表 2 飛機機體 /發(fā)動機設(shè)計參數(shù)
Table 2 Design parameters of airframe and engine
飛機 /發(fā)動機參數(shù)數(shù)值 (SI)
機翼總面積 / m2 372151翼展 /m 18161襟翼總面積 / m2 81184襟翼展長 /m 10108
飛機機體主起落架個數(shù) 2
前起落架輪胎直徑 /m 0189
前起落架支架長度與輪胎直徑比 3193
主起落架輪胎直徑 1127
主起落架支架長度與輪胎直徑比 3146
臺數(shù) 4
空氣流量 / (kg ·s -1) 1181 49
涵道比 61 02
風(fēng)扇壓比 11 443
發(fā)動機渦輪前溫度 /K 14671 78核心噴流溫度 / K 9681 22外涵噴流溫度 / K 3301 67核心噴流速度 / (m ·s -1) 3491 76外涵噴流速度 / (m ·s -1) 2531 72
21 1 飛機起飛與著陸時噪聲源分布的比較
飛機起飛時適航噪聲測量點在飛機跑道中心線
6 500 m位置 ,進場著陸時適航噪聲測量點在
圖 3分別給出起飛和進場著陸過程中 ,數(shù)值預(yù)測的飛機表面聲源分布情況 ,圖中的結(jié)果是當飛機與地面觀測點最近時 (即飛機近似在觀測點上空 )時刻的噪聲分布計算結(jié)果 ,圖中飛機表面不同位置聲源的總聲壓級以不同灰度表示 ,箭頭所指位置為最大聲級位置 ,需要指出的是 ,圖 3中的聲壓級大小是以規(guī)格化 1m距離描述的輻射向觀測點的聲源噪聲級。由圖 3可以看出 ,飛機起飛噪聲聲源最大聲級大于進場著陸 ,因為起飛過程發(fā)動機是在大工況下工作 ,因此發(fā)動機風(fēng)扇和噴流噪聲都很明顯。而在飛機進場著陸過程 ,由于發(fā)動機功率狀態(tài)較小 ,發(fā)動機轉(zhuǎn)速較低 ,這時風(fēng)扇噪聲就不明顯 ,而飛機機體噪聲在整架飛機的噪聲中表現(xiàn)很明顯 ,圖中可以清楚地分辨出起落架、機翼、尾翼等的噪聲源。
21 2 飛機不同噪聲源頻譜特性的比較
圖 4分別給出了飛機在起飛過程中 ,當飛機距地面觀測點最近 (即飛機近似在觀測點上空 )時的發(fā)動機和機體主要噪聲源的頻譜 ,圖中橫坐標為 1/ 3倍頻程中心頻率 ,用對數(shù)坐標表示。
由圖 4可以看出 ,飛機不同噪聲源的頻譜特性具有明顯的差異 ,發(fā)動機的風(fēng)扇和渦輪部件是高速旋轉(zhuǎn)部件 ,因此 ,強噪聲級主要集中在高頻范圍內(nèi) ;而核心噪聲和噴流噪聲的強噪聲級主要是在中低頻率范圍。機體噪聲源在低頻范圍內(nèi)具有強的噪聲級 ,主起落架和襟翼噪聲在機體噪聲中占支配地位。
圖 5則分別給出了飛機在進場著陸過程中 ,當飛機距地面觀測點最近時的發(fā)動機和機體主要噪聲源的頻譜。
由圖 5與圖 4比較可以看出 ,在飛機進場著陸過程中 ,由于發(fā)動機處于慢車工作狀態(tài) ,發(fā)動機噪聲明顯降低 ,盡管風(fēng)扇和渦輪轉(zhuǎn)子部件的高頻噪聲仍然較大 ,但聲級不如飛機起飛時那樣強烈。從飛機機體噪聲的頻譜圖可以看出 ,由于飛機速度減小 ,低頻噪聲成分在機體噪聲中更加突出。
