宋亞輝，張曉亮，張躍林

（中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，西安 710089）

根據(jù)國(guó)內(nèi)外適航規(guī)章規(guī)定[1-4]，大型民機(jī)噪聲適航審定需要測(cè)量和評(píng)定其在起飛、進(jìn)近過程中的飛越、橫向和進(jìn)近基準(zhǔn)點(diǎn)的噪聲水平。在試驗(yàn)中，因飛機(jī)持續(xù)飛行導(dǎo)致噪聲源與噪聲基準(zhǔn)點(diǎn)的相對(duì)位置不斷變化，噪聲需要經(jīng)過長(zhǎng)距離的傳播，實(shí)際的聲環(huán)境和氣象條件難以持續(xù)保持理想條件，主要受以下幾方面因素的影響[5-7]：聲波在大氣中的傳播效應(yīng)，如聲傳播的球面發(fā)散、大氣對(duì)聲波的吸收效應(yīng)和大氣不均勻性影響導(dǎo)致的聲散射等；噪聲測(cè)量點(diǎn)附近地面對(duì)聲波的散射，如地面對(duì)聲波的反射與吸收；動(dòng)力裝置/機(jī)體的噪聲安裝效應(yīng)，如聲波受機(jī)體結(jié)構(gòu)遮蔽和受機(jī)體周圍紊流的散射等。對(duì)于橫向噪聲，其基準(zhǔn)點(diǎn)位于起飛航跡在地面投影線的兩側(cè)450 m 邊線上。相比于基準(zhǔn)點(diǎn)位于起飛與進(jìn)近航跡在地面投影線上的飛越噪聲與進(jìn)近噪聲，飛機(jī)產(chǎn)生的噪聲需要橫向傳播更長(zhǎng)的距離，傳聲路徑與地面的夾角更小，更易于受大氣傳播效應(yīng)和地面散射效應(yīng)的影響[2,4]，飛機(jī)各噪聲源產(chǎn)生的聲波受機(jī)體結(jié)構(gòu)遮蔽和機(jī)體周圍紊流的散射影響更大[8]。因此，國(guó)內(nèi)外大量的研究機(jī)構(gòu)和學(xué)者針對(duì)橫向噪聲受聲傳播效應(yīng)、地面散射效應(yīng)和動(dòng)力裝置/機(jī)體噪聲安裝效應(yīng)等的影響開展了研究[6-13]，將橫向噪聲相比于飛越噪聲受到的衰減影響稱之為橫向衰減（Lateral Attenuation，LA），并建立了計(jì)算模型[6-7]。

噪聲橫向衰減的分析對(duì)大型民機(jī)的噪聲設(shè)計(jì)、噪聲適航和突破商業(yè)運(yùn)營(yíng)噪聲限制等至關(guān)重要。在民機(jī)設(shè)計(jì)階段，為了預(yù)估橫向噪聲水平和進(jìn)行噪聲控制設(shè)計(jì)，可基于設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)和研發(fā)試驗(yàn)數(shù)據(jù)建立基準(zhǔn)條件下的橫向衰減模型，進(jìn)行橫向噪聲預(yù)估[14]。在民機(jī)適航審定階段，為了進(jìn)行橫向噪聲飛行試驗(yàn)設(shè)計(jì)和噪聲級(jí)評(píng)定，需要量化橫向衰減受飛行試驗(yàn)條件的影響，用于分析飛行試驗(yàn)結(jié)果的可信度和修正試驗(yàn)條件偏差引起的噪聲級(jí)評(píng)定偏差[2]。在民機(jī)運(yùn)營(yíng)階段，世界各國(guó)對(duì)民機(jī)在機(jī)場(chǎng)區(qū)域飛行產(chǎn)生的地面噪聲水平有嚴(yán)格限制，需基于適航噪聲數(shù)據(jù)庫和有限測(cè)量點(diǎn)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行噪聲足跡計(jì)算，建立噪聲橫向衰減模型和進(jìn)行飛行試驗(yàn)檢驗(yàn)[15-16]。

