航空发动机喷流噪声近场测试研究

杜 军，文 璧，徐仁伟

(中国航发四川燃气涡轮研究院，四川 绵阳 621010)

1 引言

航空发动机噪声是飞机最主要的噪声源[1]。对于民用飞机的大涵道比发动机，风扇噪声是其主要声源，将影响民用飞机的舒适性及适航性。而对于军用飞机的小涵道比发动机，喷流噪声是其最主要的噪声源，直接与发动机的结构完整性、隐身性及飞行安全息息相关。特别是对于舰载飞机的发动机，其喷流噪声还直接关系到航母甲板上工作人员的健康[2]，以及会引发飞机、发动机和舰上各种设备的声疲劳，造成战斗力下降。因此，进行喷流噪声研究，降低喷流噪声，对于军用航空发动机是必要的，也是必需的。

美国军方很早就考虑到喷流噪声对航空发动机的影响。早在1985 年，美军标MIL-E-87231《涡喷涡扇发动机军用规范》就将噪声作为发动机结构设计的重要设计原则[3]。此后，美国军方对其多种高性能战斗机进行了噪声测试研究[4]，以支持其喷流噪声的降噪改进设计。其中，最典型的就是美国海军的航母舰载机F/A-18E/F，针对该机装配的两台F404 发动机，经过严格的喷流噪声计算设计、测试，对喷流降噪结构进行了相应改进，研究出了独特的锯齿型喷口[5]、扩张密封片及内嵌射流等多种降噪技术，取得了明显的降噪效果。此外，国外相关研究机构(如NASA、GE 公司)及大学，应用传声器阵列进行了喷流噪声源定位测试研究[6-8]，验证了传声器阵列技术在喷流噪声源定位中的可行性。美国空军还对F-22 战斗机进行了喷流噪声测试研究[9]，为喷流降噪设计改进提供了数据支撑。国内在民用航空发动机领域，由于舒适性及适航性的原因，进行了一定程度的噪声问题研究，但对于军用航空发动机的噪声问题关注度不够。虽然《航空涡轮喷气和涡扇发动机通用规范》[10]及《航空发动机结构完整性指南》[11]，均明确指出了航空发动机的噪声问题，但工程上对其的研究很少，对占比最重要的喷流噪声的研究更是少见。北京航空航天大学对喷流噪声进行过相关研究，得到了一些喷流降噪的方法，但只是停留在基础研究上[12-13]。徐悦等[14]针对舰载机喷流噪声研究的重要性及相关降噪技术进行了阐述说明。

本文针对国内现有航空发动机喷流噪声研究的不足，利用某型小涵道比涡扇发动机户外露天静态地面试验开展了喷流噪声的近场测试研究，获得了喷流噪声的近场特性，为航空发动机喷流噪声研究奠定了一定的工程技术基础。

2 试验测试方案

2.1 试验环境及内容

航空发动机整机喷流噪声测试，需要在特定的测试环境(只有直达声，没有反射声，一般是大型全消声室或户外露天试车台)中进行。本文借助某型小涵道比涡扇发动机户外露天静态地面试验，进行喷流噪声近场测试。为了提高喷流噪声测试数据的纯洁度，需减少发动机其他部件噪声的影响，为此在发动机尾喷管处安装了遮挡板(图1)，进行一定的隔音处理。试验主要完成了发动机高压转子换算转速=85%，87%，88%，90%，93%，94%等状态下的喷流噪声测试内容。

图1 遮挡板位置Fig.1 The location of the shield

2.2 测试方案

喷流噪声测试采用在地面布置麦克风的形式进行。麦克风倒置安装在专门设计的麦克风安装座上，如图2 所示。根据小涵道比涡扇发动机噪声测试经验，测试传声器选择高声压级预极化麦克风(不低于160 dB 动态范围)，并采用双弧形麦克风阵列的方式进行喷流噪声的近场辐射特性测试，如图3 所示。双弧形麦克风阵列离发动机尾喷口中心点的距离分别为7 m 和9 m；考虑到发动机的高速、高温尾喷气流会对麦克风及测点造成破坏，双弧形阵列采用了90°至150°的布置形式，各测点间隔10°。

