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[航空航天] 飞机舱内噪声来源:发动机和湍流边界层

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发表于 2018-3-13 10:21 | 显示全部楼层 |阅读模式

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  飞机舱内噪声可由各种声源与振源形成,并通过空气传声或结构传声这两种噪声传递路径进入舱内。声源或振源可能来自于机身内部或外部,其分布特性取决于飞机类型。

  外部声源主要来自于航空发动机和湍流边界层噪声,其声源分布如图1所示。图中给出了发动机噪声与边界层噪声的分布特性与传递路径,其中增升装置、声波与尾翼的相互作用、位于飞机底部的起落架噪声(图中未给出)均可归为边界层噪声一类。发动机噪声包括风扇噪声、喷流噪声、燃烧室噪声、发动机振动辐射的噪声等。同时,各种噪声传递路径,包括空气传声与结构传声在图中也进行了标识。
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  图1 典型飞机舱内噪声外部声源与传递路径示意图

  1. 发动机噪声
  发动机对舱内噪声的贡献因其种类不同而有所差异。航空发动机主要有涡轮螺旋桨、涡轮喷气式以及涡轮风扇发动机3种类型。涡轮螺旋桨发动机以螺旋桨旋转时所产生的推力作为飞机前进的动力。自从20世纪60年代开始,由于广泛引进商业化喷气式飞机,对螺旋桨飞机舱内噪声的研究兴趣曾一度减弱,但20世纪70年代又开始进行大量研究,主要目的是改善巡航飞机的环境舒适性。

  早期研究主要集中于各类飞机的飞行试验,包括单发动机、双发动机、不同飞行马赫数、不同飞行高度等,并总结归纳了螺旋桨噪声的特性。但随着近年来对螺旋桨发动机参数的优化,使得螺旋桨噪声特性发生了改变,这主要体现在频谱范围以及声压级大小,但其基本特性还是保持不变,螺旋桨因旋转而产生动力,故其噪声来源于旋转桨叶,其分布图是一些离散的噪声,典型螺旋桨舱内噪声频谱图如图 2所示。
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  图 2 典型螺旋桨飞机(未降噪处理)舱内噪声频谱
  图中离散性的声压级峰值是由螺旋桨发动机的螺旋桨旋转形成的,而声压级较低的连续声压级则主要归因于湍流边界层噪声的贡献。随频率增加,离散声压级幅值下降较快,在高频时边界层噪声将逐渐占主导。同时,螺旋桨发动机具有较强的噪声方向指向性,即在螺旋桨旋转平面,具有最大声压级,其余区域下降较快。故而靠近发动机的机舱内部区域噪声强度最大,使得发动机安装位置将对舱内噪声影响很大,一般建议安装在飞机尾部区域以减少对舱内噪声的贡献。螺旋桨发动机因在低速时效率最高,一般应用于飞行马赫数Ma<0.6的场合,在巡逻机、反潜机中得到广泛应用;涡桨发动机主要应用于载客量少、航程短的民航客机,但满足不了载客量大、航程长的当代民航,目前已较少采用。

  涡轮喷气式发动机解决了涡轮螺旋桨发动机在高速下效率低下的难题,主要靠燃气流产生推力,能实现飞机超声速飞行。该类发动机最主要的一个噪声源是喷流噪声,通过尾喷管辐射到飞机尾部区域,通过机身进入舱内。喷流与周围空气的相对速度决定了噪声水平,以低频噪声成分为主。对于喷流噪声,在机身上的声场是随机的,其互谱密度函数的表示与湍流边界层类似,但其值存在差异。该差异使得喷流噪声与亚声速的湍流边界层相比,在低频段更易于使机身结构产生振动。