SAE AIR 1751[6]、SAE AIR 5662[7]和 ESDU 82027[17]通過理論與試驗(yàn)研究建立了飛機(jī)噪聲橫向衰減計(jì)算模型，得到了廣泛認(rèn)可和工程應(yīng)用，F(xiàn)AA 的INM/AEDT 軟件、NASA 的ANOPP2 軟件、JAXA 的DREAMS 模型、DLR 的PANAM 軟件、ECAC Doc.29和ICAO Doc 9911 等建立的飛機(jī)噪聲計(jì)算模型均采用了該類建模思想[10-11,18]。國(guó)內(nèi)方面，中國(guó)民航大學(xué)和南京航空航天大學(xué)等開展了大型民機(jī)適航噪聲橫向衰減的預(yù)測(cè)分析方法研究[19]和機(jī)場(chǎng)噪聲計(jì)算方法研究[20]，中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院依據(jù)適航規(guī)章開展了橫向噪聲由試驗(yàn)條件向基準(zhǔn)條件調(diào)整的方法研究[21]和地面反射對(duì)適航噪聲影響的研究[22]。盡管噪聲橫向衰減模型被不斷地通過理論、數(shù)值和飛行試驗(yàn)研究進(jìn)行完善和修正，但是隨著技術(shù)的發(fā)展和新型民機(jī)的不斷出現(xiàn)，研究表明，通用的計(jì)算模型難以準(zhǔn)確預(yù)測(cè)特定機(jī)型的橫向衰減，橫向衰減模型對(duì)大氣條件、地面阻抗、聲環(huán)境、飛機(jī)噪聲源特性以及其他飛行試驗(yàn)條件不確定因素的考慮不足，指出[10-13]需針對(duì)橫向衰減影響因素、特定機(jī)型以及具有新噪聲特性的型號(hào)進(jìn)行模型修正或建立具有針對(duì)性的模型。國(guó)內(nèi)方面，飛機(jī)橫向衰減計(jì)算依賴于國(guó)外機(jī)型數(shù)據(jù)庫或國(guó)外軟件[19-20]，開展的飛行試驗(yàn)研究?jī)H是適航規(guī)章或標(biāo)準(zhǔn)中方法的工程應(yīng)用實(shí)踐[21-22]，橫向衰減建模和試驗(yàn)研究不足以支持國(guó)產(chǎn)民機(jī)噪聲設(shè)計(jì)、適航審定和機(jī)場(chǎng)噪聲計(jì)算。

隨著國(guó)產(chǎn)民機(jī)快速發(fā)展，C919、MA700 和AG600等大型民機(jī)正加緊研制，且即將進(jìn)行適航取證，所面臨的民機(jī)低噪聲設(shè)計(jì)、噪聲適航審定和運(yùn)營(yíng)噪聲建模評(píng)估等方面的需求日益凸顯，民機(jī)噪聲橫向衰減建模與飛行試驗(yàn)研究迫切需要深入開展。文中基于國(guó)產(chǎn)民機(jī)型號(hào)研制和適航審定飛行試驗(yàn)，開展了民機(jī)適航噪聲橫向衰減特性分析及飛行試驗(yàn)研究?；赟AE 標(biāo)準(zhǔn)中的噪聲橫向衰減建模思路，提出了橫向衰減影響因素的計(jì)算模型，設(shè)計(jì)了等效的簡(jiǎn)化飛行試驗(yàn)方法和橫向衰減特性分析流程。通過某型國(guó)產(chǎn)民機(jī)飛行試驗(yàn)，對(duì)橫向衰減特性進(jìn)行了分析，并與橫向衰減模型進(jìn)行了對(duì)比分析，形成了大型民機(jī)橫向衰減特性分析及飛行試驗(yàn)技術(shù)。

