闫国华，马永康，*，陈佳栋

1.中国民航大学 基础实验中心，天津 300300

2.中国民航大学 中欧航空工程师学院，天津 300300

随着城市化进程的加快和我国商用飞机机队规模的不断扩大，飞机噪声对机场周边地区的影响日益受到人们的广泛关注[1]。出于环境保护的需要，国际民航组织对飞机降噪的要求越来越高，噪声适航审定已成为飞机能否达到适航要求的重要标准之一。发动机风扇噪声作为飞机的主要噪声源之一，与起飞过程相比其噪声影响在进近过程中更为显著[2]。随着我国国产大涵道比商用发动机项目的实施，研究目前ARJ21支线客机所使用的CF34-10A的风扇噪声并分析相关参数对发动机噪声的影响，对我国商用航空发动机的研发具有十分重要的意义。在发动机研制之初对其风扇噪声进行预测评估，可以有效避免后期发动机噪声水平达不到适航标准而造成的整个项目的延期和研制成本的增加，从而有利于我国民用航空发动机适航审定工作的开展。

本文通过动态修正后的Heidmann风扇噪声预测模型，对发动机风扇部件在进近过程中的总声压级、感觉噪声级、有效感觉噪声级进行预测分析，并与《中国民用航空规章》第36部（CCAR-36）适航要求相比较，为飞机噪声适航工作提供参考。

1 发动机风扇进近噪声预测算法

随着现代民用发动机涵道比的不断增加，喷流噪声大幅度降低，也使得风扇噪声在发动机整机噪声中的比重显著上升[3，4]。风扇噪声由风扇进口宽频噪声、风扇进口离散单音噪声、风扇进口组合单音噪声、风扇出口宽频噪声和风扇出口离散单音噪声等5个部分组成[5]。本文以美国国家航空航天局（NASA）和美国通用电气（GE）公司提出的Heidmann大涵道比发动机的风扇噪声半经验预测算法为基础，对进近过程中的风扇噪声进行预测。

1.1 发动机风扇静态噪声预测算法

Heidmann半经验模型是一种基于归一化的算法，用于预测单转子或双转子涡扇发动机三分之一倍频程的风扇噪声[6]。风扇噪声的预测方式是分别计算出5个部分的声压级，最后叠加得到总声压级。每个部分在标准海平面下的声压级的计算通式如下：

式（1）为风扇噪声的基本预测方程，其中，SPLr（f，θ）为风扇噪声声压级，是关于测距离r、三分之一倍频程f和指向角θ的函数；ΔT为通过风扇的总温升，T∞为环境温度，ΔTref为参考温升；m·为通过风扇的质量流量，m·ref为参考质量流量；F1是关于叶尖设计马赫数Mad和叶尖相对马赫数Mar的函数，决定了声功率级峰值，F2是关于转静子间距比s*的函数，D（θ）为方向修正函数，S（η）为频谱函数，η为频率参数，其中：

式中：fb为叶片通过频率，B为发动机转子叶片数；，N为风扇转速，Ae为风扇参考面积，Ma∞为飞行马赫数，c∞为环境声速， ，d为风扇直径。

1.2 基于静态预测噪声的动态修正

从地面静态映射到飞行状态，本文主要考虑声源移动效应、几何发散衰减效应和大气吸声衰减效应。根据CCAR-36对进近噪声测量的要求，飞机需要沿着3°的下滑道飞行，进近基准噪声测试点位于跑道中心线延长线上离跑道入口2000m处[7]。飞机进近基准航迹如图1所示。

图1 飞机进近航迹示意图Fig.1 Approach path of aircraft

1.2.1 噪声源移动效应修正

发动机风扇声源相对于噪声测量点的移动而进行的声压级修正可以用公式（4）计算[8]：

式中： 为飞行声压级； 为静态声压级；Ma为飞行马赫数；λ为飞行航迹与飞机和传感器连线的夹角。

1.2.2 几何发散衰减效应

几何发散是点生源在自由场传播过程中的球面扩展。相同距离下，每个三分之一倍频程的几何发散衰减相同[8，9]：

式中：r2为测量点到移动声源的距离；r1为测量点到静态参考声源的距离。

1.2.3 大气吸声衰减效应

在噪声的传播过程中需要考虑到大气吸收效应[8，10]，在一定的温度和湿度下，每个三分之一倍频程各自对应的大气吸声系数如下：

式中：m=2.05lg（ fα/1000)+1.1394×10-3θ-1.916984，n=lg（fα)+8.42994×10-3θ-2.755624。

式中：m1=lgH-1.328924+3.179768×10-2θ，n1=-2.173716×10-4θ2+1.7496×10-6θ3。

修正后的每个三分之一倍频程声压级为：

表1和表2给出了相应的中间量。

表1 δ—η对照表Table 1 δ—η comparison

表 2 f—f0对照表Table 2 f—f0 comparison

2 航空发动机风扇噪声预测实例

2.1 参数输入

本文以ARJ21支线客机所使用的CF34-10A发动机为例，在噪声合格审定基准条件下（标准海平面大气压，大气温度25℃，相对湿度70%），对飞机在进近阶段的风扇噪声进行预测。基本输入参数见表3和表4。