  要维持发动机一定的推力,可通过提高排气速度减小燃气流量或增加燃气流量减小排气速度两种方式来实现。为了解决涡轮喷气式发动机严重的喷流噪声,并减小油耗,可采用增加燃气流量的方法减少喷管处的排气速度。高涵道比(涡轮发动机外涵道与内涵道空气流量的比值,用M 表示)涡扇发动机正是基于这一原理改善了发动机噪声水平成为当代民航客机最常用的发动机。喷流噪声的改善使得风扇噪声在涡扇发动机噪声中的比例逐渐凸显出来,这是一个重要的噪声源,它具有宽带噪声与离散纯声两种特性。基本频率(fmpt=Ω/60Hz,Ω为风扇旋转速度)以及低阶次谐波的离散噪声在进气道截止频率以下并不产生辐射。宽带噪声与桨叶表面附近的气流有关,主要来自于上游来流中的湍流以及叶片尾流中的涡流,两者引起桨叶表面随机压力波动形成宽带噪声,其产生机理如图3所示。
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  图3 风扇宽带噪声产生机理
  涡轮噪声与风扇噪声一样,也有纯声与宽带噪声两种成分,它们分别来自于涡轮叶片上周期性的升力扰动以及流过叶片的湍流。但涡轮噪声与风扇噪声不同,它的噪声主要辐射集中在相对进气轴线110°~130°范围内(与排气轴的夹角为50°~70°)。同时,经过剪切层时离散纯声频谱会出现变宽的现象,呈现“干草垛”的形状。因燃烧室后面涡轮进口导向叶片的阻挡,噪声的能量只能由喷管辐射出去,而不能向上游传递。

  燃烧室噪声随着涡扇发动机涵道比的增大逐渐凸现出来,它是发动机燃烧室中的燃料以及湍流的燃烧引起的,其核心部分燃烧噪声低频成分经过涡轮的温度与压力脉动区域并通过喷口辐射噪声。用Lighthill喷流理论,也就是喷流速度的八次方理论公式已经不能正确预测噪声级。目前用半经验模型预测这类噪声的噪声级,但忽略了许多因素的影响,如大气对噪声的吸收。

  涵道比不同的涡扇发动机在不同飞行状态,其各部分噪声源是不同的,如图4所示。对于低涵道比涡扇发动机 (Ma≈1),在飞机起飞阶段,喷流噪声占主导。在着陆状态,高频风扇噪声以及低频喷流噪声所占比例最大;对于中涵道比发动机 (Ma≈2.5),在起飞阶段,以低频喷流噪声与高频风扇噪声为主。而着陆时主要为风扇噪声;对于高涵道比发动机 (Ma≈6),起飞时高频风扇、发动机燃烧室以及着陆时低频风扇、燃烧室噪声均对舱内噪声有贡献。
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  图4 涡扇发动机不同涵道比噪声源总声压级
  发动机的振动传递到机身,引起机身产生振动形成振动声辐射,这也是飞机舱内很重要的一个噪声源。随着涵道比的增大,这一现象更加明显。发动机振动常由风扇旋转时产生的非平衡力引起,因此其噪声频谱与螺旋桨发动机噪声频谱类似,呈现离散性的特性,如图5所示。图中的舱内离散噪声频谱图是双涡喷发动机安装在机身尾部获得的。其中,fb、f1、fh 分别为风扇旋转频率、低压涡轮以及高压涡轮引起的离散声压级峰值。发动机平衡力和飞机结构的较小变换都可能引起声压级产生较大变化,这一现象在发动机安装于机身尾部以及机翼下面时均较为明显。
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  图5 涡轮喷气式飞机舱内噪声频谱
  (由SAE Paper 820961@1982 SAE International提供)
  为了分析舱内噪声,必须充分研究各类噪声源的特性,包括噪声源声压幅值、相位以及它们在机身表面的频率与空间分布,这些指标决定了机身表面的总声载荷以及该载荷使机身结构产生响应的效率,对舱内噪声影响很大。故而除了考虑发动机噪声源成分、频谱特性外,噪声方向指向性对舱内噪声的影响也是需要重点关注的地方。对于喷流噪声,因喷流方向朝向飞机机身尾部,所以噪声总是沿着发动机进气轴一定的方向向机身尾部区域辐射。图6为FL350飞机在不同飞行马赫数下的喷流噪声指向性。图中表明发动机喷流噪声的最强辐射范围大约在沿喷流中心轴30°~60°之间,(见图1中的Exhaust noise),同时这部分噪声主要是低频成分,易于引起机身尾部区域产生振动形成结构振动声辐射。此外,这些喷流也会与尾翼相互干涉产生振动声辐射(见图1)。这两种结构振动声辐射均处于相同频率段范围内,频谱特性较为相似而不易区分。
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  图6 FL350飞机在不同飞行马赫数下的喷流噪声指向性
  涡扇发动机的风扇噪声在飞机头部与尾部区域均有辐射,但前部区域总声压级强度要大些。图7给出了发动机在不同运行状态下风扇噪声的方向指向性。风扇最大噪声辐射在发动机中心轴向前夹角方向20°~40°,总声压级达到135dB,而在喷气轴方向则出现次级最大声压级,大概在110°~130°范围内,总压声级大约为125.5dB。图8给出了一个燃烧室噪声方向指向性曲线图。在图中噪声最大值范围在90°~130°内,说明在靠近发动机区域的噪声辐射较为严重,同时,燃烧室噪声主要以低频为主,同样易于引起机身振动产生声辐射。
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  图7 不同涡轮风扇发动机5种运行状态下的噪声方向指向性 (Ma=6)
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  图8 燃烧室噪声的预测方向指向性 (Ma≈2.5)

