飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)和發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)中得到了廣泛使用 ,這一方面大大降低了飛機(jī)的噪聲輻射 ,同時(shí)也使得早期發(fā)展的第 1代飛機(jī)噪聲預(yù)測(cè)模型的適應(yīng)性逐漸降低 [3] ,例如 ,NASA Langley研究中心對(duì) ANOPP的應(yīng)用發(fā)現(xiàn) ,第 1代 ANOPP預(yù)測(cè)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)的過(guò)頂噪聲明顯偏大 [324]。為此 ,從 20世紀(jì) 90年代后期開始 ,包括美國(guó) NASA等國(guó)外許多研究機(jī)構(gòu)和飛機(jī)公司以新一代大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)為基礎(chǔ) ,對(duì) ANOPP等飛機(jī)噪聲預(yù)測(cè)系統(tǒng)進(jìn)行了一系列的改進(jìn)和發(fā)展 [528]。
本課題組長(zhǎng)期進(jìn)行飛機(jī)噪聲的基礎(chǔ)研究工作 ,于 20世紀(jì) 90年代 ,在對(duì) ANOPP分析研究的基礎(chǔ)上 ,成功地開發(fā)了中國(guó)的飛機(jī)噪聲預(yù)測(cè)系統(tǒng)[1]。但是 ,由于當(dāng)時(shí)技術(shù)的限制 ,無(wú)論是飛機(jī)噪聲源模型還是噪聲預(yù)測(cè)方法等都有很大的局限和不完善的方面。 2006年開始 ,在國(guó)防科技工業(yè)民用飛機(jī)專用科研項(xiàng)目的支持下 ,針對(duì)原有飛機(jī)噪聲預(yù)測(cè)模型和方法的缺陷和不足 ,重新發(fā)展和完善了新一代飛機(jī)噪聲預(yù)測(cè)方法和軟件 ,并基于發(fā)展了的模型和軟件 ,對(duì)當(dāng)代大型客機(jī)進(jìn)場(chǎng)著陸和起飛過(guò)程中的飛機(jī)噪聲輻射特征進(jìn)行了詳細(xì)的計(jì)

算分析 ,比較了不同噪聲源在飛機(jī)著陸和起飛過(guò)程中量級(jí)的差異、及飛機(jī)不同噪聲源噪聲頻譜的變化情況 ,獲得了對(duì)當(dāng)代大型客機(jī)噪聲輻射特征的深入認(rèn)識(shí)。
1　飛機(jī)噪聲預(yù)測(cè)模型和方法

11 1　飛機(jī)飛行過(guò)程噪聲輻射計(jì)算的準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)模型
飛機(jī)飛行過(guò)程中的噪聲輻射問(wèn)題是一個(gè)復(fù)雜的非定常過(guò)程 ,影響飛機(jī)聲源噪聲輻射的 3個(gè)主要因素都是隨時(shí)間變化的。 ①?zèng)Q定飛機(jī)噪聲源強(qiáng)度的飛行速度、飛行姿態(tài)和發(fā)動(dòng)機(jī)功率狀態(tài)等都是隨時(shí)間變化的 ;②影響飛機(jī)噪聲傳播的飛機(jī)聲源到觀測(cè)點(diǎn)的距離、極方向角和方位方向角等參數(shù)都是隨時(shí)間變化的 ;③影響運(yùn)動(dòng)聲源聲波多普勒頻移和對(duì)流放大等的飛機(jī)速度、聲源相對(duì)幾何關(guān)系是隨時(shí)間變化的。
飛機(jī)噪聲預(yù)測(cè)就是用數(shù)值模擬的方法 ,模化上述復(fù)雜的物理過(guò)程 ,求得特定觀測(cè)點(diǎn)處接收的噪聲頻譜的時(shí)間歷程 ,并考慮到人的主觀反應(yīng) ,計(jì)算適航噪聲審定所需的有效感覺噪聲級(jí)。顯然 ,如果直接按照隨時(shí)間變化的非定常過(guò)程計(jì)算飛機(jī)噪聲 ,將是一個(gè)很難實(shí)現(xiàn)的數(shù)值計(jì)算任務(wù) ,因此 ,對(duì)這個(gè)復(fù)雜的非定常過(guò)程進(jìn)行簡(jiǎn)化 ,就成為數(shù)值預(yù)測(cè)必然的選擇。
目前廣泛采用圖 1所示的準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)模型 ,模化飛機(jī)飛行過(guò)程中的噪聲輻射。如圖 1所示 ,把飛機(jī)飛行航跡分解為若干單元過(guò)程 (圖中圓圈表示),并假定在每個(gè)飛行單元 ,飛機(jī)飛行狀態(tài)、發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)、飛機(jī)與觀測(cè)點(diǎn)的幾何關(guān)系等都是穩(wěn)態(tài)的 ,可以按照氣動(dòng)聲源的穩(wěn)態(tài)模型計(jì)算每個(gè)單元各噪聲源的噪聲輻射。當(dāng)完成了對(duì)所有準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)單元噪聲輻射計(jì)算后 ,也就得到了飛機(jī)飛行過(guò)程中噪聲輻射的時(shí)間歷程 ,如圖所示。因?yàn)閷?duì)地面某觀測(cè)點(diǎn)噪聲影響最大的總是與觀測(cè)點(diǎn)最近的一段飛行航跡 ,而且觀測(cè)點(diǎn)的有效感覺噪聲級(jí)也是以最大噪聲及小于最大噪聲級(jí) 10 dB的范圍計(jì)算 (圖 1) ,因此 ,為了節(jié)省計(jì)算時(shí)間 ,對(duì)每個(gè)觀測(cè)點(diǎn)的噪聲計(jì)算一般選取距其最近的一段航跡 ,如圖中從 ts到 te時(shí)間段的飛行航跡。
圖 1　飛機(jī)噪聲預(yù)測(cè)的準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)模型
Fig1 1　Quasi2steady model of aircraft noise radiation