图2 麦克风安装座Fig.2 The mounting base for microphone

图3 弧形麦克风阵列测试布局图Fig.3 The test layout of arc microphone array

3 测试结果分析

3.1 喷流噪声特性

测试分析发现，双弧形麦克风阵列各测点声压级大小与发动机状态的变化均呈现一致性，各测点声压级均随转速的增加而增大，且趋势线一致，只是7 m 弧形阵列测点数据声压级值比9 m 弧形阵列的高。图4 为7 m 弧形阵列150°测点声压级随发动机状态的变化趋势。可见，喷流噪声声压级随着发动机状态的增大而增大，且这种变化近似于线性变化；在发动机各状态下，该测点的声压级均高于140 dB。图5 示出了发动机各试验状态下喷流噪声的频谱结构特性。可见，各试验状态下喷流噪声的频谱结构具有高度的一致性，喷流噪声的频谱结构与发动机状态变化无关，只是频率幅值随发动机状态的增大而增大。整个频谱显示，其主要成分为宽带低频噪声，频率大致集中在100～1 000 Hz 范围。

图4 7 m 弧形阵列150°测点声压级随发动机状态的变化趋势Fig.4 The trend of sound pressure level changing with engine state of 150° measuring points on 7 m arc array

图5 各状态频谱结构特性Fig.5 The spectrum structure under different state

3.2 喷流噪声近场辐射特性

图6、图7 分别给出了7 m 和9 m 弧形阵列各测点的声压级测试数据。可看出，7 m 与9 m 弧形阵列测试数据在发动机各状态下的趋势一致。同一发动机状态下，随着测点角度的增加，声压级呈增大趋势，但当测点角度增加到140°时，声压级达到了最大值；随着角度的再次增加，声压级出现下降趋势。这表明喷流噪声的近场辐射特性在一定角度范围内具有明显的指向性，且该指向性在偏离发动机轴线40°左右方向。

图6 7 m 弧形阵列各测点的声压级Fig.6 The sound pressure level of 7 m arc array measuring points

图7 9 m 弧形阵列各测点的声压级Fig.7 The sound pressure level of 9 m arc array measuring points

为进一步研究喷流噪声的近场辐射特性，运用2 个弧形阵列测试数据进行了声压级衰减分析，结果见图8。发动机各试验状态下，声压级衰减在各角度测点的变化规律一致，均在120°测点声压级衰减至最小，在140°测点声压级达到最大。这说明喷流噪声在偏离发动机轴线60°左右方向的近场声压级衰减并不明显；在偏离发动机轴线40°左右方向，虽然喷流噪声具有强烈的指向性，但是该方向的声压级衰减也较为突出。

图8 声压级衰减变化Fig.8 The attenuation change of sound pressure level

3.3 喷流噪声成像识别

喷流噪声源分布特性对于喷流噪声研究具有重要意义，可直观表达喷流噪声产生区域，以支持相关喷流降噪设计改进。喷流噪声成像识别是获得喷流噪声源分布特性的主要方法，而Beamforming 技术是噪声成像的经典传统技术。根据喷流噪声频谱分析结果，进行了以低频100 Hz 为下限频率至10 kHz 范围内的喷流噪声成像识别。图9 给出了n2r=85%，88%，93%时，采用Beamforming 技术获得的喷流噪声一维(沿发动机轴线方向)成像识别结果，图中位置“0”为尾喷管中心点。可看出，喷流噪声主要声源区域沿发动机轴线方向具有相似性，随着发动机转速的升高，喷流噪声主要声源区域基本不变，为尾喷管下游约3.5 m 轴线范围内区域，且低频宽带噪声成分幅值逐渐增大，并逐渐向1 kHz 以上高频成分移动、拓宽。

图9 n 2r=85%，88%，93%时喷流噪声的一维成像结果Fig.9 One dimensional imaging results of jet noise under n2r=85%，88%，93%

4 结论

对某型小涵道比涡扇发动机开展了近场喷流噪声测试，主要得到以下结论：

(1) 该小涵道比发动机喷流噪声近场声压级高于140 dB，且以宽带低频噪声为主，频率集中在100～1 000 Hz 范围。

(2) 喷流噪声的近场辐射在偏离发动机轴线40°左右的方向具有强指向性，且该方向的近场声压级衰减也最为突出。

(3) 喷流噪声沿发动机轴线方向的主要声源区域随发动机转速的升高基本不变，为尾喷管下游约3.5 m 轴线范围内区域。