航空发动机涡轮噪声适航性评估平台设计及应用
2016-10-13 来源：中国民航大学 中欧航空工程师学院 作者：张鸿 江朝振 闫国华
摘要：涡轮噪声是航空发动机的重要噪声源，其噪声评估对飞机适航取证非常重要。为解决涡轮噪声适航性评估难的问题，将NASA涡轮噪声预测方法和中国航空发动机噪声适航标准相结合，利用Matlab GUI软件设计了航空发动机涡轮噪声适航性评估平台。该平台具有界面友好、操作简单、可视化显示等优点。通过将预测结果与涡轮静态测试噪声数据进行对比以及软件对包括涡轮转速、涡轮叶片数和涡轮直径对涡轮噪声适航性影响分析功能展示，验证了所设计平台的有效性和实用性。
关键词：涡轮噪声评估；噪声适航标准；Matlab GUI编程；适航性评估平台；航空发动机
0.引言
涡轮噪声作为发动机的重要噪声源，直接影响到飞机适航取证和决定该型发动机能否进入市场。发动机噪声评估以及相关适航审定技术的研究，已经引起国内越来越多学者的关注【1。31。目前，中国对民用发动机噪声的研究仅处于起步阶段，国内学者虽然已经开始对发动机部件噪声和抑制技术进行研究㈣，但对涡轮噪声的适航性评估研究还属空白，因此中国在自主研发发动机时缺少涡轮噪声适航性幸e4-di软件平台。Mat—lab GUI软件不但具有无与伦比的矩阵计算、可视化建模、仿真和实时控制等功能，也是1种简单易用、扩展性强的系统开发平台。它能够设计界面友好、操作方便的软件开发平台，已在不同领域得到了广泛应用[61。
本文结合NASA涡轮噪声预测方法和航空器适航合格审定噪声规定，使用Matlab GUI软件进行交互界面编程，搭建航空发动机涡轮噪声适航评估平台。
1. 涡轮噪声适航评估平台设计
为规范涡轮噪声适航评估平台的构建过程，从系统分析、仿真程序和仿真界面3个方面设计评估平台框架，如图1所示。
图1 涡轮噪声适航评估平台框架
系统分析包括涡轮噪声参数选取、参数无量纲计算、涡轮噪声预测模型和噪声适航评估标准4部分，这4部分需要在航空发动机静态测试试验参数基础上进行分析，主要目的是为了完成噪声预测的公式推导和涡轮噪声适航性评估流程建立。
仿真程序由涡轮参数导人、参数无量纲化、涡轮噪声计算和评估报告生成4个程序组成，处理航空发动机静态测试试验数据，主要目的是为了解决噪声预测的后台程序，完成涡轮噪声适航性评估后台程序编写。
仿真界面分为涡轮参数输入、参数无量纲化、涡轮噪声评估和评估报告生成面板4部分，主要目的是为了解决噪声预测平台交互界面设计，实现涡轮噪声适航平台人机对话，并将预测结果与涡轮静态测试噪声进行对比。
2.系统图形用户界面制作与实现
2.1 界面设计
涡轮噪声适航性评估平台包含2个界面。打开程序时，首先进入程序启动界面(如图2所示)，再由启动界面进入主界面(如图3所示)，然后由主界面进入涡轮参数导人模块、无量纲计算模块和噪声评估模块，最终输出涡轮噪声适航性评估报告。
图2仿真平台的启动界面
图3仿真平台的主界面
通过涡轮参数导人模块将涡轮相关参数导人系统中，并显示在显示面板上，可以通过参数修改按钮和检验数据按钮进行参数修改和数据验错。
参数无量纲化模块能够对输入的涡轮参数进行预处理，整理出符合要求的无量纲数，同时该面板具有参数修改和数据验错功能。
涡轮噪声评估面板包括模式选择、显示面板和声压级分析面板，能选择飞行模式和静态模式，并能通过图3右上角窗口显示工作状态和分析结果；评估报告的生成可以由分析报告按钮直接将分析结果导出并保存为Excel文件。
2.2程序流程