表3 发动机风扇几何参数Table 3 Geometry parameters of engine fan

表4 发动机风扇性能参数表Table 4 Performance parameters of engine fan

2.2 预测结果分析

在噪声合格审定要求的基准条件下，ARJ21支线客机在进近阶段的发动机（两台）风扇进口噪声有效感觉噪声级（EPNL）预测值为85.1dB，风扇出口噪声有效感觉噪声级预测值为86.3dB。根据GE公司的公开资料，ARJ21支线客机在进近条件下的风扇进口噪声实测值约为83.7dB，风扇出口噪声实测值约为86.9dB。进近条件下，风扇进口噪声的预测值和实测值相差1.4dB，误差在1.6%以内；风扇出口噪声的预测值和实测值相差0.6dB，误差小于1%；进近阶段两台发动机的风扇整体噪声有效感觉噪声级预测值为88.58dB。同时，两台发动机的风扇整体噪声的预测值未超过飞机噪声数据库中ARJ21相应机型的整机噪声实测值。因此，在基于航空发动机风扇部件静态噪声预测基础上，进行动态修正后的航空发动机风扇部件进近噪声预测算法可以较好地预测实际情况。如果选用飞机在实际进近过程中的风扇进口空气质量流量和通过风扇的总温升作为输入参量，则直接运用风扇部件进近动态噪声预测算法得到的风扇整体噪声预测值为95.12dB，与实际测量结果相比误差较大。因此，基于风扇部件静态噪声预测飞行状态噪声的风扇部件进近噪声预测方法更准确。

在飞机进近过程中，单台CF34-10A发动机风扇的总声压级（OASPL）预测值和A计权声压级（dBA）预测值随发动机进口轴线与发动机和测量点连线的夹角（指向角）的变化，如图2所示。

图2 风扇部件dBA与OASPL随角度的变化Fig.2 Variation of fan dBA and OASPL with angle

从图2中可以看出，飞机进近10dB降区间内单台CF34-10A发动机的A计权声压级（dBA）和总声压级（OASPL）的变化趋势是先增大后减小，且总声压级始终大于A计权声压级。

2.3 环境因素对风扇进近噪声传播的影响

发动机风扇噪声在传播过程中会受到大气环境因素的影响，本文选取湿度和温度两个环境变量对进近过程中风扇噪声的传播特性进行分析。由于客观试验条件限制，在分析温度变化时假定不同温度下的空气进口质量流量相等。湿度和温度对单台发动机风在进近过程中风部件扇有效感觉噪声级预测值的影响，如图3和图4所示。

图3 风扇部件有效感觉噪声级随大气湿度的变化Fig.3 Variation of fan EPNL with air humidity

图4 风扇部件有效感觉噪声级随大气温度的变化Fig.4 Variation of fan EPNL with air temperature

从图3中可以看出，大气环境对风扇部件进近噪声的吸收衰减作用随湿度的增加而减小，尤其是在相对湿度为10%～20%的范围内，大气环境对风扇部件进近噪声预测值的吸收衰减效应明显；在相对湿度超过30%以后，大气环境对风扇部件进近噪声预测值的吸收衰减效应随相对湿度的增加而减弱。

从图4中可以看出，进近过程中，温度一定时，在相对湿度20%～30%的范围之外，空气的相对湿度越大，则对风扇噪声的衰减吸收作用越小。在相对湿度一定时，在-20～ -10℃范围内，温度越高，大气对风扇噪声的吸收衰减作用越大；在0～20℃范围内，大气对风扇噪声的吸收衰减作用随着温度的升高而减弱；在20～45℃范围内，大气对风扇噪声的吸收衰减作用随温度的升高而增强。

3 结束语

结合适航规章中的飞机进近基准程序，研究了基于进近过程修正后的Heidmann风扇噪声预测算法，开发相应程序，预测得到CF34-10A发动机在进近条件下的有效感觉噪声级，通过分析得到如下结论：

（1）基于航空发动机风扇部件静态噪声预测进行动态修正后的航空发动机风扇部件进近噪声预测算法可以较好地预测实际情况，并探究了部分环境因素对风扇部件进近噪声的影响。

（2）该风扇部件进近噪声预测模型适用于双转子涡扇发动机，且发动机进口空气质量流量和通过风扇的总温升必须选择地面试车状态下的稳定值。

（3）本文开发的进近风扇噪声预测程序可以为发动机降噪设计和飞机噪声适航审定工作提供参考。

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