一種噴氣式民機動態減功率飛越噪聲等效計算方法與流程
2024-04-16 10:00:05
1.本發明屬於民用噴氣式飛機噪聲合格審定試飛領域，具體涉及一種噴氣式民機動態減功率飛越噪聲等效計算方法。
背景技術：
2.為了減小民用飛機的噪聲汙染，中國民航局頒布的ccar-36部《航空器型號和適航合格審定噪聲規定》，規章中規定了多種民用飛機的噪聲限制、試驗程序、數據處理和分析方法等內容。噪聲合格審定試飛包含結合起飛進行的飛越噪聲測量和邊線(橫側)噪聲測量、結合進近下滑進行的進近(進場)噪聲測量，國際上通常採用噪聲-功率-距離(n-p-d)這種等效試驗方法開展噪聲合格審定試飛，即通過變功率和變距離試驗建立飛機飛越噪聲級與發動機功率和聲傳播距離的回歸分析方程，建立n-p-d資料庫，可以利用n-p-d資料庫計算當前型號的噪聲級，也可以用於計算衍生型號的噪聲級。
3.在正常的程序中，規章要求飛機以最大起飛重量和對應的起飛功率開展飛越噪聲測量，但規章也允許申請人通過符合規定的減功率起飛程序表明飛越噪聲的符合性，動態減功率起飛指在保證安全的情況下，起飛爬升過程中減小發動機的功率，減小功率後仍能滿足適航規章和性能的要求，也叫靈活功率起飛。由於在減功率過程中，飛機的姿態和與噪聲相關的功率等參數不是穩態數據，不能使用規章規定的常規試驗程序直接獲得減功率飛越噪聲級，需要使用n-p-d這種等效試驗程序進行試驗和計算分析。
技術實現要素：
4.本發明的目的是：擴展n-p-d資料庫功能，通過構建基於等時間間隔純音修正感覺噪聲級(pnltr)歷程來計算減功率飛越噪聲級的方法，解決了噴氣式民機動態減功率飛越噪聲等效計算問題。
5.本發明具體的技術方案如下：
6.一種噴氣式民機動態減功率飛越噪聲等效計算方法，包括：
7.獲取飛機起飛爬升過程中發動機功率從起飛功率減小到預定功率的減功率過程的基準起飛剖面；
8.獲取該飛機進行民用噴氣式飛機噪聲合格審定試飛飛越試驗得到的n-p-d資料庫，以及pnlt
′‑
θ-p-d資料庫；
9.基於基準起飛剖面和飛越基準測量點的位置關係，在整個試飛過程中沿時間順序計算各時間點對應的聲傳播距離d；
10.將基準起飛剖面中時間點、基準發動機功率、基準聲發射角、聲傳播距離的對應關係，依次對同一時間點的基準聲發射角、基準發動機功率、聲傳播距離進行插值，計算每個時間點的pnlt；
11.基於所有時間點的pnlt，計算epnl。
12.將基準起飛剖面中時間點、基準發動機功率、基準聲發射角、聲傳播距離的對應關
系，依次對同一時間點的基準聲發射角、基準發動機功率、聲傳播距離進行插值，計算每個時間點的pnlt，包括：
13.根據聲傳播距離d計算出飛越基準測量點接收到相應時間點發出噪音的接收時間點；
14.將基準起飛剖面中時間點、基準發動機功率、基準聲發射角、聲傳播距離的對應關係，轉換為接收時間點、發動機功率、聲發射角、聲傳播距離的對應關係；
15.將基準起飛剖面中接收時間點、基準發動機功率、基準聲發射角、聲傳播距離的對應關係，依次對同一接收時間點的基準聲發射角、基準發動機功率、聲傳播距離進行插值，計算每個時間點的pnlt。
16.對於基準起飛剖面中任一時間點，將基準起飛剖面中接收時間點、基準發動機功率、基準聲發射角、聲傳播距離的對應關係，依次對同一接收時間點的基準聲發射角、基準發動機功率、聲傳播距離進行插值，計算每個時間點的pnlt，包括：
17.若pnlt
′‑
θ-p-d資料庫中存在該時間點的基準聲發射角，則抽取該基準聲發射角對應的不同聲傳播距離下pnlt
′‑
p矩陣；若否，則在pnlt
′‑
θ-p-d資料庫中，插值出該基準聲發射角對應的不同d下pnlt
′‑
p矩陣；
18.依據pnlt
′‑
p矩陣擬合不同聲傳播距離下的pnlt
′‑
p二次函數，將相應的基準發動機功率帶入pnlt
′‑
p二次函數，得到pnlt
′
與d矩陣；
19.在pnlt
′