1 飛機(jī)噪聲橫向衰減建模

1.1 橫向衰減計(jì)算模型

飛機(jī)結(jié)構(gòu)因振動(dòng)和與氣流作用產(chǎn)生的噪聲向地面?zhèn)鞑ミ^程中，會(huì)受到傳播效應(yīng)、地面散射效應(yīng)和動(dòng)力裝置/機(jī)體噪聲安裝效應(yīng)等的影響。在工程中，為預(yù)估飛機(jī)外部噪聲水平和通過試驗(yàn)分析飛機(jī)外部噪聲特性，通常以受衰減效應(yīng)影響相對(duì)較小的在飛機(jī)航跡地面投影線上參考點(diǎn)的噪聲水平為基準(zhǔn)，建立橫向衰減的經(jīng)驗(yàn)或半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?。飛機(jī)噪聲橫向衰減分析模型如圖1 所示。圖1 中，Q 點(diǎn)為橫向衰減的噪聲參考點(diǎn)，接收的噪聲稱為參考噪聲，大小為SPSQ；P為橫向噪聲測(cè)量點(diǎn)，接收的噪聲稱為橫向噪聲，大小為SPSP；D和R分別是參考噪聲和橫向噪聲的聲傳播直線距離。假設(shè)飛機(jī)沿圖1 中與實(shí)際航跡平行的輔助航跡飛行，|SS′|=R-D，這時(shí)Q點(diǎn)的參考噪聲大小為SPS′Q，則橫向衰減[6]SPLA為：

式（1）是橫向衰減的一種等效定義，飛機(jī)沿輔助航跡飛行時(shí)，Q點(diǎn)的噪聲可以認(rèn)為是飛機(jī)沿實(shí)際航跡飛行時(shí)額外傳播|SS′|后的結(jié)果。這樣的處理實(shí)際上是將橫向噪聲與參考噪聲因傳播距離不同導(dǎo)致的聲發(fā)散和大氣衰減差異去除，也是考慮相同傳播距離的噪聲差值。

圖1 民機(jī)噪聲橫向衰減分析模型Fig.1 Analysis model of lateral attenuation of civil aircraft noise

SAE AIR 1751A 針對(duì)渦噴/渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)的飛機(jī)開展了大量的噪聲橫向衰減飛行試驗(yàn)，通過對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的統(tǒng)計(jì)分析，建立了橫向衰減工程經(jīng)驗(yàn)計(jì)算模型，有：

式中：G(L)為地上傳播衰減（Overground Lateral Attenuation, OGLA）；Λ(L)為遠(yuǎn)距離空中至地面?zhèn)鞑ニp（Long-Range Air-to-Ground Lateral Attenuation,LRAGLA），分別有：

式中：φ為圖1 所示的噪聲仰角。

SAE AIR 1751A 建立橫向衰減計(jì)算模型所采用的噪聲數(shù)據(jù)大多是20 世紀(jì)90 年代以前的低涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)的民機(jī)和軍用殲擊機(jī)飛行試驗(yàn)得到的，而且未特別考慮動(dòng)力裝置類型、安裝形式和位置等影響。SAE AIR 5662 對(duì)其進(jìn)行了修正，橫向衰減有：

式中：Eeng(γ)為動(dòng)力裝置/機(jī)體噪聲安裝效應(yīng)。G(L)和Λ(L)分別有：

需要指出的是，SAE AIR 1751A 和SAE AIR 5662未限定橫向衰減計(jì)算模型適用的計(jì)算指標(biāo)，式(2)至式(7)的計(jì)算指標(biāo)可以是A 聲級(jí)(LA)、有效感覺噪聲級(jí)（EPNL）、聲暴露級(jí)（SEL）等。對(duì)于大型民機(jī)，通常關(guān)注1/3 倍頻程帶聲壓級(jí)、A 聲級(jí)和有效感覺噪聲級(jí)等量，因而選定這三個(gè)指標(biāo)進(jìn)行橫向衰減及其影響因素的計(jì)算。

1.2 橫向衰減影響因素的計(jì)算模型

對(duì)于地面散射效應(yīng)，根據(jù)SAE AIR 1672B[23]的自由場(chǎng)聲壓級(jí)計(jì)算方法，可以將橫向噪聲和參考噪聲修正到自由場(chǎng)這一基準(zhǔn)條件，即去掉地面散射的影響。定義自由場(chǎng)條件的聲壓級(jí)與實(shí)測(cè)受地面影響的聲壓級(jí)差值為自由場(chǎng)修正量Δ1i，有：

