1、文库下载 免费文档下载http:/ 29 卷 第 5 期 2008 年 9 月航 空 学 报ACTAAERONAUTICAETASTRONAUTICASINICAVol129No15Sept. 2008文章编号:100026893(2008)0521207206飞机噪声技术研究工程解决方法张正平 1,2,任方 2,冯秉初 2(1.哈尔滨工业大学航天学院,黑龙江哈尔滨 150001)(2.北京强度环境研究所可靠性与环境工程技术国防科技重点实验室,北京 100076)NoiseTaskofAircraftResolveinEngineeringZhangZhengping1,2,RenFang2,
2、FengBingchu2(1.SchoolofAstronautics,HarbinInstituteofTechnology,Harbin 150001,China)(2.KeyLaboratoryofNationalDefenseTechnologyforReliabilityandEnvironmentEngineeringTechnology,文库下载 免费文档下载http:/ 100076,China)摘 要:飞机噪声存在的 3 个问题:机舱的噪声振动控制;计。针对以上问题,问题的工程解决方法,包括:噪声载荷谱的确定;超声速喷流的相似准则,;,实测比,传声器的安装方法、飞行;,介绍了
3、冷空气缩比模型试验的原理和方法;。从多方面论述了大型飞机噪声课题的研究,、经济性、舒适性都是很重要的课题,对于发展中国大型飞机工程有很重要的现实意义。关键词:噪声;振动;声疲劳;大型商务飞机;载荷谱中图分类号:V21615 文献标识码:AAbstract:Inthisarticlethefollowingthreequestionsofaircraftarediscussed:thefirstoneisthecontrohttp:/ 免费文档下载http:/ 30 多年的历史,但是该问题至今还是一个不容易解决的问题。特别是对于民航飞机,它必须有很高的经济性和安全性,又要求很高的低噪声特性,做起
4、来就特别不易。客机的机舱噪声必须要控制在一定水平以收稿日期:2007208209;修订日期:2008205213 通讯作者:张正平 E2mail:下,但是为了人的乘坐舒适性,必须保持一定长的混响时间,不能用太多的吸声设计,因此它就变成机舱整体振动控制问题,即如何用最小的结构重量代价,把机舱整体振动减到足够小。客机在起飞时不可避免地要对机场造成噪声干扰。但是要控制在机场人员能够承受的程度。各国在飞机的适航性要求中都有这方面的规定,主要是要控制发动机喷流噪声。12 08 航 空 学 报第 29 卷研究认为,声压大于 130dB 的部位就有可能造成结构的声疲劳破坏,这在发动机附近都有可能发生。解决这
5、些课题,综合起来就是完成以下 3 个方面的工作:(1)噪声载荷谱的确定;(2)噪声控制:声源控 http:/ 20 世纪 60 年代开始进行飞行器噪声课题的研究,在从事宇航声学任务研究的同时,也和有关单位合作承担了一系列军用飞文库下载 免费文档下载http:/ 为喷口面积;0 为大气密度;j 为充分发展的喷流密度;vj 为喷流速度;c0 为声速。所以根据相似准则理论只需要做到试验对象几何相似,并且使喷流 j,vj 相等,则对应部位的声压相等,为此用压缩空气喷管就可以实现,即冷流缩比试验。图 2 是冷流缩比模型试验,对于喷气发动机来说试验相当准确,频谱误差在2dB 之内。它的好处是样机生产出来之
6、前就可以确定各处的声载荷。1 噪声载荷谱确定飞机噪声载荷主要有两类:一类是飞机发动机喷流的射流噪声;111 ,它的发生理论早在 20世纪 50 年代就由 Lighthill 提出来了,对于亚声速流,计算结果与飞行测量结果是相符的。但是由于噪声在 110dB 就会出现非线性,到 130dB 非线性非常严重,因此理论计算已经很难预示强声场。所以国内外一直是以冷、热流缩比模型试验和实测为主。对于涡喷发动机则以冷流缩比模型试验为主122。射流噪声是由于喷流与静止空气的剪切流产生的漩涡造成的,如图 1。图 2 冷流缩比模型试验Fig12 Coldjetscalemodetest早在 20 世纪 50 年
7、代末期,美国的大型军机就广泛使用。用它研究超声速喷流的相似准则与用热流缩比模型试验测定火箭的发射噪声载荷达到同样精度425。文库下载 免费文档下载http:/ 3 和图 4 是型号在进行噪声载荷实测。图 1 喷流形状图Fig11 Jetshape亚声速喷流噪声的声功率为3W=KjvjS50c028(1)112 气动噪声式中 http:/ 为常数,称为莱特希尔常数,试验值约为气动噪声实际并不是一种声波,也不向附面第 5 期张正平等:飞机噪声技术研究工程解决方法 1209文库下载 免费文档下载http:/ 20 世纪50 年代中期 Lighthill 就进行了平板的附面层压力脉动计算,并且频谱和空