與d矩陣中，插值出該聲傳播距離對應的pnlt
′
作為該時間點的pnlt。
20.基準起飛剖面體現聲學基準日飛機的起飛性能；
21.聲學基準日飛機的起飛性能是根據聲學基準日溫度25℃(isa+10℃)、起飛構型、平均發動機性能計算獲得。
22.基準起飛剖面是由起飛爬升過程中發動機功率從起飛功率減小到預定功率的減功率過程，發動機減功率過程通過發動機減功率(轉速下降)試驗獲得。
23.民用噴氣式飛機噪聲合格審定試飛飛越試驗採用航跡切入法，飛機事先確定的飛行航跡進行飛行試驗，確保飛機到達測量點傳聲器上空時高度在目標高度
±
20％範圍內，飛機進入航跡切入點前設置發動機功率，發動機功率為包含起飛功率和減功率的一組等差值的功率值，並在10db降區間之前保持穩定，直至本次飛越噪聲測量結束。
24.n-p-d資料庫以及pnlt
′‑
θ-p-d資料庫的計算方法包括：
25.將試飛高度的隨發動機功率p變化的飛越噪聲數據調整為不同高度層的一組隨發動機功率p變化的飛越噪聲數據；
26.在每個高度層，通過二次回歸分析計算飛越噪聲級與發動機功率的回歸方程，進而得到n-p-d資料庫；
27.從試飛數據中提取聲發射角θ，將n-p-d資料庫擴展成為pnlt
′‑
θ-n1-d資料庫。
28.接收時間點的計算公式為：tr＝ts+d/c；
29.tr—測量點接受飛機噪聲的時間；
30.ts—飛機噪聲發出的時間；
31.dr—聲傳播距離；
32.c—聲學基準日的聲速。
33.有益效果：正是在n-p-d試驗程序基礎上，提出一種通過構建基於等時間間隔純音
修正感覺噪聲級(pnltr)歷程來計算減功率飛越噪聲級的方法，解決了噴氣式民機動態減功率飛越噪聲等效計算問題，通過arj21-700飛機的數據進行驗證，結果表明該方法能夠準確計算減功率飛越噪聲級。
附圖說明
34.圖1為典型飛越噪聲測量飛行剖面示例圖；
35.圖2為典型的聲學基準日飛機起飛剖面圖；
36.圖3為典型的飛越噪聲n-p-d資料庫示例圖；
37.圖4為飛越噪聲pnlt
′‑
θ-n1-l)資料庫圖；
38.圖5為隨時間變化的n1和θ曲線圖；
39.圖6為隨聲發射角變化的pnltr曲線圖。
具體實施方式
40.中國民用航空的快速發展給國民的生活帶來了便利，但也帶來了噪聲汙染，由於我國人口居住密度大，更加劇了民航噪聲汙染程度，民航局頒布ccar-36部《航空器型號和適航合格審定噪聲規定》，目的就是限制民航飛機噪聲，治理噪聲汙染，提高國民的生活質量。
41.噪聲合格審定試飛包含結合起飛進行的飛越噪聲測量和邊線(橫側)噪聲測量、結合進近下滑進行的進近(進場)噪聲測量，在正常的程序中，規章要求飛機以最大起飛重量和對應的起飛功率開展飛越噪聲測量，但規章也允許申請人通過符合規定的減功率起飛程序表明飛越噪聲的符合性，減功率起飛指在保證安全的情況下，起飛爬升過程中減小發動機的功率，減小功率後仍能滿足適航規章和性能的要求，也叫靈活功率起飛。由於在減功率過程中，飛機的姿態和與噪聲相關的功率等參數不是穩態數據，不能使用規章規定的常規試驗程序直接獲得減功率飛越噪聲級，需要使用等效程序進行試驗和計算分析。
42.本發明提出一種噴氣式民機動態減功率飛越噪聲等效計算方法，包括：
43.步驟1：民用噴氣式飛機噪聲合格審定試飛飛越試驗方案設計。
44.試驗採用航跡切入法，飛機按照圖1所示事先確定的飛行航跡進行飛行試驗，確保飛機到達測量點傳聲器上空時高度在目標高度
±
20％範圍內，飛機進入航跡切入點前設置發動機功率，功率為包含起飛功率和減功率的一組等差值的功率值，並在10db降區間之前保持穩定，直至本次飛越噪聲測量結束。
45.關鍵的參數包括：發動機功率、飛機飛越測量點上空的高度；
46.步驟2：確定聲學基準日飛機的起飛性能數據
47.聲學基準日飛機的起飛性能是根據聲學基準日溫度25℃(isa+10℃)、起飛構型、平均發動機性能計算獲得。基準起飛剖面包括起飛爬升過程中發動機功率從起飛功率減小到預定功率的減功率過程，發動機減功率過程通過發動機減功率(轉速下降)試驗獲得，典型的飛機起飛剖面如圖2所示。
