民用航空涡扇发动机核心机噪声预测评估

闫国华，聂 平，苑文学

（中国民航大学，天津 300300）

民用航空涡扇发动机核心机噪声预测评估

闫国华，聂 平，苑文学

（中国民航大学，天津 300300）

随着涡扇发动机的采用，核心机噪声成为主要噪声源。因此研究涡扇发动机核心机噪声特性就显得很重要。本文将涡扇发动机分为燃烧室和涡轮噪声再合并为核心机噪声的方法，并用于分析了CFM56-7B核心机噪声特性，将静态下核心机噪声级与燃烧室噪声级、涡轮噪声级做了比较，且将静态与起飞状态下核心机噪声有效感觉声压级做了比较。

声学；噪声预测；燃烧室噪声；涡轮噪声；核心机噪声

根据国际民航组织环境保护委员会第九次会议（CAEP/9）的建议，2017年之后申请型号认证的以及2020年之后申请型号认证且最大起飞重量小于55吨的民用航空器的噪声水平要在目前基础上，总水平下降7 EPNdB。发动机是飞机最主要的噪声来源，随着涡扇发动机的采用且涵道比越来越高，风扇压比以及风扇叶尖速度减小，随着风扇降噪形状的采用，尾喷噪声和风扇噪声大大减小[1]。而总压比增大，燃烧室出口温度提高，核心机噪声大大增强，甚至在一定程度上超过风扇和尾喷噪声。因此研究涡扇发动机核心机噪声特性并进行噪声适航评估以寻求降噪方法就显得很重要，尤其是随着我国C919大飞机总装下线，CJ-1000A也在研制过程中，在研究之初就给与噪声相关方面的评估，有利于降低研制的成本。

基于以上目的，文中对民用航空发动机涡扇发动机CFM56-7B地面试车和起飞过程中的核心机噪声预测模型进行研究，通过Matlab编程以及Excel数据存储，预测任意半径下沿圆弧各角度发动机核心机所产生的声压级、总声压级、A计权声压级和有效感觉声压级。

此外，文中计算核心机噪声有效感觉声压级EPNL时候采用了简化方法，首先将持久时间修正D设为0；此外由于核心机噪声属于宽频噪声，通过对核心机宽频噪声的计算，发现纯音修正因子为零，所以实际上所评估的感觉噪声级就是有效感觉声压级。

1 噪声预测模型与噪声级适航性评估

由于核心机噪声中最重要的是燃烧室和涡轮噪声，压气机噪声相比于燃烧室和涡轮噪声可以忽略，所以只探究燃烧室和涡轮噪声的产生机理和模型。

1.1 核心机噪声产生机理

燃烧室噪声主要分为直接燃烧噪声和间接燃烧噪声两部分[2]，如图1所示。直接燃烧噪声是一定体积的混合物燃烧发热进而定压膨胀所产生的。而间接燃烧噪声（熵噪声），是由湍流燃烧生成的大尺度温度不均匀随着压力梯度对流通过涡轮压降所产生的。

图1 燃烧室噪声原理图

涡扇发动机涡轮噪声分为低压涡轮噪声和高压涡轮噪声，高压涡轮转速远远大于低压涡轮的转速，而涡轮噪声的基频与涡轮转速成正比，因此低压涡轮的基频远远小于高压涡轮的基频，所以一般情况下高压涡轮基频大于航空噪声的1/3倍频程的频率范围，消除了单音的影响，并且相比于低压涡轮噪声直接经过尾喷管辐射到远场，高压涡轮噪声经过机匣和低压涡轮衰减，再辐射到远场，已经大大削减，所以涡轮噪声主要来自于低压涡轮[3]。

湍流流体经过涡轮转子叶片时，冲击下游静止导向叶片，由于叶片表面的粘滞阻力，产生叶片表面的扰动，这种扰动反过来作用于叶片夹道轴向以及径向流动，这样就产生了涡轮噪声。

采用美国汽车工业协会的SAE模型以及美国航空航天局所提出的Smith&Bushell两个半经验模型分别对民用涡扇发动机燃烧室和涡轮进行噪声预测。

1.2 SAE模型

R.K.Matta提出SAE法来计算燃烧室噪声[4]。

燃气轮机燃烧室远程1/3倍频程的远场均方声压的预测公式是

Π∗是无量纲化的声功率，与燃烧室的进出口状态有关。

表1 SAE模型参数表

涡轮传输损失函数定义为低压涡轮设计点温降的函数。无量纲化的从源头到观测者的距离定义为

式(1)考虑了多普勒因子修正项，即向前飞行效应的影响，与飞机飞行马赫数有关，(1-M∞cosθ)4即是对飞行效应的修正。另外还有两个经验性公式，指向性函数D与极化指向角θ有关，谱函数S是f的函数，分别如图2和图3所示。

