民用飞机降噪优化方案分析*

夏 天，闫国华

(中国民航大学航空工程学院，天津 300300)

0 引言

目前，噪声问题已经成为空中交通发展最大的抑制剂之一。欧美在此方面代表了国际最先进的技术水平。NASA研究了大量包括机身和发动机在内的降噪技术。如图1所示［1］。

图1 民机噪声水平发展趋势

国际民航组织(ⅠCAO)颁发了适航审定条例ⅠCAO附件16，美国联邦航空局(FAA)颁布实施了联邦航空法规第36部，中国民用航空局也颁发了中国民航规章第36部。尽管现役的飞机符合现行的噪声标准，并可能做一些简单改进来符合未来的更高的标准，可是随着公众对噪声的容忍度越来越小，噪声适航标准的要求越来越高，需要飞机在生产设计之初就对降噪措施有一定系统化的考虑。

如今越来越多的机场也实施了噪声限制程序，如图2所示。早在1988年我国出台了国家标准《机场周围飞机噪声环境标准》，对机场周围的飞机噪声环境实施控制和管理。将先进技术和噪声优化程序运用到现实中，不仅有利于减轻民机噪声对居民影响，更能满足更多机场限制。

图2 世界范围内机场采取噪声相关的限制趋势

对于民机降噪设计，以往的方式很多，但对于平滑升力面，动力系统融合等先进技术并没有太多引用。而在适航程序降噪方面，大角度进近和减推力起飞是常用的降噪程序，利用单事件噪声级算法对其进行分析，得出结论，降噪程序效果明显，但有相应的局限性。

1 民机噪声适航符合性程序

1.1 噪声测量点［2］

图3所示为噪声适航测量点。

(1)起飞，在跑道中心线的延长线上距起飞滑跑开始点6 500 m处。

(2)进场，在跑道中心线的延长线上距跑道入口2 000 m处。

(3)边线，在与跑道中心线的延长线相平行并距该延长线450 m的边线上的一点，在该点飞机离地后的噪声级最大;但对装有3台以上涡轮喷气发动机的飞机，为了证明符合第一阶段或第二阶段(取适用者)的噪声限制，此距离必须是650 m。

图3 噪声适航测量点

1.2 噪声评定限制

将边线，起飞和进近的瞬时感觉噪声级在时间上积分，得到有效感觉噪声级(EPNL)，规定有效感觉噪声级不能超出限制值，限制值是由飞机的最大起飞重量和飞机发动机数量决定的。

1.3 标准飞行剖面

中国民用航空规章第36部中给出了飞机起飞和进场的基准剖面形状，近场剖面图如图4所示。

图4 基准起飞剖面图

即飞机在跑道上的滑跑起始点A开始滑跑至B点离地，驾驶员操纵驾驶杆使飞机机头抬升。抬升至C点时飞机以一恒定角度开始第一次爬升。飞机在D点至E点的过程为减推力爬升阶段。接下来飞机进入第二次爬升阶段，此时的爬升角可能不同于第一阶段但仍然保持恒定，直到满足噪声审定要求的点F结束。以上各阶段一起组成了飞机起飞的标准起飞航迹。

其中在跑道中心线上的几个点分别表示为:K1点是飞机噪声适航审定中规定的起飞噪声观测点，K2点是飞机起飞横侧噪声级最大位置即边线噪声观测点的投影。

2 噪声源头设计降噪

从源头上降低飞机噪声，有两个技术层面:①飞机机身噪声;②推进系统噪声。在从源头降低噪声同时，要考虑到这两个方面，并且充分考虑飞机起飞、进近以及降落的状态。

2.1 平滑升力面

在飞机飞行高度较低，攻角较大的进近过程中，倘若忽略起落架扰流引起的噪声，翼尖由于翼尖小翼的作用所产生的噪声较小。那么升力面噪声就成为最主要的机身噪声。因此在进近过程中，尽可能减少升力面引起的噪声是最有效的减小进近过程中噪声的方式。美国国家航空和宇航局兰勒研究中心研究将机翼与机身融为一体以减小升力面后缘所产生的噪声。并且将机身结构沿翼展方向分为多个部分，这样机翼有一个流线型的外缘并且可以在翼展方向在一定角度扭转。