  2. 湍流边界层噪声
  湍流边界层噪声是飞机飞行过程中气流流过机体表面引起的气流压力扰动产生的。对于固定翼飞机来讲,作用于机身外部的湍流边界层压力场是舱内宽频噪声的主要来源。早期对于边界层噪声的研究,主要是通过对不同类型飞机低空飞行的噪声测量与半经验预测公式获得噪声数据。同时,在风洞中对飞机缩比模型(包括单个部件,如起落架、机翼等)也进行了大量试验。通过这些研究,确定了边界层噪声中主要的几类噪声源(如起落架、增升装置、机翼前缘与后缘和附在机身上的湍流层等)。当代许多飞机在这些数据基础上采取了相应的降噪措施并取得了较好的效果,但目前航空飞机依然存在噪声强度较大的现状,这说明早期的测量设备、经验公式得到的边界层噪声数据与当代飞机存在不匹配现象。目前许多学者已经在新的声学测量技术与计算工具上开展类似的研究,如来自德国的Dobrzynski借助最新声学测量技术(如麦克风声阵列和声学计算工具(如CAA或CFD)对这方面开展了大量的研究工作,并对2010年前的研究成果进行了综述。相比早期的研究,这些工作可帮助研究者更详细、更深刻地理解相关噪声机理,但未过多涉及三维模型的计算,因此与试验数据不能很好地匹配。

  总的来讲,湍流边界层绝大部分黏附在机身表面区域,另一部分临近突出物(如机翼、起落架等)以及驾驶舱区域附近会发生气流分离现象。相比附在机身外表面的湍流边界层,这些气流分离将会增大低频区域的声压级。当湍流边界层中的对流速度与机身壁板的柔性弯曲波速度相匹配时,会使机身结构发生强烈共振,舱内噪声将会急剧增大。对于附在机身表面的湍流边界层,当飞机在空中巡航时,飞机后部相比前部区域的脉动压力谱密度要大(主要表现在低频段区域)(见图9)。这主要是因为飞机尾部的湍流边界层厚度要大于头部,尾部脉动涡尺度要大些,大尺度涡对应低频压力脉动,造成能量从高频转移到低频。当然,低频的喷流噪声辐射到机身尾部也是原因之一。
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  图9 飞行过程中的飞机外表面脉动压力谱密度

  3. 机舱内部噪声源
  对于机舱内部噪声源,包括环控系统、液压系统、压力安全阀以及电子机械设备等。它们与外部声源共同构成舱内噪声,在其内部是一个混响声场,包括各种频率成分的噪声(图10)。相对外部声源来讲,机舱内部声源声压级相对较小,多年来并未引起研究者与飞机制造商们的足够重视,在这方面开展的工作也不多。它们在机舱内部形成的声场将与外部声源相互作用,故而大多数对于内部声源的考虑,主要目的还是研究外部声源特性及其噪声传递特性(如在地面实验室进行试验时关闭空调系统,研究发动机噪声的传递特性时忽略空调系统噪声的干扰)。相信随着外部声源的降低,机舱内部声源将逐渐得到重视。
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  图10 飞机舱内噪声的来源与传递特性
  需强调的是,飞机发动机噪声、湍流边界层是最主要的两个噪声源,目前已经得到大家的共识,但也存在极大挑战。两个主要噪声源各自均由多个噪声源构成,它们之间互相干涉,外部噪声源特性极其复杂,尽管能通过声源识别方法进行一定程度的噪声成分分析,但要做到真正对噪声源成分的精确定位还有很长的路要走。

  来源:摘编自《航空学报》2016年第8期《飞机舱内噪声的研究现状》
  原文作者:左孔成,陈鹏,王政,田昊,唐道锋

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