263.3 ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻標識碼：A ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文章編號：1674-957X（2022）02-0042-03

0 ?引言

隨著航空事業的不斷發展與進步，航空發動機試車臺建設過程中越來越重視噪聲控制問題。從上世紀60年代起，國外便開始對航空發動機試車臺噪聲控制開展了系統性研究[1]，國內相關研究起步較晚，直至1994年以后，國內才開始陸續開展對航空發動機臺架試車時的發動機的噪聲特性分析與研究。黃晶晶、王娜等過對試車臺聲環境現場測量獲取試車臺降噪效果評估[2]。近些年國內新建大量的航空發動機試車臺，在試車臺設計之初對試車臺噪聲源進行詳細評估，開展降噪需求與傳播特性分析，以便有針對性地開展試車臺聲學設計工作。本文基于航空發動機在試車臺內的噪聲源特性，重點分析航空發動機試車臺噪聲傳播特性，闡述了開展試車臺降噪需求分析的方法與思路，為建立系統化的航空發動機試車臺聲學設計體系提供思路與參考。

1 ?建立參考試車臺模型

1.1 假設條件

本文以“U”型試車臺為例，相關假設條件如下：

①“U”型試車臺，垂直進氣塔和排氣塔位于試車間的兩側，結構示意圖如圖1所示;

②進氣塔、排氣塔以及試車間具有相同的截面尺寸;

③進氣塔和排氣塔處的消音元件阻塞比為1/2;

④試車間允許的最高氣流速度為15m/s;

⑤最高允許的排氣溫度為250℃，此溫度下對應的排氣流速低于消音元件的氣流沖刷腐蝕點。

1.2 確定試車間截面積

某型大涵道比民用航空發動機的相關氣動參數如表1所示。

其中，

N1R——發動機低壓相對換算轉速;

N1——發動機低壓換算轉速;

mj——內涵噴管出口氣流流量;

mb——外涵噴管出口氣流流量;

Tj——內涵噴管喉部氣流總溫;

Tb——外涵噴管喉部氣流總溫。

根據能量守恒公式，得流經試車間的總流量mt為：

式中：Tm為內涵噴管與外涵噴管混合氣流溫度，T0為試車間溫度，取288K;Tf引射筒進口溫度，取333K。

試車間橫截面積為：

式中：？籽0為流經進氣塔的空氣密度，常溫下？籽0=1.18kg/s;V0為流經試車間截面的空氣流速，不大于15m/s。

經計算得，mt=1092kg/s，試車間有效流通面積為s0>61.7m2，進排氣塔的消音元件的堵塞比為1/2，故總的橫截面積應為S=2S0？叟123.4m2，考慮一定設計裕度并取整，得參考試車臺的橫截面積為12m×12m。

2 ?試車臺噪聲源特性分析

某型大涵道比民用航空發動機在自由聲場下的前傳噪聲聲功率PWL前傳和后傳噪聲聲功率PWL后傳分別如圖2所示。

當發動機位于試車臺內時，發動機與引射筒相對位置、試車間截面尺寸等因素會對噪聲傳播產生一定影響，試車間內噪聲源聲壓級SPLex可通過發動機噪聲源聲功率獲得[3]。排氣塔入口噪聲源聲壓級可表達如下：

式中：PWL后主為自由聲場下的后傳噪聲聲功率級;Aex為排氣消音系統入口截面積。

試車間區域的噪聲源聲壓級SPLin可表達如下：

式中： Ain試車間區域截面積;C 試車間聲壓級經驗修正系數。

3 ?試車臺噪聲遠場傳播影響因素

3.1 距離傳播損失K

試車臺進氣塔或排氣塔塔口噪聲傳播可看作半球輻射傳播，距離傳播損失K可表式為：

當受聲點距聲源的距離r滿足以下條件時，可看作遠場傳播[5]，

其中為傳播噪聲的波長;l為聲源的特征長度。

3.2 指向性修正值DI

試車臺噪聲通過進排氣塔遠場傳播時具有一定的指向性，指向性修正值可表述為

式中：SPLav為距聲源r處的平均聲壓級，SPL（r，？覫，？茲）為距離聲源r處某高度角和方位角處的聲壓級。

不同試車臺進氣塔和排氣塔出口的指向性修正曲線（基于不同方向角的平均值）分別如圖3和圖4所示。

指向性修正值直接與試車臺塔口尺寸和受聲點的相對位置相關，開展試車臺聲學設計時需預留3dB～5dB設計裕度。

3.3 大氣吸收效應

聲波在大氣中傳播時，因空氣的粘滯性和熱傳導，一部分聲能被轉化為熱能而損耗，會出現聲波隨距離而逐漸衰減，稱為大氣吸收效應，可依據ISO 9613-1進行取值。

3.4 試車臺噪聲遠場傳播計算

試車間內的噪聲源通過進排氣塔傳播到試車臺外，在距離r處的聲壓級SPLr可表達為

式中：SPLin/ex為試車間或排氣塔入口處的聲壓級;B為在氣流折彎處的噪聲損失（未經消聲處理），取3dB;Ain/ex為進氣或排氣的流通面積;DI為指向性修正值;Aa為大氣吸收效應衰減值。

選定r=50m距離作為基線，評估不同測點位置的噪聲值，計算得距離試車臺進氣塔和排氣塔50m處的聲壓級SPLin@50m和SPLex@50m。（表2、表3）

4 ?試車臺降噪設計需求評估

根據 GB 50454-2008 《航空發動機試車臺設計規范》的噪聲控制要求和GB12348-2008《工業企業廠界環境噪聲排放標準》，以及考慮試車臺附近辦公區域的噪聲敏感點，試車臺的噪聲控制要求如表4所示。

對于不同噪聲敏感點，將噪聲敏感點處的噪聲控制要求與參考試車臺的參考位置處的噪聲值進行比對，從而獲得試車臺不同區域的降噪設計要求，如表5和表6所示。

5 ?總結

本文通過開展試車臺噪聲傳播特性及影響因素分析研究，對航空發動機試車臺噪聲傳播特性及影響因素進行識別，并重點對航空發動機噪聲源的特性進行分析，綜合考慮試車臺噪遠場聲傳播過程的影響因素，最終給出試車臺降噪需求并對聲學設計過程影響因素進行分析，為開展航空發動機試車臺的系統化聲學設計提供重要參考。

參考文獻：

[1]Pietrasanta， A.C.， Guide for the Analysis and Solution of Air Base Noise Problems， WADC Technical Report 57-702，Aeronautical System Division， Wright-Patterson Air Force Base， Ohio，November 1961.

[2]王娜，萬能，湯道敏.某渦輪風扇發動機試車臺的聲環境研究[J].環境工程，2012，30（S1）：107-109.

[3]David A. Bies， Colin H .Hansen. Engineering Noise Control Theory and Practice [M]. Spon Press， 2009.