8、间相关系数的计算结果都与风洞试验的结果一致,但是它的风速限于8Ma016 以上,拟都很困难9,难10212,、更省钱,。图 5 是型号的飞行测量布置。211 喷流噪声的控制大型民航飞机的发动机功率非常大,产生的噪声会对机场造成干扰,而且喷流的动能转化成噪声会损失发动机推力,影响飞行经济性,因此减小喷流噪声的意义是非常大的。为了进行喷流噪声控制,冷空气缩比模型试验是个有效的、经济方便的实验工具。现在的内外涵发动机(如图 6)、特型喷管(如图 7)等消声设计都可以用这种试验发展。图 5 型号的飞行测量布置图Fig15 Measurepointsofairplaneforflytest文库下载 免费
9、文档下载http:/ 7 个起落。当时,另一个困难是没有轻便的机载记录仪。开始是改装火箭用http:/ 的弹载记录仪,现在已经不成问题,这些数据是解决飞机噪声问题的基础13。这些方法都是设法减少射流界面的切变,从而降低漩涡的强度。采用什么样的结构必须与设计结合以最小的重量代价得到合适的结构。212 客机机舱的噪声控制客机机舱的噪声控制是客机设计的一个重要问题。现在的大型客机的噪声源有 3 个:在机舱前部主要是气动噪声,它引起机舱壁的振动,振动的舱壁向舱内辐射噪声;机舱后部除了气动噪声之外,还有发动机喷流噪声产生的舱壁振动,同样向舱内辐射噪声;涡轮压缩机和涡轮风扇的转动会产生一个单频的振动,也会
10、把噪声传到机舱内。2 飞机噪声控制问题民航飞机的噪声控制问题主要的有两个:飞机喷流产生的噪声会对机场工作人员、候机乘客和周围居民造成影响,因此必须控制在尽可能小的程度;客舱内的噪声水平控制是一个更重要的问题14。12 10 航 空 学 报第 29 卷文库下载 免费文档下载http:/ 3 种方法。对于机舱来说,不可以用太多消声材料,因为人生活在消声室中是非常难受的。因此机舱的声学设计需要有足够的混响时间3。飞机经过研究、设计,尽可能地减少了气动噪声、喷流噪声和涡轮的振动。机舱的振动主要采用隔声的方法来解决。所谓隔声,不过是提高机舱舱壁的质量、刚度,或阻尼,使机舱舱壁的振动响应大大减小。而由于机
11、舱面积很大,对于气动噪声和喷流噪声这种宽频带的噪声,提高质量或刚度,造成的质量代价太大,飞机会变得笨重。所以,必须探索如何用很小的重量代价得到很高的减振降噪效果。现在工程上行之有效的方法就是结构系统的灵敏度控制和阻尼材料的优化布置。(1),到大大减小(2)阻尼材料的优化布置 阻尼材料可以减小结构的振动,但是不同部位的材料,阻尼作用差别很大,所以可以通过试验分析,只在作用最大的部位放置阻尼材料,这样可以用很少的阻尼材料使舱壁振动大大降低。这两个方法都需要对结构系统进行整体的振动响应分析试验,根据得到的结构声传递特性http:/ 和声场的压力分布、频谱和空间相关系数,特别要考虑声波与结构的响应“吻
12、合效应”,进而找到振动敏感点和有效阻尼点。现在在声频范围还没有试验结果的计算分析方法,所以都是用声振试验分析方法。图 8 是型号整体声振响应试验。ofairplane试验结果表明只用很少的阻尼材料,就能使它的舱壁振动减少一半。3 声疲劳设计飞机的主要材料是铝合金,它是一种没有疲劳极限的材料。从原理上说声疲劳总是要发生的,所以声疲劳设计问题是要回答,在飞机的寿命期内会不会发生声疲劳破坏。文库下载 免费文档下载http:/ 20 世纪 60 年代中期主要是研究火箭的声疲劳问题,后来参加了一系列军用飞机声疲劳的研究工作15。飞机的声疲劳是低应力疲劳,疲劳破坏发生在 10111014 次循环之间。虽然
13、频率比较高,但对应的时间很长,所以都需要进行加速试验。长期声疲劳研究的结论性意见是,声疲劳破坏是“次要问题”,意思是说,在设计初期阶段,不需要根据声载荷确定结构参数,因为按静载荷确定的主结构是不会发生疲劳破坏的。声疲劳破坏总是发生在局部应力集中的地方,但是应力集中地方的应力是不能测量的,因此后来发展了一种“特征应变法”,就是在应力集中的部分附近测一个应变点,以此点为特征点把结构简化成最简单的结构,甚至是试片,但要保持特征点与应力集中部位的相对关系,作成 S2N 曲线,代替通常材料的 S2N 曲线13。Miner 准则认为图 8 型号整体声振响应试验Fig18 Responsetestforac
14、ousticofairplaneNnii=1,但试验证明是图 9 是型号阻尼材料壁板效果试验。不对的,于是很多人对此进行了修正得到N文库下载 免费文档下载http:/ 5 期张正平等:飞机噪声技术研究工程解决方法 1211a,且认为 http:/ S2N 曲线,图 10 是北京强度环境研究所针对型号结构的声疲劳做出的随机 S2N 曲线。图 10 型号结构的声疲劳随机 S2N 曲线Fig110 NoisefatigueSN2,结构的疲劳强度的分散度更大,所以不论是材料的 S2N 曲线试验,还是结构的疲劳强度试验都必须采用统计分析的方法,因此样本数量不可太少。整体的声疲劳试验的目的是不现实的,也是
