航空發動機飛越噪聲預測優化算法研究

摘 要：發動機風扇和噴氣噪聲是飛機起飛過程中發動機最主要的兩個部件噪聲源，在飛機起飛過程中，可以用發動機風扇噪聲和噴氣噪聲近似替代發動機整機噪聲進行噪聲預測，這對新型發動機的降噪設計和民用航空器的噪聲適航性評估具有重要意義。本文提出一種新的航空發動機整機飛越噪聲預測方法，該方法基于Heidmann風扇噪聲模型和Stone噴流噪聲模型獲取地面風扇噪聲與噴氣噪聲數據，考慮噪聲傳播過程中多普勒效應、幾何發散衰減、大氣聲吸收衰減的影響，將風扇噪聲和噴氣噪聲分別映射到飛機起飛航跡線上，在飛行狀態合成得到起飛航跡線上航空器噪聲適航審定程序所要求的發動機整機噪聲，計算實際飛機起飛時噪聲適航審定中所需測量的每隔0.5s動態聲壓級的預測值，并計算最終的有效感覺噪聲級。以CFM56-7B發動機為算例，將模型計算得到的有效感覺噪聲級與試驗結果進行對比，驗證了該方法的有效性和準確性。本文方法可用于航空器適航噪聲預測，為我國自主實現航空器噪聲適航審定提供技術支持。

關鍵詞：起飛； 風扇噪聲； 噴氣噪聲； 發動機整機噪聲； 噪聲適航審定

中圖分類號：V235.1 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2024.08.003

基金項目： 中國民航大學實驗技術創新基金（2021CXJJ90）

隨著2023年第5階段噪聲標準的實施，飛機噪聲適航審定對飛機的噪聲水平要求越來越嚴格。飛越噪聲是航空器適航審定流程中的一個噪聲[1]，所以對于飛越噪聲的準確預測有利于飛機的適航取證。飛機噪聲源主要分為發動機噪聲和機體噪聲兩類[2]。在飛機起飛過程中，發動機噪聲遠大于機體產生的噪聲[3]。因此，對于整個發動機的噪聲進行準確預測將有助于飛機噪聲的適航認證。發動機噪聲是航空器的主要噪聲源，而風扇噪聲和噴氣噪聲是飛機起飛過程中占比最大的兩個部件噪聲源[1，3]，因此可以用風扇噪聲和噴氣噪聲代替發動機的整機噪聲，進行飛機的噪聲適航審定工作。噪聲適航審定是通過無數次飛行試驗測量得到的，這需要消耗大量的人力、物力和財力[4]。采用噪聲預測算法可以替代實際的飛機飛行噪聲測量試驗，有助于節約時間成本和經濟成本，降低噪聲適航審定的周期和成本[5]。

閆國華等[3，6-8]通過對飛機發動機的飛越噪聲時域信號數據進行分析，并在此基礎上對發動機的有效感覺噪聲級數據進行預測，通過實例驗證了該算法的合理性，而且基于部件噪聲預測算法對航空發動機整機飛越噪聲進行了預測；彭馨琪[1]對飛機發動機噴氣噪聲預測算法進行了研究，并通過實例進行了驗證，且開發出了一種輸入發動機設計參數就可以得到最終實際適航審定所需的噴氣噪聲有效感覺噪聲級數據的平臺，該平臺不僅能預測數據，而且具有圖形輸出功能；朱江輝[9]通過對地面對于飛機飛越噪聲傳播的影響分析，推導獲取自由場聲壓級的修正方法，并仿真分析其影響因素，修正了地面對飛越噪聲測量值的影響；張彤等[10]對飛機減推力起飛進行了研究，結果證明了減推力起飛可以替代飛行試驗，并且可以減小飛越噪聲對機場附近的影響；Stewart等[11]提出了一種使用相關參數來預測飛機噪聲等級的方法，在飛機噪聲的預測研究方面提供了很大的幫助；夏燁等[12]對渦扇發動機縮尺風扇管道噪聲試驗數據進行了分析，分析試驗存在的問題對試驗數據幅值差異產生的原因；趙俊等[13]基于計算流體力學（CFD）和FW-H方程對飛行器的噪聲特性進行了相關研究，分析飛行器氣動噪聲對總噪聲的影響；喬渭陽等[14]對飛機起飛過程中的噪聲源進行了計算分析，探究了噪聲源的頻譜特性和指向特性；Arntzen等[15]通過預測機場附近噪聲監測位置的噪聲，提出了一種針對飛機噪聲的噪聲合成技術；Zellmann等[16]考慮飛機飛行參數的影響，提出了一種基于測量噪聲與飛機飛行參數回歸的飛機噪聲發射模型；Filippone等[17]對飛機飛越噪聲進行了一系列測量，以收集用于噪聲預測、分析和計算機程序驗證的數據，并且提供了空客 A320-200、波音737-800和ATR72（渦輪螺旋槳飛機）的選定測量數據庫，為后人在噪聲研究方面提供數據支撐。參考文獻[18]提出由飛機發動機部件到飛機發動機整機的飛越噪聲預測流程，先是在地面合成整機噪聲然后映射到空中得到相應發動機機型的有效感覺噪聲級數據，而且參考文獻[19]對于發動機整機噪聲的預測研究都是先對部件噪聲在地面進行合成，得到地面整機噪聲，然后映射到飛行狀態，得到飛行狀態的整機噪聲。這種預測方法得到的結果在精度上還有待提高。

