閆國華，金宗亮

（中國民航大學(xué)，天津 300300）

航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣噪聲分離技術(shù)

閆國華，金宗亮

（中國民航大學(xué)，天津 300300）

渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴是飛機(jī)的主要噪聲源之一，其噪聲大小不僅影響飛機(jī)的適航取證，更是評(píng)價(jià)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的重要指標(biāo)之一。為了實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的降噪設(shè)計(jì)，需要將發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)噪聲分解到各部件，從而針對(duì)部件進(jìn)行降噪設(shè)計(jì)?；谌齻€(gè)遠(yuǎn)場麥克風(fēng)數(shù)據(jù)的噴氣噪聲分離算法，使用MATLAB進(jìn)行編程，以GE公司的某型發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲靜態(tài)測試的數(shù)據(jù)作為輸入數(shù)據(jù)，從發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)噪聲中分離出噴氣噪聲，得到噴氣噪聲聲壓的自相關(guān)譜。根據(jù)噴氣噪聲聲壓的自相關(guān)譜，計(jì)算噴氣噪聲的聲壓級(jí)。分離得到的噴氣噪聲數(shù)據(jù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴的降噪設(shè)計(jì)有重要意義。

聲學(xué)；渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)；噴氣噪聲；噪聲分離；MATLAB編程

隨著民航飛機(jī)適航審定關(guān)于噪聲要求的逐漸提高，民用航空飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的噪聲問題在發(fā)動(dòng)機(jī)的研發(fā)過程中占有重要的地位，發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲是否達(dá)標(biāo)成為裝備該型發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)能否取得適航證的先決條件[4]。隨著我國商用飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)項(xiàng)目的啟動(dòng)，標(biāo)志著我國自主創(chuàng)新研發(fā)民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)已進(jìn)入實(shí)質(zhì)性操作階段。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴是低涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)最強(qiáng)的噪聲源，隨著渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)涵道比不斷提高，發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣速度逐漸減小，當(dāng)代大型高涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)的噴氣噪聲已經(jīng)基本降低到與風(fēng)扇噪聲相當(dāng)?shù)牧考?jí)[7]。但是，噴氣噪聲仍然在渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)噪聲中占較大比重，直接影響到飛機(jī)的適航取證。為了實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的降噪設(shè)計(jì)，首先需要將發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)噪聲分解到各部件，分離出主要的噪聲源，從而針對(duì)部件進(jìn)行降噪設(shè)計(jì)。因此，噴氣噪聲分離對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴的降噪設(shè)計(jì)有重要意義。此外，分離得到的噴氣噪聲數(shù)據(jù)更是評(píng)價(jià)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的重要指標(biāo)之一。

基于上述目的，本文通過對(duì)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣噪聲的分離方法進(jìn)行研究，使用某型發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲靜態(tài)測試的遠(yuǎn)場噪聲數(shù)據(jù)作為輸入數(shù)據(jù)，利用MATLAB進(jìn)行編程，實(shí)現(xiàn)了對(duì)某型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣噪聲的分離。利用該方法可分離得到沿半徑為45.72 m的遠(yuǎn)場圓弧，各角度上噴氣噪聲聲壓的自相關(guān)譜。利用噴氣噪聲聲壓的自相關(guān)譜，計(jì)算噴氣噪聲的聲壓級(jí)。

1 噴氣噪聲分離算法

航空發(fā)動(dòng)機(jī)部件噪聲的分離方法主要分為兩類：一類是基于發(fā)動(dòng)機(jī)不同部件噪聲的時(shí)域信號(hào)的相關(guān)性或頻域信號(hào)的相干性，使用若干傳聲器測量噪聲數(shù)據(jù)，利用信號(hào)處理的方法，分離不同部件的噪聲。另一類是使用傳聲器陣列測量噪聲數(shù)據(jù)，利用波束形成[6]或聲源成像反卷積[3]等算法處理數(shù)據(jù)，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)各部件噪聲識(shí)別和分離。

本文以美國國家航空航天局（NASA）的關(guān)于噪聲與排放適航技術(shù)報(bào)告[5]中提到的部件噪聲分離方法為基礎(chǔ)，對(duì)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的噴氣噪聲進(jìn)行分離。