在结合以NASA涡轮噪声预测方法和中国飞机噪声适航规定基础上，搭建航空发动机涡轮噪声适航性评估程序，其在Matlab GUI平台设计中的工作原理流程如图4所示。具体步骤如下：
图4涡轮噪声评估平台工作原理流程
(1)建立参数输入标准化模块，计算涡轮输人参数，获得与涡轮噪声级相关的无量纲数同；
(2)利用无量纲的声功率关系计算单音噪声和宽频噪声的总声功率级叫ol；
(3)判断是否为静态测试，即飞行马赫数是否为o。如果为o，计算涡轮单音噪声和宽频噪声的功率频谱级，如果不为0，需要引人多普勒因子进行修正后再计算功率频谱级【11]；
(4)利用半经验公式卅计算一定距离沿圆弧各角度处的声压级，并与静态测试噪声数据对比；
(5)通过适航标准推荐的修正方法对感觉噪声级进行修正，并求出有效感觉噪声级；
(6)进行涡轮噪声级适航性评估，包括评估转速、涡轮叶片数和涡轮直径对噪声适航性的影响。
3.涡轮噪声适航评估平台验证与分析
为验证系统的适用性，将涡轮噪声预测结果与某型发动机涡轮静态测试噪声进行对比。
从图5、6中可见，预测模型基本上能预测出涡轮噪声的趋势和噪声的分布特点，在涡轮噪声的核心范围内与静态测试数据吻合，二者误差范围在5dB以内。
4.涡轮噪声适航评估应用实例
为了将设计软件应用推广，并与实际发动机涡轮设计结合，选取某型发动机涡轮数据进行适航评估。将某型涡轮参数导人该设计软件后的参数输入面板如图7所示：
图7涡轮参数输入面板
在该转速下，距离涡轮45．7 m处噪声声压级的等角度分析和等频率分析结果如图8、9所示。
从图8、9中可见，在该转速下，涡轮噪声频谱由单音谱和宽频谱组成，单音频谱出现在8000 Hz左右，涡轮噪声表现出很强的方向性，在与进气口夹角为1 100左右时出现峰值。
研究发现，进近阶段的涡轮噪声占发动机总噪声的比例已不容忽视。根据中国飞机进近噪声适航规定f151，分析距离在120 m内的涡轮噪声有效感觉声压随转速变化关系如图10所示。
从图10可见，在3200～4000 r／min内，涡轮转速每提高250 r／min，有效感觉声压级就会增加1 EPNdB左右，但随着涡轮转速的增大，有效感觉声压级增加速度有所减缓。在3600 r／rain下，改变涡轮叶片数，涡轮有效感觉声压级随叶片数的变化关系如图1 1所示。从图中
可见，涡轮有效噪声级先随着叶片数的增加而增大，当叶片数在50～70范围内达到最大，之后随着涡轮叶片数增加缓慢减小。有效感觉声压级最大达到96EPNdB，建议在该型发动机涡轮设计时，涡轮叶片数应小于60或者大于80。
在同样转速下，涡轮感觉声压级随涡轮直径的变化关系如图12所示。
12涡轮有效声压级与
涡轮直径关系
从图中可见，涡轮有效噪声级随涡轮直径增大而增大，当涡轮直径大于1．0m时峰值角有效感觉声压图12涡轮有效声压级与级超过了95 EPNdB，为了涡轮直径关系使涡轮噪声不影响该型发动机噪声适航性，建议该型涡轮直径应小于1 m。
5.结束语
将发动机涡轮噪声预i贝0和飞机适航性评估结合，设计开发了航空发动机涡轮噪声适航性评估平台。通过与某型发动机涡轮静态测试噪声数据对比，验证了该仿真平台的有效性和准确性。利用该平台分析了涡轮有效声压级与转速、叶片数和涡轮直径等重要设计参数的关系。航空发动机涡轮噪声适航性评估平台可为中国航空发动机噪声适航审定的开展提供技术参考。
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