使用经过修正的边界层和当地流量参数，每一个部分的吸力面和压力面的声压级(SPL)可以用式(1)计算［3］:

式中:δ*是吸力面或压力面的边界层厚度，L是翼展方向尾缘长度，M0是飞行马赫数，θ是极角，φ是方位角;F是基于等效厚度和雷诺数的斯特鲁哈尔数;K是基于当地雷诺数的修正参数。

2.2 动力系统融合和尾缘边界层吸入概念(BLⅠ)

动力系统融合的概念包含了整合式的发动机机翼尾缘设计，这使得分布式排气系统镶嵌在机体机构中。将发动机安装在机体内部，可以有效的减小风扇前传噪声，并且这种设计可以减轻边界层漩涡，从而减小噪声。从翼展方向的进气槽吸入空气，会使得边界层漩涡大大减少，从而从一定程度上降低了由于漩涡引起的噪声。如图5所示［4］。

图5表明当边界层完全被吸入时，最大可将尾缘有效感觉噪声级降低4 dB。通过燃油消耗率(SFC)定义:

可以看出，给定的飞行速度v∞和燃油燃烧热值Δhf，由于热效率ηth下降的速度大于推进效率ηprop提升的速度，SFC在增大。这是由于动力系统吸入了高熵值的边界层气流，使得推进力下降，从而增加了燃油消耗率。因此，使用边界层吸入技术需要在燃油消耗和削减噪声方面有一个平衡策略。

图5 尾部边缘使用边界层吸入技术所减小的噪声量

2.3 利用超高涵道比的涡扇发动机

对于飞机推进系统而言，因喷流噪声与喷流速度的8次方成比例，一项最主要的噪声源头就是高速排气喷流。特别是在起飞过程中，发动机功率高，飞机距离地面较近，高速排气造成的噪声影响尤为突出，根据航空发动机推力公式:

想要维持发动机一定推力，可以提高排气速度减小燃气流量或者增大燃气流量减小排气速度。对于声学而言，降低排气速度可以很大程度上减小噪声，而流量的增加使得噪声增加的的速率远远小于排气速度的影响。现代民机上使用的高涵道比涡扇发动机在一定程度上降低了噪声水平，如图6所示。

图6 发动机噪声随涵道比的变化趋势

根据 NASA 的 ANOPP’s flight dynamics模型［5］，超高涵道比发动机当涵道比达到30时，降噪效果将远远高于现役发动机水平。图6表明涵道比越大，风扇的有效感觉噪声级随涵道比变化不明显，而排气噪声随涵道比的变化十分明显，当涵道比大于6时，排气噪声迅速下降。采用更为先进技术的超高涵道比发动机在保证相同推力的情况下，降噪性能得到大大提升。

3 适航优化程序分析

3.1 大角度进近

在飞机进近过程中，飞机发动机处于高慢车状态，此时风扇带来的噪声是最主要的发动机噪声。飞机高度低，飞行速度慢，离居民区较近，对居民影响也较大。倘若飞机进近时使用较小角度，且进近速度较慢，必定会使得附近居民更长时间暴露在噪声环境中。使用大角度进近，进近速度较高，可以减小这种影响居民在噪声环境中的暴露时间。如图7所示，以5°和 3°进近的差异。

考虑到乘客舒适度的因素，飞机下降速率最高不能超过330 m/min［6］，否则会引起乘客的眩晕等。

图7 两组大角度进近

对于大角度进近噪声值的算法，以某型飞机为例，采用单事件噪声值算法［7］，计算每隔0.5°的噪声值数据，如表1所列。

表1 某型飞机大角度进近下的噪声水平对比

从表1中可以很明显的看出，当进近角度为4.5°时，有效感觉噪声级为 83.6°，比进近角度为 3°时候降低了8有效感觉噪声分贝。

国际民航组织航空环境保护委员会(CAEP)的第八次会议中提供了大角度进近时噪声等值线区域变化的数据。选取相时下国际上最常见的波音737-800系列飞机，对于以3°进近时，大角度进近噪声等值线区域变化［8］，如表2所示。可得出结论:单纯从降噪角度讲，进近角度越大，噪声等值线区域面积减小越多，即大角度进近对于降噪效果比较明显，可以利用大角度进近削弱对机场周边居民的影响。