1.1 噪聲的相關(guān)性

噴氣噪聲主要是由高速的噴氣與周圍相對(duì)靜止的介質(zhì)急劇混合產(chǎn)生的。在發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲靜態(tài)測試中，噴氣噪聲源相對(duì)于傳聲器是移動(dòng)的。由于多普勒效應(yīng)，噴氣噪聲的頻率在不同傳播方向上是不同的。風(fēng)扇噪聲源與核心機(jī)噪聲源相對(duì)于傳聲器是靜止的。風(fēng)扇噪聲與核心機(jī)噪聲的頻率在不同傳播方向上是恒定的。因此，在不同的角度上測得的風(fēng)扇噪聲與核心機(jī)噪聲是相關(guān)的，在不同的方向上測得的噴氣噪聲是不相關(guān)的。相關(guān)性是對(duì)于時(shí)域信號(hào)而言的，在頻域中可以用相干函數(shù)[1]來度量不同信號(hào)的相關(guān)程度。

1.2 基于三個(gè)遠(yuǎn)場麥克風(fēng)信號(hào)的分離算法

1.2.1 建立方程組

該算法用于分離相關(guān)的噪聲和不相關(guān)的混入噪聲，如圖1所示。

圖1 算法應(yīng)用原理圖

假設(shè)風(fēng)扇噪聲和核心機(jī)噪聲的混合噪聲是相關(guān)的噪聲，噴氣噪聲是不相關(guān)的混入噪聲。此時(shí)，該算法對(duì)這三個(gè)部件產(chǎn)生的混合噪聲進(jìn)行分離，得到噴氣噪聲。

其中：xa(t)表示相關(guān)的噪聲聲壓；

yi(t)表示麥克風(fēng)i測得的噪聲聲壓；

ni(t)表示不相關(guān)的噪聲聲壓；

Hai(f)表示系統(tǒng)的傳遞函數(shù)。

在噪聲傳播過程中，噪聲聲壓的幅度會(huì)隨距離的增大而減小，系統(tǒng)的傳遞函數(shù)用于描述噪聲傳播過程中聲壓的幅度的改變。

如圖1所示，第i個(gè)麥克風(fēng)接收到的總噪聲為

對(duì)方程(1.1)進(jìn)行傅里葉變換，得到頻域的表達(dá)式

其中 f表示噪聲的頻率(Hz)；

T表示有限時(shí)間區(qū)間(s)。

噪聲聲壓的自相關(guān)譜和互相關(guān)譜為

其中

對(duì)于土地的開發(fā)管理等工作涉及多個(gè)部門的多項(xiàng)工作內(nèi)容，因此包括財(cái)政部門、林業(yè)部門以及農(nóng)業(yè)部門等均應(yīng)當(dāng)嚴(yán)格秉持各自職能，積極參與土地的管理開發(fā)中，集中政府資源與力量，利用法律、經(jīng)濟(jì)以及行政等手段，為當(dāng)?shù)刂\取更多福利，提高當(dāng)?shù)厣鐣?huì)綜合效益。

由于ui(t)與uj(t)是相關(guān)的，因此它們的相干函數(shù)的值為1[2]。

其中，自相關(guān)譜為復(fù)數(shù)

方程(3)至(5)中，自相關(guān)譜與互相關(guān)譜可以通過測量的噪聲數(shù)據(jù)計(jì)算得到，其他的量是未知量。根據(jù)上面的方程，可以建立如下方程組

1.2.2 求解方程組

由表1可知，方程組中方程的數(shù)量等于未知數(shù)的數(shù)量，且方程相互獨(dú)立，因此方程組可以求解。

表1 方程組數(shù)量與未知數(shù)數(shù)量

由方程(6)(7)和方程組組(8)可以得到風(fēng)扇噪聲與核心機(jī)噪聲的混合噪聲聲壓的自相關(guān)譜

將方程(9)至(11)代入方程(3)得到噴氣噪聲聲壓的自相關(guān)譜

1.2.3 計(jì)算噴氣噪聲的聲壓級(jí)

首先，根據(jù)噴氣噪聲聲壓的自相關(guān)譜計(jì)算噴氣噪聲聲壓。

其中pn表示噴氣噪聲聲壓(Pa)。

然后，根據(jù)噴氣噪聲聲壓計(jì)算噴氣噪聲的聲壓級(jí)。

其中p0為基準(zhǔn)聲壓(2×10-5Pa)。

2 噴氣噪聲分離技術(shù)應(yīng)用

2.1 程序開發(fā)