式中：i為噪聲頻譜分析的頻帶序號(hào)；r為直達(dá)聲波傳播距離；r′為反射聲波傳播距離；Cr為帶寬自相關(guān)系數(shù)；Qi為復(fù)虛像源強(qiáng)度，與地面聲阻抗相關(guān)，當(dāng)?shù)孛媸锹晫W(xué)硬邊界時(shí)，|Qi|=1。

對(duì)于聲傳播效應(yīng)，需將橫向噪聲和參考噪聲修正到相同的傳輸距離。以圖1 傳聲距離D為基準(zhǔn)，定義噪聲傳播距離R與傳播基準(zhǔn)距離D的聲壓級(jí)之差為聲傳播效應(yīng)修正量[1-3]Δ2i，有：

對(duì)于動(dòng)力裝置/機(jī)體噪聲安裝效應(yīng)計(jì)算，SAE AIR 5662 對(duì)大量的理論和試驗(yàn)研究成果進(jìn)行了總結(jié)，提出了經(jīng)驗(yàn)計(jì)算公式。對(duì)于噴氣式飛機(jī)，動(dòng)力裝置/機(jī)體噪聲安裝效應(yīng)Eeng(γ)有：

式中：γ為飛機(jī)的動(dòng)力裝置/機(jī)體的聲發(fā)射角，是橫向噪聲仰角與飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角之和。

2 橫向衰減特性飛行試驗(yàn)及分析方法

飛機(jī)噪聲橫向衰減主要受橫向距離、噪聲仰角、地面聲阻抗、氣象條件、發(fā)動(dòng)機(jī)類型/安裝方式、飛行姿態(tài)等影響，由于適航噪聲[1-4]飛行試驗(yàn)需要在滿足規(guī)定的氣象條件、試驗(yàn)場(chǎng)聲環(huán)境、飛行狀態(tài)下進(jìn)行，因而主要關(guān)注橫向距離、噪聲仰角的影響，由氣象條件、飛行姿態(tài)等不一致引起的橫向衰減計(jì)算差異可以通過將試驗(yàn)數(shù)據(jù)向統(tǒng)一的基準(zhǔn)飛行條件和基準(zhǔn)氣象條件修正來去除[1-4]。

圖2a 為橫向衰減噪聲飛行試驗(yàn)的常規(guī)試驗(yàn)方案，為了得到不同橫向距離和噪聲仰角條件下的噪聲，需要在地面布置大范圍的傳聲器陣列，布置不同高度的聲陣列陣元，調(diào)整飛行狀態(tài)和飛行航跡，以得到全面的噪聲橫向衰減數(shù)據(jù)，飛行試驗(yàn)方案復(fù)雜。實(shí)際上，飛行航跡和測(cè)量點(diǎn)位置的不同對(duì)橫向衰減的影響主要體現(xiàn)在其改變了傳播距離、噪聲仰角，而民機(jī)噪聲適航規(guī)定了飛行狀態(tài)、航跡和測(cè)量點(diǎn)位置等?；诖耍刹捎脠D2b 所示簡(jiǎn)化的等效飛行試驗(yàn)方法，其特點(diǎn)和優(yōu)勢(shì)為：適航噪聲主要關(guān)注飛越噪聲和橫向距離為450 m 的邊線上的橫向噪聲，試驗(yàn)中選定該目標(biāo)橫向距離，以飛越噪聲測(cè)量點(diǎn)為參考測(cè)量點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)測(cè)量點(diǎn)簡(jiǎn)化，降低對(duì)試驗(yàn)場(chǎng)地的過高要求；橫向衰減模型除與飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角相關(guān)外，并未涉及其他飛行狀態(tài)參數(shù)，民機(jī)噪聲適航主要考慮起飛爬升和進(jìn)近下滑，選定此飛行狀態(tài)可以優(yōu)化飛行試驗(yàn)點(diǎn)；盡管橫向衰減模型未包含發(fā)動(dòng)機(jī)功率和構(gòu)型等參數(shù)，但其會(huì)顯著影響飛機(jī)最重要的聲源特性，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)/機(jī)身噪聲安裝效應(yīng)造成較大影響，而該試驗(yàn)方案可實(shí)現(xiàn)不同發(fā)動(dòng)機(jī)功率和構(gòu)型組合對(duì)橫向衰減的影響。