對于上述的頻譜特性 ,同樣可以用飛機表面噪聲源噪聲級的分布云圖表示 ,圖 6給出飛機起飛時 1/ 3倍頻程中心頻率 8 000 Hz和飛機進場著陸時 1/ 3倍頻程中心頻率 100 Hz等兩種典型情況下飛機表面不同噪聲級的分布情況。
由圖 6可以看出 ,在不同的頻率范圍 ,飛機不同聲源噪聲輻射的強度明顯不同 ,通常在低頻范圍 ,起落架、機翼等飛機機體噪聲輻射較為強 ,而在高頻范圍發(fā)動機噪聲輻射最為強。
21 3 飛機噪聲的指向特性
圖 7和圖 8分別表示飛機起飛及進場著陸過程中當飛機位于不同位置時從地面觀測點感受到的飛機不同聲源的噪聲輻射強度的變化情況。圖中方向角度是指飛機中心點到地面觀測點的方向矢量與飛機飛行軌跡 (前飛方向 )夾角 ,當飛機位于地面觀測點的前方 ,即飛機還未飛到地面觀測點并趨近觀測點上空時 ,指向角小于 90°;當飛機掠過地面觀測點上空時 ,指向角定義為 90°;當飛于觀測點前方并趨向觀測點上空時 ,風(fēng)扇噪聲是最大的噪聲源 ;而當飛機在觀測點后面并飛離觀測點上空時 ,發(fā)動機出口噪聲 (噴流噪聲 )成為飛機對觀測點的主要噪聲輻射源。由圖 8可見 ,在飛機進場著陸過程中 ,由于發(fā)動機轉(zhuǎn)速降低 ,風(fēng)扇噪聲不再是最大的聲源 ,發(fā)動機出口噪聲、起落架噪聲等對觀測點都是重要的聲源 ,而且當飛機位于觀測點前方并趨向觀測點上空時 ,起落架和機體噪聲輻射強度更大一些。
動機的風(fēng)扇和噴流是最強的噪聲源 ;在飛機進場著陸過程中 ,發(fā)動機中的渦輪噪聲和核心噪聲較強 (發(fā)動機處于慢車工作 );飛機機體噪聲中 ,噪聲輻射強度是主起落架、前起落架和襟翼噪聲依次減小 ,機翼噪聲在 80°～140°之間最大 ,但在其他指向角度范圍較小。
不同聲源的指向特性有明顯差異 ,由圖 9和圖 10可以看出 ,風(fēng)扇噪聲源在 40°和 130°的指向時輻射噪聲最強 ,而噴流噪聲在大約 150°的指向角度時輻射噪聲最強。渦輪噪聲在 110°時最強烈 ,然后在前后輻射角度都迅速下降。核心噪聲隨輻射角度的增加逐漸增大 ,觀測點位于飛機后方時核心噪聲較強。起落架和襟翼噪聲在指向角 90°左右 (即飛機在觀測點頂部 )時較強 ,離開過頂位置 ,輻射強度減小 ;而機翼噪聲在 110°指向角時最強 ,離開這個位置 ,噪聲輻射強度減小。
3 結(jié) 論
(1)
提出并發(fā)展了預(yù)測飛機飛行過程中噪聲輻射的準穩(wěn)態(tài)模型和分布點聲源模型 ,該計算模型和軟件能夠預(yù)測飛機在起飛、著陸過程中不同噪聲源對地面任意觀測點的噪聲輻射大小 ,能夠預(yù)測各噪聲源的頻譜特性和指向特性。
(2)
對某大型客機起飛和進場過程適航噪聲觀測點的噪聲計算表明 ,在起飛和進場過程中 ,不同聲源對地面觀測點的噪聲輻射強度是不相同的 ,起飛過程中發(fā)動機風(fēng)扇和噴流是主要噪聲源 ,而在進場著陸過程中 ,機體噪聲 (機翼、起落架等 )和發(fā)動機噪聲具有相當?shù)妮椛鋸姸?,都是重要的噪聲源。
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