MATLAB具有良好的算法開發(fā)、數(shù)據(jù)可視化和數(shù)據(jù)分析功能以及強(qiáng)大的數(shù)值計(jì)算能力。此外，MATLAB自帶內(nèi)置的傅里葉變換函數(shù)，為程序開發(fā)帶來很大方便。

開發(fā)的程序可將分離得到的噴氣噪聲的三分之一倍頻程聲壓級(jí)數(shù)據(jù)存入Excel表格中，形成不同轉(zhuǎn)速下，沿半徑為45.72 m的遠(yuǎn)場圓弧，各角度上的不同中心頻率的噴氣噪聲聲壓級(jí)數(shù)據(jù)匯總表。利用MATLAB的數(shù)據(jù)可視化功能分析噴氣噪聲隨角度和頻率的變化，從而得到噴氣噪聲的指向性與頻譜特性。

2.2 應(yīng)用實(shí)例

2.2.1 實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)

為了保證實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的可靠性，本文使用GE公司的某型航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲靜態(tài)測試數(shù)據(jù)作為實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。數(shù)據(jù)類型為沿半徑為45.72 m遠(yuǎn)場圓弧，20度到160度不同角度上的噪聲聲壓信號(hào)，角度間隔為5度。數(shù)據(jù)測量條件如表2所示。

表2 發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲測試條件

2.2.2 數(shù)據(jù)前期處理

在應(yīng)用上述算法時(shí)，需要對(duì)測量的時(shí)域聲壓信號(hào)進(jìn)行處理，計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)總噪聲聲壓的自相關(guān)譜和互相關(guān)譜。數(shù)據(jù)前期處理的參數(shù)如表3所示。

2.2.3 分離結(jié)果

本文使用上述算法計(jì)算出不同轉(zhuǎn)速下，沿半徑為45.72 m的遠(yuǎn)場圓弧，各角度上的不同中心頻率的噴氣噪聲聲壓級(jí)。下文以轉(zhuǎn)速為4 000 r/min的計(jì)算結(jié)果為例，展示了噴氣噪聲的指向性和頻譜特性。

表3和圖2展示了看出頻率為2 000 Hz的噴氣噪聲聲壓級(jí)隨角度的變化，即噴氣噪聲的指向性。表四和圖3展示了看出θ=130°角度上的噴氣噪聲聲壓級(jí)隨頻率的變化，即噴氣噪聲的頻譜特性。

3 分離的準(zhǔn)確性

風(fēng)扇噪聲與核心機(jī)噪聲是由兩個(gè)不同的噪聲源產(chǎn)生的兩種相關(guān)的噪聲。但是，當(dāng)風(fēng)扇噪聲的SPL與核心機(jī)噪聲的SPL大小相差10 dB以上時(shí)，可以把風(fēng)扇噪聲與核心機(jī)噪聲的混合噪聲作為同一個(gè)噪聲源產(chǎn)生的相關(guān)的噪聲[5]。

表3 頻譜估計(jì)參數(shù)

表4 r=45.72 m，f=2 000 Hz的SPL(θ)

表5 r=150 m，θ=130°的SPL(f)

使用基于五個(gè)遠(yuǎn)場麥克風(fēng)信號(hào)的分離算法可以分離得到風(fēng)扇噪聲的聲壓級(jí)和核心機(jī)噪聲的聲壓級(jí)，如圖4所示。

圖2 r=45.72 m，f=2 000 Hz的SPL(θ)

圖3 r=10 m，θ=130°的SPL(f)

圖4 r=10m，θ=130°,風(fēng)扇噪聲與核心機(jī)噪聲的對(duì)比

從圖4中可以看出，在1 600 Hz到10 000 Hz頻段，發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇噪聲遠(yuǎn)大于核心機(jī)噪聲，且SPL值相差超過10 dB。因此，本文假設(shè)風(fēng)扇噪聲與核心機(jī)噪聲的混合噪聲是一種相關(guān)的噪聲是可行的。