图2 燃烧噪声指向性水平

图3 燃烧噪声1/3倍频程频谱水平

ρ∞表示外界密度，c∞表示外界声速，pref表示参考压强，为2×10-5Pa。

1.3 Smith&Bushell模型

用Smith&Bushell噪声预测模型预测轴流式涡轮宽频噪声[5]。

表2 Smith&Bushell模型参数表

涡轮在1/3倍频程远场无量纲化均方声压的表达式为

飞机发动机向前飞行速度的影响由多普勒放大因子来诠释。对于此模型无量纲化的声功率Π∗，可表示如下

γs为局部气体的比热比，γs与局部气体常数的值可以由无量纲化涡轮出口静温、相对湿度以及油气比的值来确定，是环境气体的比热比，此处取为为1.4。指向性函数DSB是极化指向角的函数，此外谱函数是亥姆霍兹数f*的函数，分别如图4、图5所示，亥姆霍兹数f*定义如下

图4 正交化指向性水平

图5 正交化谱水平

2 噪声预测模型的应用

2.1 参数输入与静态测试

利用1.2中的SAE模型，输入相应的CFM56-7B涡轮最大转速下的相关参数，对相应的燃烧室噪声进行预测，输入参数如表3所示。

对于CFM56-7B涡轮噪声的预测，Smith&Bushell输入的模型参数如表4所示，与燃烧室的共同参数见表3。

为了获得相应的静态噪声实测数据，需要将待测发动机放置在距地面20英尺处，且水平放置，发动机中心线与地面平行，以进气道为0度方向，180度为尾喷口方向，每隔5度在以发动机为中心、150英尺为半径的圆弧上架上相应的麦克风，其中0～10度与170度～180度分别属于发动机空气入口与尾气出口，不易测量，所以只在20度～160度之间进行测量。架设的29个麦克风如图6所示。

表3 CFM56-7B发动机燃烧室噪声参数输入表

表4 CFM56-7B发动机涡轮噪声参数输入

图6 发动机静态噪声数据采集示意图

2.2 预测精度性

通过与GE提供的CFM56-7B在最大低压转子转速5 300 r/min时的静态噪声测试数据进行对比，发现预测出的噪声具有很高精度。

以燃烧室噪声为例，通过对比30度、60度、90度、120度和150度相应频率下静态与实测的噪声数据，我们发现，实测与预测数据的差值都在1 dB～2 dB范围内，并且变化的趋势都吻合，取得最大值的地方都在400 Hz左右，峰值所出现的角度在120度，实测数据基本都小于预测数据，这是因为预测数据忽略了湿度、温度对吸收衰减的修正。

把各个角度下对应的CFM56-7B燃烧室声压级进行比较，再把实测与预测的总声压级进行对比，结果如图7所示。

图7 实测与预测总声压级OASPL比较

从图7中可以可出，两者的总声压级都在2 dB的误差范围中，模型的精度再次得到很好的印证。

CFM56-7B在最大转速下的涡轮噪声在200 Hz处取得峰值，50 Hz～200 Hz声压级随频率增大而增大，200 Hz～10 000 Hz声压级随频率增大而减小，其中50 Hz～10 000 Hz为1/3倍频程，在没有单音影响情况下，具有较高的精度，精度也在3 dB范围之内，一般认为精度范围在-3 dB～+5 dB范围内都是可行的模型。

2.3 核心机噪声特点

2.3.1 核心机静态噪声特点

CFM56-7B发动机在最大转速下也保留了燃烧室噪声的最大值特性，即在120度处取得最大有效感觉声压级，但是不再像燃烧室噪声一样，在400 Hz处取得最大值，相反从50度以后几乎都在200 Hz取得最大值，只有在很少的角度下在400 Hz处取得最大值。把最大值处核心机的噪声值与燃烧室噪声和涡轮噪声对比，如图8和图9所示。

从图8和图9综合来看，最大转速下CFM56-7B核心机噪声和涡轮噪声都占有较大比例，总的来说燃烧室在400 Hz后贡献较大，而涡轮的贡献值在400 Hz之前较大，整体上涡轮的贡献都很大，从图10中可以看出，CFM56-7B核心机有效感觉声压级更加贴近燃烧室噪声有效感觉声压级，涡轮噪声在100度取得最大值，核心机噪声和燃烧室噪声均在120度取得最大值，且核心机与燃烧室噪声变化趋势更加吻合，但是涡轮噪声不能被忽略。一般声压级相差10 dB以上可以忽略，这里噪声级差值都在10 dB以内，但从图中可以看出70度～110度是涡轮噪声对核心机噪声贡献的主要区域，而几乎所有角度都是燃烧室噪声贡献的主要区域。