在飛行試驗(yàn)中，根據(jù)適航規(guī)章要求[1-4]對(duì)飛機(jī)飛行過程的噪聲進(jìn)行持續(xù)測(cè)量，以一定時(shí)間間隔進(jìn)行1/3 倍頻程譜分析。為了進(jìn)行橫向衰減特性分析，選擇如圖2b 所示的飛機(jī)通過距離噪聲參考點(diǎn)最近時(shí)刻[12]的1/3 倍頻帶聲壓級(jí)、A 聲級(jí)和整個(gè)飛行過程的有效感覺噪聲級(jí)作為分析指標(biāo)?；陲w行試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)影響橫向衰減的傳播效應(yīng)、地面散射效應(yīng)和動(dòng)力裝置/機(jī)體噪聲安裝效應(yīng)進(jìn)行分析，進(jìn)行橫向衰減量特性計(jì)算，并與標(biāo)準(zhǔn)中計(jì)算模型進(jìn)行對(duì)比分析，流程如圖3 所示。

圖2 民機(jī)適航噪聲橫向衰減特性分析飛行試驗(yàn)方案Fig.2 Flight test scheme of aircraft noise lateral attenuation characteristic analysis: a) standard flight test scheme;b) equivalent flight test scheme

根據(jù)式(1)橫向衰減的定義，基于飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行橫向衰減計(jì)算的方法為：將參考噪聲的傳聲距離調(diào)整至橫向噪聲的傳聲距離，采用式(9)基于1/3 倍頻帶聲壓級(jí)進(jìn)行聲傳播效應(yīng)修正；計(jì)算A 聲級(jí)或有效感覺噪聲級(jí)；基于A 聲級(jí)或有效感覺噪聲級(jí)進(jìn)行橫向衰減計(jì)算，有：

式中：為進(jìn)行參考噪聲經(jīng)聲傳播效應(yīng)修正后的A 聲級(jí)或有效感覺噪聲級(jí)；SPLip為橫向噪聲的A聲級(jí)或有效感覺噪聲級(jí)。

圖3 民機(jī)適航噪聲橫向衰減特性分析流程Fig.3 Lateral attenuation characteristic analysis procedure of aircraft noise

對(duì)于基于飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的橫向衰減影響因素的分析，地面散射效應(yīng)和聲傳播效應(yīng)的修正可分別采用式(8)、式(9)計(jì)算，而動(dòng)力裝置/機(jī)體的噪聲安裝效應(yīng)Δ3i的計(jì)算有：

3 民機(jī)適航噪聲橫向衰減飛行試驗(yàn)及結(jié)果分析

3.1 飛行試驗(yàn)方案

某型國(guó)產(chǎn)噴氣式民機(jī)適航噪聲橫向衰減特性飛行試驗(yàn)如圖4 所示。噪聲參考測(cè)量點(diǎn)Q選擇飛越噪聲測(cè)量點(diǎn)，布置在目標(biāo)航跡在地面投影線上，橫向噪聲測(cè)量點(diǎn)P布置在與目標(biāo)航跡的地面投影線平行且相距450 m 的邊線上，傳聲器布置在緊實(shí)土平臺(tái)上，距地面高度均為1.2 m，如圖4b 所示。采用圖2b 所示的等效方法進(jìn)行起飛爬升和進(jìn)近下滑噪聲試驗(yàn)，采用航跡切入法[20]進(jìn)行試驗(yàn)，試驗(yàn)方案如圖4a 所示，共進(jìn)行了以下三個(gè)系列的試驗(yàn)。