11 2　飛機(jī)表面 “分布點(diǎn)聲源”模型
在大型客機(jī)外部噪聲預(yù)測(cè)時(shí) ,地面觀測(cè)點(diǎn)接收的聲壓信號(hào)將是飛機(jī)表面各個(gè)噪聲源噪聲輻射的總和 ,如圖 2 (a)所示 ,飛機(jī)噪聲源是分散在整架飛機(jī)機(jī)體之上的不同位置處 ,由于大型客機(jī)往往是具有近百米范圍的大尺寸飛行器 ,在飛機(jī)起飛、著陸階段 ,相對(duì)于飛機(jī)噪聲傳播距離 ,飛機(jī)幾何尺寸并不是小量。因此 ,在建立飛機(jī)噪聲預(yù)測(cè)模型時(shí) ,本文改進(jìn)了傳統(tǒng)的遠(yuǎn)場(chǎng)點(diǎn)聲源模型 (即將飛機(jī)所有噪聲源都集中在飛機(jī)中心 ),對(duì)飛機(jī)表面不同位置的噪聲源按照分布點(diǎn)聲源的方式進(jìn)行模擬。發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲分為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口噪聲 (風(fēng)扇進(jìn)口噪聲源 )和發(fā)動(dòng)機(jī)出口噪聲 (風(fēng)扇出口噪聲、噴流噪聲、燃燒噪聲和渦輪噪聲 ),起落架噪聲源分為前起落架和主起落架噪聲源 ,主起落架是在不同位置 ,機(jī)翼、襟翼和縫翼噪聲源分布在機(jī)翼中部位 置 ,尾翼噪聲源分布在尾翼中部位置 ,如圖 2 (b)所示。對(duì)上述每一個(gè)噪聲源采用點(diǎn)聲源假設(shè) ,將不同聲源對(duì)地面觀測(cè)點(diǎn)輻射噪聲進(jìn)行疊加 ,就獲得飛機(jī)總噪聲輻射。

11 3　飛機(jī)噪聲源計(jì)算模型
飛機(jī)噪聲源的聲學(xué)特性計(jì)算均是在聲學(xué)遠(yuǎn)場(chǎng)點(diǎn)聲源假設(shè)下 (即聲源至地面觀測(cè)點(diǎn)的距離遠(yuǎn)大于聲波波長(zhǎng) )、基于氣動(dòng)聲學(xué)理論指導(dǎo)下建立的半經(jīng)驗(yàn)方法 ,聲源輻射的自由場(chǎng)均方聲壓作為聲源氣動(dòng) /幾何參數(shù)及頻率和指向角的函數(shù)給出。
(1)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)部件噪聲計(jì)算方法
渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)各部件產(chǎn)生的距離聲源半徑為 Rs處的自由場(chǎng)均方聲壓 ,其計(jì)算公式可以寫成如下的一般形式 :
〈 p 2〉=A sΠ D(θ, <) s(η.)(1)
4πR2s [1 -Macosθ]a 式中 :A s為聲源的特征面積 ;Π為聲源功率 ;D (θ, <)為指向性函數(shù) ,其中 θ和φ為指向角和方位方向角 ;s (η.)為頻譜函數(shù) ,其中 η為與聲波頻率有關(guān)的頻率參數(shù) ;(1-Ma cos θ)a為飛機(jī)飛行造成的多普勒頻移修正因子 , Ma為馬赫數(shù) ,不同聲源其修正因子的指數(shù) a不同 ;Rs為聲傳播距離。
(2)飛機(jī)機(jī)體噪聲計(jì)算方法
機(jī)體噪聲預(yù)測(cè)也采用遠(yuǎn)聲場(chǎng)點(diǎn)源假設(shè) ,計(jì)算公式可以類似上述發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲計(jì)算公式 ,即
〈 p 2〉= Π D(θ, <) F(s) (2)
4πR2s [1 -Macosθ]4 式中 :頻譜函數(shù) F( s)的頻率采用 Strouhal數(shù)作為頻率參數(shù) ,其定義為
fL
S= (1 -Macosθ)(3)
MaC ∞ 式中 :f為聲頻率 ;L為聲源特征尺寸 ;C∞為大氣聲速。
機(jī)體噪聲的指向性與發(fā)動(dòng)機(jī)部件噪聲的指向性不同 ,它一般不是軸對(duì)稱的 ,要根據(jù)不同類型的典型氣動(dòng)聲源 (如單極子、偶極子、四極子聲源 )的指向性和 ;實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)修正綜合而成。
(3)飛機(jī)噪聲源計(jì)算模型
如前所述 ,
為了適應(yīng)飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)聲學(xué)設(shè)計(jì)技術(shù)的不斷改進(jìn) ,預(yù)測(cè)飛機(jī)噪聲源特性的半經(jīng)驗(yàn)計(jì)算模型必須不斷改進(jìn)和完善。本文對(duì)以前的飛
法適應(yīng)當(dāng)前民用大型客機(jī)設(shè)計(jì)水平。表 1為計(jì)算采用的各聲源計(jì)算模型的說(shuō)明。
表 1　飛機(jī)噪聲源遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲計(jì)算模型 Table 1　Prediction method of aircraft noise source
聲源遠(yuǎn)場(chǎng)聲壓譜計(jì)算方法備注GE公司改進(jìn)模型 ( Kontos , 基于 Heidmann
　
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