48.關鍵的參數包括：與時間對應的距剎車點距離、離地高度、空速、地速、真空速、修正的n1轉速、爬升角、迎角等參數；
49.步驟3：利用試飛數據建立n-p-d資料庫並擴展至pnlt
′‑
θ-p-d資料庫。
50.將測量得到的隨功率p(使用n1轉速表徵)變化的一組(m個轉速)飛越噪聲數據調整至一組(n個高度)等間隔的高度層上，高度範圍應覆蓋聲學基準日飛機起飛剖面中距離松剎車點6500m時的高度，這樣就獲得了m
×
n個數據樣本，在每個高度層，通過二次回歸分析計算飛越噪聲級與n1轉速的回歸方程，進而得到n-p-d資料庫，如圖3所示。m
×
n矩陣上的任何一個n(有效感覺噪聲級epnl)是由隨時間變化的純音修正感覺噪聲級pnlt
′
計算而來，影響pnlt的參數除了距離d、功率p外，還包括隨時間變化的聲發射角θ參數，從試飛數據中提取聲發射角θ參數，將n-p-d資料庫擴展成為pnlt
′‑
θ-n1-d資料庫，如圖4所示，其中d為聲傳播距離。
51.步驟4：計算聲學基準日飛機起飛剖面的n1r、θr和dr
52.利用聲學基準日飛機起飛剖面與飛越基準測量點(距起飛滑跑點6500m，高度1.2m)的幾何關係計算聲傳播距離d，利用聲學基準日的聲速和公式(1)計算在基準測量點接收到飛機噪聲的時間tr，提取隨0.5s間隔tr時間變化的n1r、θr和dr數據，必要時插值。
53.tr(i)＝ts(i)+d(i)/c
………………………
(1)
54.式中：tr(i)——測量點接受飛機噪聲的時間，s；
55.ts(i)——飛機噪聲發出的時間，s；
56.dr(i)——聲傳播距離，m；
57.i——基準航跡數據的編號；
58.c——聲學基準日的聲速，m/s。
59.步驟5：插值計算與0.5s時間間隔對應的pnltr，計算epnlr
60.pnltr此時被視為θ、n1和d的函數，依次插值得到與[θr(i)，n1r(i)，dr(i)]對應的pnltr(i)值並計算10db降區間，最後使用公式(2)計算減推力飛越噪聲級epnlr，其中平均時間δt(i)r為0.5s。
[0061][0062]
計算步驟如下：
[0063]
a)步驟1，使用n-p-d法開展噪聲合格審定試飛；
[0064]
b)步驟2，按照適航條例規定的方法計算每個試驗點的epnl，使用二次多項式擬合方法建立epnl與發動機功率的回歸方程，擴展至多個高度建立n-p-d資料庫；
[0065]
c)步驟3，提取與時間對應的pnlt
′
、聲發射角、發動機功率、傳聲距離等參數，擴展建立pnlt
′‑
θ-n1-d資料庫；
[0066]
d)步驟4，計算聲學基準日的與0.5s等時間間隔對應的聲發生角、傳聲距離、n1轉速等數據；
[0067]
e)步驟5，依次進行θ，n1，d插值得到與[θr(i)，n1r(i)，dr(i)]對應的pnltr(i)值，計算10db降區間、計算審定噪聲級及置信區間；
[0068]
f)步驟6：計算每一種減功率起飛方案的噪聲級epnl，將最小值作為審定噪聲級。
[0069]
g)由於在減功率過程中，飛機的姿態和與噪聲相關的功率等參數不是穩態數據，不能使用規章規定的常規試驗程序直接獲得減功率飛越噪聲級，動態減功率飛越噪聲等效計算方法可以在不進行按照減功率起飛程序真實飛行的條件下開展減推力起飛噪聲級計算；
[0070]
h)n-p-d飛行試驗方法是目前國際通用的試驗方法，靈活高效是它的特性，同時也可以為衍生型號提供數據支撐，本專利提出的一種噴氣式民機動態減功率飛越噪聲等效計算方法就是在這種試驗方法的基礎上拓展而來，但不會增加額外的試驗成本；
[0071]
i)對於在任意高度開始減功率起飛的靈活減功率起飛程序，本專利提出的基於等時間間隔純音修正感覺噪聲級(pnltr)歷程構建方法都可以使用。