大角度进近有两个显著优点:①增加了飞机与地面的距离，使噪声更多的在空气中衰减;②由于大角度进近以降低高度来提升飞行速度，故可以使用较小的发动机推力来维持进近所需要的速度，而此时最主要的发动机噪声来源于发动机风扇噪音，故可以降低发动机转速来降低发动机噪声。

表2 波音737-800飞机大角度进近相对于3°时的噪声等值线区域减小百分比

大角度进近的缺点有以下几点，①需要重新设计仪表着陆系统;②需要重新对飞行员进行更深入的培训;③需要空管相关人员重新规划进近路径;④大角度进近势必对飞机机轮造成更大冲击，影响其寿命。

3.2 减推力起飞

在起飞过程中，减推力起飞是常见的减少噪声对居民区的影响的方式，如图8所示。

图8 减推力起飞图示

减推力起飞即为在飞机起飞过程中，采取起飞额定推力的一定百分比例。推力减小，发动机引起的噪声会相应的减少，但是由于飞机所需的巡航高度不变，减推力起飞飞机爬升率低，因此受到噪声影响的区域也会相应变大，即噪声等值线区域增大。进行减推力程序要结合飞机重量，涵道比等制定最优的方案。如表3所示。

表3 减推力起飞降噪水平对比

应用减推力起飞的飞机与基线飞机在同一高度时所测得的有效感觉噪声分贝值的减少量。可以得出，在减小推力起飞时，在起飞测量点的噪声值都有所减小。当减少35%推力起飞时，测得的有效感觉分贝值下降程度比较明显［9］。

4 结语

对于民机先进降噪技术的研究，美国航空航天局(NASA)做了大量研究，国内对其研究相对较少。平滑升力面，推进系统融合以及超高涵道比发动机概念，都是今后更小噪声飞机研制的趋势。适航减噪程序，主要包含大角度进近和减推力起飞，在符合适航条件的基础上进一步减小有效感觉噪声值，但是大角度进近和减推力起飞都适用于在一定的条件内使用，其优点和缺点都比较突出。对比大角度进近和减推力起飞优化程序的优点和局限性，并以计算获得的飞机实例验证适航优化程序的效果。综合应用这些技术和适航程序，旨在减轻噪声对机场周边居民的影响，对日益严峻的环境问题做出贡献。

［1］ Pilczer D.Noise Reduction Assessment and Preliminary Design Ⅰmplications for a Functionally-Silent Aircraft［D］.Massachusetts:Department of Aeronautics and Astronautics，Massachusetts Ⅰnstitute of Technology.2003.

［2］ 中国民用航空总局适航审定司.中国民用航空规章第36部航空器型号和适航合格审定噪声规定［S］.2005.

［3］ ⅠCAO，ANNEX 16 VOLUME Ⅰ，Ⅰnternational Standards and Recommended Practices，Aircraft Noise［S］.Montreal.1993.

［4］ FAA，FAR 36，Noise Standards:Aircraft type and Airworthiness Certification［S］.1990.

［5］ Manneville A，Pilczer1 D，Spakovszky Z S.Noise Reduction Assessment and Preliminary DesignⅠmplications for a Functionally-silent aircraft［R］.10th AⅠAA/CEAS Aeroacoustics Conference.A-merican Ⅰnstitute of Aeronautics and Astronautics.2004

［6］ Alberici A，Bassanino B.Verifying noise Monitoring System:An Operative Procedure［C］.10th AⅠAA/CEAS Aeroacoustics Conference.2004-2807.

［7］ 闫国华，费代祥.大角度进近减噪探索研究［J］.噪声振动控制，2011，31(5):121-125.

［8］ 费代祥，闫国华，鲍海滨，等.大角度进近噪声等值线绘制的探索［J］.噪声振动控制，2012，32(1):86-88.

［9］ 闫国华，马 敏.浅析假设温度法下的减推力起飞［C］.第三届未来信息技术与管理工程国际学术会议.常州:ⅠEEE，2010:9-12.