為了減小起飛時發動機噪聲的預測誤差，本文提出了一種新的發動機整機飛越噪聲預測方法。該方法首先基于Heidmann風扇噪聲模型和Stone噴流噪聲模型獲取地面風扇噪聲與噴氣噪聲數據，然后考慮噪聲傳播過程中多普勒效應、幾何發散衰減效應、大氣聲吸收衰減效應的影響，將風扇噪聲和噴氣噪聲分別映射到飛機的起飛航跡線上，并合成得到起飛過程中的發動機整機噪聲，計算實際飛機起飛時噪聲適航審定中所需測量的每隔0.5s動態聲壓級的預測值，并計算最終的有效感覺噪聲級。將計算結果與試驗結果相比較，對本文方法的有效性和準確性進行驗證。本文方法可為我國飛機噪聲自主適航審定工作提供技術支撐。

1 發動機整機噪聲預測模型

1.1 地面靜態噪聲數據的獲取

1.1.1 發動機風扇噪聲預測算法

Heidmann風扇噪聲預測模型是一種基于歸一化的噪聲預測算法，可以用于發動機風扇噪聲的預測[20]。風扇噪聲包括進口寬頻、進口離散單音、進口組合單音、出口寬頻、出口離散單音噪聲[21]。預測風扇噪聲的方法是分別計算出這幾個部分的聲壓級，最后疊加得到總聲壓級[22]。聲壓級計算通式如下[20]

在以往的噪聲預測算法中，學者大多是將地面靜態發動機部件噪聲合成得到整機噪聲以后，然后再映射到空中得到飛行狀態發動機整機噪聲。而在本文是先得到地面靜態發動機部件噪聲，然后將其映射到飛行航跡上，再在航跡線上合成得到整機噪聲。本文提出的噪聲預測方法計算流程如圖3所示。

2 預測實例

以波音737-800飛機為例，該機型配備兩臺CFM56-7B型發動機。

基于Heidmann風扇噪聲預測模型和Stone噴流噪聲預測模型，得到風扇部件和噴氣部件地面靜態噪聲數據，進行多普勒效應修正、幾何發散衰減修正、大氣聲吸收衰減修正，將其映射到進場航跡，得到風扇部件和噴氣部件進場航跡上的噪聲，再進行合成得到飛機發動機整機飛越噪聲數據。

2.1 參數輸入

選擇與發動機靜態噪聲試驗相同的環境參數見表1，發動機基本輸入參數見表2～表5。

2.2 起飛部件噪聲優化算法合成

基于某仿真軟件完成上述預測方法的編程，實現噪聲預測的計算過程。已知環境參數、發動機風扇部件和噴氣部件的尺寸參數和性能參數，基于Heidmann風扇噪聲模型和Stone噴流噪聲模型獲取地面風扇噪聲與噴氣噪聲數據，然后考慮噪聲傳播過程中多普勒效應、幾何發散衰減效應、大氣聲吸收衰減效應的影響，將風扇噪聲和噴氣噪聲分別映射到飛機的起飛航跡線上，并合成得到起飛過程中規章要求的每0.5s取一個點的發動機整機噪聲聲壓級數據。由于在10dB降區間范圍內的聲壓級數據意義更大，而且是規章要求的計算最終有效感覺噪聲級的數據，所以僅列出有代表性的4～11s聲壓級數據，見表6。