通過與發(fā)動(dòng)機(jī)制造商提供的噴氣噪聲數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，該算法在50 Hz到1 250 Hz頻段的精度在-5 dB到+5 dB之間，在1 250 Hz到10 000 Hz頻段的精度在-3 dB到+3 dB之間，具有很高的精確度。

4 結(jié)語

關(guān)于發(fā)動(dòng)機(jī)部件噪聲的分離方法，NASA從20世紀(jì)70年代開始展開，并且進(jìn)行了深入的研究。然而，我國在這方面的研究起步較晚，研究成果很少。本文的噴氣噪聲分離方法具有如下優(yōu)勢和前景：

(1)具有很高的精確度；

(2)適用范圍廣。對(duì)于大多數(shù)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，風(fēng)扇噪聲所占比重遠(yuǎn)大于核心機(jī)噪聲。因此，本方法適用于目前大多數(shù)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)；

(3)在本方法的基礎(chǔ)上，根據(jù)聲壓的幅度與傳播半徑的關(guān)系，可以計(jì)算沿任意半徑的圓弧上，不同角度下噴氣噪聲的SPL；

(4)可以在本算法的基礎(chǔ)上進(jìn)一步推導(dǎo)基于多個(gè)遠(yuǎn)場麥克風(fēng)數(shù)據(jù)的部件噪聲分離方法，用于從發(fā)動(dòng)機(jī)總噪聲中分離出風(fēng)扇噪聲、核心機(jī)噪聲和噴氣噪聲。

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（3）等效A聲級(jí)結(jié)果

經(jīng)計(jì)算得出未安裝車輪降噪環(huán)車輛與安裝車輪降噪環(huán)車輛的等效A聲級(jí)結(jié)果，經(jīng)做差計(jì)算為降噪量結(jié)果，見表2。

表2 等效A聲級(jí)結(jié)果/dB（A）

從計(jì)算結(jié)果可以看出在1 Hz～8 000 Hz范圍內(nèi)安裝車輪降噪環(huán)車輛與未安裝車輪降噪環(huán)車輛降噪量為10.0 dB。

8 結(jié)語

通過對(duì)10號(hào)線運(yùn)營車輛車輪降噪片換裝降噪環(huán)各項(xiàng)研究與測試工作，得出以下結(jié)論：

（1）現(xiàn)有鏇輪機(jī)床經(jīng)過加裝專用刀具，能夠滿足對(duì)運(yùn)營車輛車輪進(jìn)行降噪環(huán)安裝溝槽加工工作。

（2）實(shí)施現(xiàn)有安裝降噪片車輛換裝降噪環(huán)，能夠避免由于降噪片螺栓斷裂產(chǎn)生的運(yùn)營安全隱患。

（3）經(jīng)安裝降噪環(huán)列車運(yùn)營狀態(tài)噪聲測試，安裝降噪片車輛能夠滿足列車降噪的要求。

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Study on Jet Noise Separation Technique of Turbofan Engines

YAN Guo-hua,JIN Zong-liang
(CivilAviation University of China,Tianjin 300300,China)

Turbofan engine nozzle is one of the main sources of aircraft noise.The noise generated by the nozzle has a negative effect on airworthiness certification of aircrafts.It is also an important indicator of engine performance.In order to realize the noise reduction design of the engine,it is necessary to separate the noise of each component from the total engine noise to reduce its noise individually.In this paper,the jet noise separation method was proposed based on the engine noise data acquired by 3 far-field microphones.The program for this method was developed in MATLAB.With the use of the engine noise test data of the General Electric Company as the input data,the jet noise was separated from the total engine noise to obtain the self-correlation spectra of the jet noise sound pressure and calculate SPL of the jet noise.The jet noise data obtained by this method is important for the noise reduction design of engine nozzles.

acoustics;turbo fan;jet noise;noise separation;MATLAB programming

X593

A

10.3969/j.issn.1006-1335.2015.02.022

1006-1355(2015)02-0091-05

2014－09－16

大型民用客機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲合格符合性標(biāo)準(zhǔn)體系研究(400686）

閆國華（1963－），男，天津人，中國民航大學(xué)教授，主要從事民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲適航研究。

金宗亮（1988－），男，天津人，在讀碩士研究生，主要從事民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲和推進(jìn)系統(tǒng)運(yùn)行與維護(hù)研究。E-mail:jinzongliang1204@163.com