1）試驗(yàn)系列A：飛機(jī)以相同的發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)功率沿相同爬升梯度的目標(biāo)航跡起飛爬升，保持正常起飛構(gòu)型，發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)功率為95.5%，飛越噪聲參考測(cè)量點(diǎn)上方的目標(biāo)高度范圍為130～550 m，共完成16 個(gè)有效飛行試驗(yàn)點(diǎn)（A1—A16）。

2）試驗(yàn)系列B：飛機(jī)以不同的發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)功率沿不同爬升梯度的目標(biāo)航跡起飛爬升，保持正常起飛構(gòu)型，發(fā)動(dòng)機(jī)功率范圍為65.1%～99.1%，飛越噪聲參考測(cè)量點(diǎn)上方的目標(biāo)高度為360 m，共完成了14個(gè)有效飛行試驗(yàn)點(diǎn)（B1—B14）。

3）試驗(yàn)系列C：飛機(jī)以兩個(gè)目標(biāo)發(fā)動(dòng)機(jī)功率沿不同下滑梯度的目標(biāo)航跡進(jìn)近下滑，飛越噪聲參考測(cè)量點(diǎn)上方的目標(biāo)高度為120 m，共完成了14 個(gè)有效飛行試驗(yàn)點(diǎn)（C1—C14）。C1—C2 保持正常著陸構(gòu)型，發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)功率為65.5%；C3—C8 保持正常著陸構(gòu)型，發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)功率為33.5%；C9—C14 保持正常起飛構(gòu)型，發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)功率為33.5%。

圖4 某型民機(jī)適航噪聲橫向衰減特性試驗(yàn)Fig.4 Test on lateral attenuation characteristic of a certain aircraft noise: a) flight test scheme; b) typical flight test scene

所有飛行試驗(yàn)點(diǎn)均嚴(yán)格按照文獻(xiàn)[1]的附件A 和附件B 規(guī)定的試驗(yàn)條件進(jìn)行，同時(shí)采用地面氣象站和氣象飛機(jī)連續(xù)進(jìn)行地面和空中氣象測(cè)量，采用氣象飛機(jī)在試驗(yàn)前、試驗(yàn)后以及試驗(yàn)期間進(jìn)行多次覆蓋傳聲路徑的空中氣象條件測(cè)量。

3.2 噪聲橫向衰減特性分析

典型的飛行試驗(yàn)點(diǎn)（試驗(yàn)點(diǎn)A16、C7 和D1）的橫向噪聲、參考噪聲及其修正后的1/3 倍頻程譜對(duì)比如圖5 所示?？梢钥闯觯瑱M向噪聲在絕大多數(shù)頻段上均小于參考點(diǎn)噪聲，其傳播路徑長(zhǎng)，額外受到聲傳播效應(yīng)影響，尤其是高頻成分受到顯著衰減；而橫向噪聲低頻成分則受地面散射效應(yīng)影響較大，地面散射影響對(duì)不同頻率的噪聲可能出現(xiàn)不同程度的加強(qiáng)或削弱。從圖5d 可以看出，盡管將參考噪聲和橫向噪聲均調(diào)整到了相同的傳聲距離和自由場(chǎng)條件，但兩者仍然有一定的差異，實(shí)際上這就是由動(dòng)力裝置/機(jī)體的噪聲安裝效應(yīng)引起的。

為進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)/機(jī)體噪聲安裝效應(yīng)分析，按照式(12)對(duì)所有試驗(yàn)點(diǎn)的發(fā)動(dòng)機(jī)/機(jī)體噪聲安裝效應(yīng)進(jìn)行1/3 倍頻帶聲壓級(jí)和A 聲級(jí)計(jì)算，并與SAE AIR 5662中模型計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。從圖6a 可以看出，發(fā)動(dòng)機(jī)/機(jī)體噪聲安裝效應(yīng)對(duì)橫向衰減具有顯著貢獻(xiàn)，但不同頻率的差異較大，低頻成分比高頻成分的橫向衰減幅值大。從圖6b 可以看出，A 聲級(jí)結(jié)果與SAE AIR 5662 標(biāo)準(zhǔn)中的經(jīng)驗(yàn)計(jì)算模型趨勢(shì)基本一致，隨著聲發(fā)散角增大，發(fā)動(dòng)機(jī)/機(jī)體噪聲安裝效應(yīng)影響的幅值逐漸變小。實(shí)際上，當(dāng)飛機(jī)機(jī)體不發(fā)生滾轉(zhuǎn)和橫向距離保持不變的情況下，隨著聲發(fā)射角變小，橫向噪聲測(cè)量點(diǎn)與噪聲參考測(cè)量點(diǎn)相對(duì)更接近，橫向衰減幅值應(yīng)變小，而飛行試驗(yàn)中發(fā)動(dòng)機(jī)/機(jī)體噪聲安裝效應(yīng)隨聲發(fā)射角的變化規(guī)律與理論上的噪聲特性一致。