三者的有效感觉声压级对比如图10所示。

图8 核心机噪声与燃烧室噪声对比

图9 核心机噪声与涡轮噪声对比

图10 核心机涡轮燃烧室噪声有效感觉声压级对比

2.3.2 核心机静态与飞行噪声对比

在飞行条件下，为方便与静态条件下噪声进行对比，对距离CFM56-7B发动机燃烧室150 ft处的噪声进行预测。输入参数除了在最大转速下加上0.25马赫数起飞外，其它输入参数保持不变。

在飞行条件下，飞机发动机燃烧室和涡轮噪声受到第四功率“多普勒”放大因数和进气入射角度的影响，各噪声输出结果均有一定程度的变化。从总体上来说，各SPL值均有不同程度的增加，这与式(5)一致。

对于民用飞机而言，其飞行马赫数M＜1，0≤cos(θ)≤ 1，则 log(1-Mcos(θ))＜0恒成立，SPLflight≥SPLstatic；同理，对于-1≤ cos(θ)≤0，则log(1-Mcos(θ))＞0恒成立，SPLflight≤SPLstatic。

将CFM56-7B最大转速起飞条件下静态噪声与起飞状态噪声做比较，图11、图12和图13中分别对比两者的A加权声压级、总声压级和有效感觉声压级。

图11 A加权声压级对比

图12 总声压级对比

图13 有效感觉声压级对比

图11至图13展示了CFM56-7B核心机静态与起飞状态下的A计权声压级、总噪声级和有效感觉噪声级的对比分析。通过对比可知，飞行状态下受到多普勒等因素的影响，OASPL、dBA和EPNL的数值在20度～90度普遍增大，90度～160度相对变小，其总体变化趋势也发生变化。噪声的最大值不再全是在120度处取得，其中dBA和EPNL在120度取得最大值，而OASPL则在100度取得最大值，受指向性函数D的影响变小，“多普勒”放大因子是影响噪声分布的重要因素。

3 结语

所采用的燃烧室噪声模型能够预测多种涡扇发动机燃烧室，如环形、罐形以及“双环形”或混合式燃烧室的噪声，能够预测涡扇发动机轴流式涡轮噪声，通过与GE公司提供的实测数据对比，验证了算法的精确度。

通过对CFM56-7B最大转速下燃烧室、涡轮噪声的预测并将其合并为核心机噪声，分析核心机噪声的特性，并在静态状态下将核心机噪声级与涡轮噪声级、燃烧室噪声级做比较，在起飞状态下将其与静态下核心机有效感觉噪声级做比较，揭示了“多普勒”放大因子的重要作用。

[1]LENNART S.HULTGREN,NASA glenn research center.core noise-increasing importance[J].NASA,2011:4-6.

[2]HULTGREN L.A comparison of combustor-noise models[C].18 th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference 4-6 June 2012,Colorado Springs,Co.

[3]GROENEWEG JOHN F.Turbomachinery noise aeroacoustics of flight vehicles:theory and practice[R].H.H.Hubbard,ed.,vol.1,NASARP-1258,1991:151-209.

[4]ZORUMSKI WILLIAM E.Aircraft noise prediction program theoretical manual[R].1982,Part 2:8.2.1-8.2.10,NASA,1982.

[5]SMITH M J T,BUSHELL K W.Turbine noise:its significance in the civil aircraft noise problem[C]//ASME 1969 Winter Annual Meeting:GT Papers.American Society of Mechanical Engineers,1969:V001T01A006.

Prediction andAssessment of Core Engine Noise of CivilAviation Turbofans

YAN Guo-hua,NIE Ping,YUAN Wen-xue
(CivilAviation University of China,Tianjin 300300,China)

With the wide use of turbofans,the core engine is becoming the main noise source.So,analysis of noise characteristics for the turbofan core engines is important.In this paper,the turbofan engine noise is decomposed into combustor noise and turbine noise,and then they are combined into core engine noise.With this method,the noise characteristics of CFM56-7B core engine are analyzed.The core engine noise is compared with the combustor noise and turbine noise in idle condition.Besides,the core engine noise EPNL in the idle condition is compared with that in the takeoff condition.

acoustics;noise prediction;combustor noise;turbine noise;core engine noise

V216.5+4

：A

：10.3969/j.issn.1006-1355.2017.04.016

1006-1355(2017)04-0080-05+109

2016-12-20

闫国华（1964－），男，长春市人，教授，主要研究方向为航空发动机噪声。

E-mail:ghyan@cauc.edu.cn

聂平（1992－），男，四川省眉山市人，在读研究生，主要研究方向为民航噪声、白光光谱。

E-mail:1522948148@qq.com

通信作者：苑文学（1991－），男，河南省周口市人，在读研究生，主要研究方向为振动力学、自动化控制。

E-mail:1239574403@qq.com