航空发动机试车台噪声传播特性及影响因素分析研究

李存 陈志龙

摘要：航空发动机试车台设计过程中，系统性地开展试车台噪声传播特性及影响因素分析研究，优化试车台声学设计，对航空发动机试车过程中噪声的有效控制起着至关重要的作用。本文重点对航空发动机噪声源的特性进行分析，综合考虑试车台噪远场声传播过程的影响因素，最终给出试车台降噪需求，并探讨了航空发动机试车台声学设计的要点，为优化试车台声学设计方案提供参考。

Abstract： In the process of test cell design， systematically developing the noise propagation characteristic and related effect factors and optimizing the acoustic design are crucial to realize the effective noise control during the aero-engine running. As key points， the aero-engine noise source characteristic and propagation process in far field are analysed， and the noise reduction requirement is carried out， besides， the major concerns in the aero-engine acoustic design are expounded， to provide the support for test cell acoustic design.

关键词：航空发动机试车台;噪声传播特性;噪声传播影响因素

Key words： aero-engine test cell;noise propagation characteristics;noise propagation effect factors

中图分类号：V263.3                                  文献标识码：A                                  文章编号：1674-957X（2022）02-0042-03

0  引言

随着航空事业的不断发展与进步，航空发动机试车台建设过程中越来越重视噪声控制问题。从上世纪60年代起，国外便开始对航空发动机试车台噪声控制开展了系统性研究[1]，国内相关研究起步较晚，直至1994年以后，国内才开始陆续开展对航空发动机台架试车时的发动机的噪声特性分析与研究。黄晶晶、王娜等过对试车台声环境现场测量获取试车台降噪效果评估[2]。近些年国内新建大量的航空发动机试车台，在试车台设计之初对试车台噪声源进行详细评估，开展降噪需求与传播特性分析，以便有针对性地开展试车台声学设计工作。本文基于航空发动机在试车台内的噪声源特性，重点分析航空发动机试车台噪声传播特性，阐述了开展试车台降噪需求分析的方法与思路，为建立系统化的航空发动机试车台声学设计体系提供思路与参考。

1  建立参考试车台模型

1.1 假设条件

本文以“U”型试车台为例，相关假设条件如下：

①“U”型试车台，垂直进气塔和排气塔位于试车间的两侧，结构示意图如图1所示;

②进气塔、排气塔以及试车间具有相同的截面尺寸;

③进气塔和排气塔处的消音元件阻塞比为1/2;

④试车间允许的最高气流速度为15m/s;

⑤最高允许的排气温度为250℃，此温度下对应的排气流速低于消音元件的气流冲刷腐蚀点。

1.2 确定试车间截面积

某型大涵道比民用航空发动机的相关气动参数如表1所示。

其中，

N1R——发动机低压相对换算转速;

N1——发动机低压换算转速;

mj——内涵喷管出口气流流量;

mb——外涵喷管出口气流流量;

Tj——内涵喷管喉部气流总温;

Tb——外涵喷管喉部气流总温。

根据能量守恒公式，得流经试车间的总流量mt为：

式中：Tm为内涵喷管与外涵喷管混合气流温度，T0为试车间温度，取288K;Tf引射筒进口温度，取333K。

试车间横截面积为：

式中：？籽0为流经进气塔的空气密度，常温下？籽0=1.18kg/s;V0为流经试车间截面的空气流速，不大于15m/s。

经计算得，mt=1092kg/s，试车间有效流通面积为s0>61.7m2，进排气塔的消音元件的堵塞比为1/2，故总的横截面积应为S=2S0？叟123.4m2，考虑一定设计裕度并取整，得参考试车台的横截面积为12m×12m。

2  试车台噪声源特性分析

某型大涵道比民用航空發动机在自由声场下的前传噪声声功率PWL前传和后传噪声声功率PWL后传分别如图2所示。

当发动机位于试车台内时，发动机与引射筒相对位置、试车间截面尺寸等因素会对噪声传播产生一定影响，试车间内噪声源声压级SPLex可通过发动机噪声源声功率获得[3]。排气塔入口噪声源声压级可表达如下：

式中：PWL后主为自由声场下的后传噪声声功率级;Aex为排气消音系统入口截面积。

试车间区域的噪声源声压级SPLin可表达如下：

式中： Ain试车间区域截面积;C 试车间声压级经验修正系数。

3  试车台噪声远场传播影响因素

3.1 距离传播损失K

试车台进气塔或排气塔塔口噪声传播可看作半球辐射传播，距离传播损失K可表式为：

当受声点距声源的距离r满足以下条件时，可看作远场传播[5]，

其中为传播噪声的波长;l为声源的特征长度。

3.2 指向性修正值DI

试车台噪声通过进排气塔远场传播时具有一定的指向性，指向性修正值可表述为

式中：SPLav为距声源r处的平均声压级，SPL（r，？覫，？兹）为距离声源r处某高度角和方位角处的声压级。

不同试车台进气塔和排气塔出口的指向性修正曲线（基于不同方向角的平均值）分别如图3和图4所示。

指向性修正值直接与试车台塔口尺寸和受声点的相對位置相关，开展试车台声学设计时需预留3dB～5dB设计裕度。

3.3 大气吸收效应

声波在大气中传播时，因空气的粘滞性和热传导，一部分声能被转化为热能而损耗，会出现声波随距离而逐渐衰减，称为大气吸收效应，可依据ISO 9613-1进行取值。

3.4 试车台噪声远场传播计算

试车间内的噪声源通过进排气塔传播到试车台外，在距离r处的声压级SPLr可表达为

式中：SPLin/ex为试车间或排气塔入口处的声压级;B为在气流折弯处的噪声损失（未经消声处理），取3dB;Ain/ex为进气或排气的流通面积;DI为指向性修正值;Aa为大气吸收效应衰减值。

选定r=50m距离作为基线，评估不同测点位置的噪声值，计算得距离试车台进气塔和排气塔50m处的声压级SPLin@50m和SPLex@50m。（表2、表3）

4  试车台降噪设计需求评估

根据 GB 50454-2008 《航空发动机试车台设计规范》的噪声控制要求和GB12348-2008《工业企业厂界环境噪声排放标准》，以及考虑试车台附近办公区域的噪声敏感点，试车台的噪声控制要求如表4所示。

对于不同噪声敏感点，将噪声敏感点处的噪声控制要求与参考试车台的参考位置处的噪声值进行比对，从而获得试车台不同区域的降噪设计要求，如表5和表6所示。

5  总结

本文通过开展试车台噪声传播特性及影响因素分析研究，对航空发动机试车台噪声传播特性及影响因素进行识别，并重点对航空发动机噪声源的特性进行分析，综合考虑试车台噪远场声传播过程的影响因素，最终给出试车台降噪需求并对声学设计过程影响因素进行分析，为开展航空发动机试车台的系统化声学设计提供重要参考。

参考文献：

[1]Pietrasanta， A.C.， Guide for the Analysis and Solution of Air Base Noise Problems， WADC Technical Report 57-702，Aeronautical System Division， Wright-Patterson Air Force Base， Ohio，November 1961.

[2]王娜，万能，汤道敏.某涡轮风扇发动机试车台的声环境研究[J].环境工程，2012，30（S1）：107-109.

[3]David A. Bies， Colin H .Hansen. Engineering Noise Control Theory and Practice [M]. Spon Press， 2009.