圖5 橫向噪聲與參考噪聲的典型飛行試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.5 Comparison of a typical flight test between lateral noise and reference noise: a) measured noise spectrum;b) reference noise and propagation effect correction; c) lateral noise and ground scattering effect correction;d) propagation effect and ground scattering effect correction

圖6 發(fā)動(dòng)機(jī)/機(jī)體噪聲安裝效應(yīng)飛行試驗(yàn)結(jié)果分析Fig.6 Flight test results analysis of engine/body noise: a)1/3 octave spectrum; b) A-weighted sound pressure level

圖7 噪聲橫向衰減特性飛行試驗(yàn)結(jié)果及與計(jì)算模型對(duì)比Fig.7 Comparison of lateral attenuation between flight test results and SAE's empirical model: a) A-weighted sound pressure level versus noise elevation angle; b) A-weighted sound pressure level versus lateral distance; c) EPNL versus noise elevation angle ; d) EPNL versus lateral distance

采用式(11)對(duì)所有飛行試驗(yàn)點(diǎn)進(jìn)行橫向衰減A 聲級(jí)和有效感覺噪聲級(jí)結(jié)果計(jì)算，與SAE AIR 1751A和SAE AIR 5662 的橫向衰減模型計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，并進(jìn)行試驗(yàn)結(jié)果與噪聲仰角和橫向距離的相關(guān)性分析，結(jié)果如圖7 所示。可以看出，對(duì)于橫向衰減的A 聲級(jí)和有效感覺噪聲級(jí)結(jié)果，兩者綜合了所有分析頻帶的橫向衰減貢獻(xiàn)，橫向噪聲經(jīng)過更長(zhǎng)距離的聲傳播衰減和地面的聲散射，因而橫向衰減應(yīng)是正值，飛行試驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算模型結(jié)果的趨勢(shì)基本一致。飛行試驗(yàn)結(jié)果與SAE AIR 5662 中的計(jì)算模型結(jié)果的吻合性相對(duì)較好，表明其對(duì)AIR 1751A 中模型的修正提高了模型計(jì)算精度，更好地考慮了動(dòng)力裝置/機(jī)體噪聲安裝效應(yīng)的影響。相比于A 聲級(jí)，有效感覺噪聲級(jí)與計(jì)算模型結(jié)果的偏差相對(duì)較小，表明橫向衰減計(jì)算模型不僅可以計(jì)算飛機(jī)特定時(shí)刻的噪聲級(jí)，也能應(yīng)用于民機(jī)噪聲適航中的有效感覺噪聲級(jí)這類基于飛行過程的噪聲累積評(píng)價(jià)量計(jì)算，對(duì)于該型民機(jī)其計(jì)算精度相對(duì)更高。橫向衰減隨著噪聲仰角增大而幅值減小，但隨橫向距離的變化趨勢(shì)不明顯，表明適航噪聲的橫向衰減具有SAE AIR 5662 中 “遠(yuǎn)距離空中至地面?zhèn)鞑ニp” 的特性，噪聲仰角是民機(jī)適航噪聲橫向衰減分析的最重要參數(shù)，該結(jié)論也直接表明了本文提出的等效飛行試驗(yàn)方法的合理性。