將飛行狀態合成得到的不同方向角、不同1/3倍頻程頻率下的發動機整機聲壓級數據繪制三維聲壓級云圖，如圖4所示。

由圖4可以看出，發動機整機噪聲聲壓級的整體趨勢是在方向角和頻率較高時噪聲聲壓級較高，在方向角和頻率較低時噪聲聲壓級較低。發動機整機噪聲在角度處于30°～40°、1/3倍頻程在50～100Hz處聲壓級最低，在100°～ 150°、1/3倍頻程在5000～10000Hz處聲壓級最高。

2.3 計算有效感覺噪聲級

飛機在實際適航審定的過程中，實際的評價指標是有效感覺噪聲級數據（EPNL），所以在得到發動機的聲壓級數據以后，需要進行一系列的計算，將其換算到有效感覺噪聲級。換算流程是先在聲壓級數據的基礎上實現噪度的轉化，再計算感覺噪聲級，感覺噪聲級加上純音修正因子即計算得到單音修正感覺噪聲級（PNLT），PNLT里面最大的數值即最大單音修正感覺噪聲級（PNLTM）。有效感覺噪聲級為最大單音修正感覺噪聲級加上10dB降區間兩個時間點t（1）和t（2）之間的時間段修正D

通過計算得到該機型的PNLT-10dB降區間是在4～11s間取得相應數據見表7。

對PNLT數據在4～11s時間內進行積分，可得預測噪聲在起飛階段的適航審定噪聲EPNL值為86.08dB。

2.4 預測結果分析

該算例機型發動機實際起飛狀態下產生的EPNL值為85.0dB，將本文方法的計算結果與試驗值和前人的計算方法[18]進行對比，見表8。

由表8可知，本文算法得到有效感覺噪聲級值與官方給定的數據相差不大，誤差僅為1.08dB，誤差范圍小于2%，符合適航規章CCAR36部的要求，而且比前人預測方法的結果誤差更小，預測結果更精確，從而證明了本文方法的有效性和準確性。

3 結論

結合《中國民用航空規章》中的飛機起飛基準程序，依據Heidmann風扇噪聲預測模型和Stone噴流噪聲預測模型，本文提出了一種新的發動機飛越噪聲預測方法，并且通過與試驗結果的對比驗證了該方法的有效性和準確性?，F得到如下結論：

（1）本文提出的方法是在前人的研究上進行了創新，預測結果有效且更精確，可用于航空器適航噪聲預測，為我國自主實現航空器噪聲適航審定提供技術支持。

（2）本文預測方法僅僅是對飛機飛越噪聲的分析，后續工作者可以參照本文的研究方法完善適航進近噪聲和邊線噪聲的預測。

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Research on Optimization of Noise Prediction Method for Aero-engine during Take-off

Yan Guohua， Zhang Min， Liu Yong， Zhang Qing

Civil Aviation University of China， Tianjin 300300， China

Abstract： Engine fan noise and jet noise are the two main noise sources of the engine during the take-off process of the aircraft. During the take-off process of the aircraft， the engine fan noise and jet noise can be used to approximately replace the engine noise for noise prediction， which is of great significance for the noise reduction design of the new engine and the noise airworthiness evaluation of the civil aircraft. A new method for predicting the take-off noise of aero-engine is proposed. Based on Heidmann fan noise model and Stone jet noise model， the data of ground fan noise and jet noise are obtained. Considering the influence of DopplejgV2g1pZsSR7Phe5l+eBpQLhCCzqTut/Ty5YAbm3V68=r effect， geometric divergence attenuation and atmospheric sound absorption attenuation in the process of noise propagation， the fan noise and jet noise are mapped to the take-off track line respectively， and the engine noise required by the aircraft noise airworthiness certification program on the take-off track line is synthesized in the flight state. Taking the CFM56-7B engine as an example， the effective perceived noise level calculated by the model is compared with the experimental results to verify the effectiveness and accuracy of the method. This method can be used for aircraft airworthiness noise prediction and provide technical support for Chinese independent realization of aircraft noise airworthiness certification.

Key Words： take-off； fan noise； jet noise； engine noise； noise airworthiness certification