15、不必要的。为了研究如何简化成局部结构,首先要进行整体的声传递试验。图 11 是型号的整体声传递试验。经验证明,经过试验以后,有针对性地改进结构,就可以使声疲劳强度大大提高,并不会带来结构重量的增加。4 结 论文库下载 免费文档下载http:/ 考 文 献1 SmithEB.Acousticscale2modeltestsofhigh2speedflowsfinalreportR.Martin2CR266213,1966.2 LeeYA,HenricksW.Vibroacousticpayloadenvironmentpredictionsystem(vapeps)R.NASACR2166823
16、,1984.3 马大猷.声学手册M.北京:科学出版社,2004:2232图 11 型号的整体声传递试验Fig111 Responsetestforacousticsofairplane图 12 和图 13 是型号壁板的声疲劳试验。通过对整体 http:/ 声致振动的分析,确定试验壁板的尺寸和边界条件,试验声载荷的大小和声谱,这就是如何使壁板的试验结果,与飞行试验结果一致是主要的课题16217。必须考虑所谓“吻合效应” “,振动形态”“,边界条件”等等,是需要认真研究的。12 12 文库下载 免费文档下载http:/ 空 学 报第 29 卷13 黄怀德.导弹与航天系列丛书振动工程:上册M.北Ma
17、Dayou.AcoustichandbookM.Beijing:SciencePress,2004:2232227.(inChinese)4 AbrahamsonAL,KasperPK,PappaRS.AcousticalcharacteristicsoftheNASALangleyfullscalewindtunneltestsectionR.NASACR2132604,1975.5 CockburnJA.EvaluationofacoustictestingtechniquesforspacecraftsystemsR.NASAN72230901,1972.6 RunstadlerPW,K
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19、emphasisontheehttp:/ 免费文档下载http:/ SchmitzFH,AllmenJR,SodermanPT.ModificationoftheAMES402by802footwindtunnelcoustictestingforthesupersonic2port10 space2timecorre2lationsthepressuresatawallbeneathasu2personicturbulentboundarylayerperturbedbystepsandshockwavesR.DouglasReptSM249806,1965.11 SivellsJC,Pay
20、neRG.Amethodofcalculatingturbulent2boundary2layergrowthathypersonicMachnumbersR.AEDC2TR25923,ASTIAAD2208774,1959.12 WillmarthWW,WooldridgeCE.MeasurementsofthefluctuatingpressureatthewallbeneathathickturbulentboundarylayerJ.FluidMech,1962,22(4):1852187.京:宇航出版社,1995.HuangHuaide.Booksofmissileandspaces
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22、ress,1989:2002208.17 CrandallSH.RandomvibrationM.NewYork:TheTechnologyPressoftheMITandJohnWileyandSons,lnc,1959:1872210.:-)男,:动力学:任方(1981-) 男,硕士,工程师。主要研究方向:动力学环境;电话:010268752341E2mail:冯秉初(1939-) 男,研究员。主要研究方向:动力学环境与可靠性。电话:010268384986E2mail:(责任编辑:李铁柏)文库下载 免费文档下载http:/ 文档，专业文献，应用文书，行业论文等文档搜索与文档下载，是您文档写作和查找参考资料的必备网站。文库下载 http:/