進(jìn)一步分析圖7 可以看出，橫向衰減的飛行試驗(yàn)結(jié)果與模型的計(jì)算結(jié)果盡管趨勢(shì)吻合，但幅值有一定的偏差。橫向衰減計(jì)算模型難以考慮飛行試驗(yàn)中的所有影響因素，如氣象和大氣條件的時(shí)間/空間不均勻性、地面阻抗的不均勻性、飛機(jī)噪聲源擾動(dòng)以及聲環(huán)境的變化等因素。對(duì)此，文中所有飛行試驗(yàn)點(diǎn)均嚴(yán)格按照適航規(guī)章[1-4]規(guī)定的條件進(jìn)行，剔除了數(shù)據(jù)無效試驗(yàn)點(diǎn)，通過重復(fù)執(zhí)行試驗(yàn)點(diǎn)來降低系統(tǒng)誤差。另一方面，文獻(xiàn)[10]通過大量飛行試驗(yàn)分析了氣象條件對(duì)橫向衰減的影響，指出氣象條件對(duì)橫向衰減具有顯著影響，不同的橫向衰減模型的預(yù)測(cè)結(jié)果與飛行試驗(yàn)均有一定的偏差，有必要對(duì)橫向衰減計(jì)算模型進(jìn)行相應(yīng)的修正，文獻(xiàn)[10-13]等也指出，橫向衰減模型在一些條件下會(huì)出現(xiàn)欠估計(jì)或過估計(jì)，仍有必要進(jìn)行進(jìn)一步修正研究。文中飛行試驗(yàn)結(jié)果也表明，SAE 標(biāo)準(zhǔn)中的橫向衰減模型是基于不同機(jī)型不同飛行條件下的試驗(yàn)結(jié)果統(tǒng)計(jì)歸納得到的，對(duì)具體的飛機(jī)類型和飛行條件，仍需開展嚴(yán)格的飛行試驗(yàn)進(jìn)行模型修正，形成具有針對(duì)性的橫向衰減模型。

4 結(jié)論

1）民機(jī)適航的橫向噪聲受聲傳播效應(yīng)、地面散射效應(yīng)和動(dòng)力裝置/機(jī)體噪聲安裝效應(yīng)等影響較大，聲傳播效應(yīng)和地面散射效應(yīng)分別對(duì)高頻和低頻成分具有顯著影響，動(dòng)力裝置/機(jī)體噪聲安裝效應(yīng)導(dǎo)致的噪聲指向性差異也是影響橫向衰減的主要因素。

2）飛行試驗(yàn)得到的A 聲級(jí)和有效感覺噪聲級(jí)結(jié)果與橫向衰減模型的計(jì)算結(jié)果趨勢(shì)較一致。對(duì)于該型民機(jī)，有效感覺噪聲級(jí)的預(yù)測(cè)精度優(yōu)于A 聲級(jí)，且與SAE AIR 5662 中模型計(jì)算結(jié)果一致性更好，SAE AIR 5662 更好地考慮了動(dòng)力裝置/機(jī)體噪聲安裝效應(yīng)的影響。橫向衰減模型計(jì)算模型難以量化考慮所有影響因素，工程應(yīng)用中仍需要通過飛行試驗(yàn)進(jìn)行模型修正。

3）對(duì)于大型民機(jī)適航噪聲，橫向衰減受噪聲仰角影響大，隨噪聲仰角增大而幅值減小，但受橫向距離影響較小，表明橫向衰減具有SAE AIR 5662 中 “遠(yuǎn)距離空中至地面?zhèn)鞑ニp” 模型的特性，也表明了文中提出的等效飛行試驗(yàn)方法和分析流程的合理性。

4）文中提出了民機(jī)適航噪聲橫向衰減影響因素的量化計(jì)算模型，形成了高效的等效飛行試驗(yàn)方法和分析流程，所形成的橫向衰減特性分析及飛行試驗(yàn)技術(shù)對(duì)國(guó)產(chǎn)民機(jī)低噪聲設(shè)計(jì)、噪聲適航審定和機(jī)場(chǎng)周圍噪聲污染計(jì)算具有重要參考意義。