一种喷气式民机动态减功率飞越噪声等效计算方法与流程

1.本发明属于民用喷气式飞机噪声合格审定试飞领域，具体涉及一种喷气式民机动态减功率飞越噪声等效计算方法。


背景技术：

2.为了减小民用飞机的噪声污染，中国民航局颁布的ccar-36部《航空器型号和适航合格审定噪声规定》，规章中规定了多种民用飞机的噪声限制、试验程序、数据处理和分析方法等内容。噪声合格审定试飞包含结合起飞进行的飞越噪声测量和边线(横侧)噪声测量、结合进近下滑进行的进近(进场)噪声测量，国际上通常采用噪声-功率-距离(n-p-d)这种等效试验方法开展噪声合格审定试飞，即通过变功率和变距离试验建立飞机飞越噪声级与发动机功率和声传播距离的回归分析方程，建立n-p-d数据库，可以利用n-p-d数据库计算当前型号的噪声级，也可以用于计算衍生型号的噪声级。
3.在正常的程序中，规章要求飞机以最大起飞重量和对应的起飞功率开展飞越噪声测量，但规章也允许申请人通过符合规定的减功率起飞程序表明飞越噪声的符合性，动态减功率起飞指在保证安全的情况下，起飞爬升过程中减小发动机的功率，减小功率后仍能满足适航规章和性能的要求，也叫灵活功率起飞。由于在减功率过程中，飞机的姿态和与噪声相关的功率等参数不是稳态数据，不能使用规章规定的常规试验程序直接获得减功率飞越噪声级，需要使用n-p-d这种等效试验程序进行试验和计算分析。


技术实现要素：

4.本发明的目的是：扩展n-p-d数据库功能，通过构建基于等时间间隔纯音修正感觉噪声级(pnltr)历程来计算减功率飞越噪声级的方法，解决了喷气式民机动态减功率飞越噪声等效计算问题。
5.本发明具体的技术方案如下：
6.一种喷气式民机动态减功率飞越噪声等效计算方法，包括：
7.获取飞机起飞爬升过程中发动机功率从起飞功率减小到预定功率的减功率过程的基准起飞剖面；
8.获取该飞机进行民用喷气式飞机噪声合格审定试飞飞越试验得到的n-p-d数据库，以及pnlt
′‑
θ-p-d数据库；
9.基于基准起飞剖面和飞越基准测量点的位置关系，在整个试飞过程中沿时间顺序计算各时间点对应的声传播距离d；
10.将基准起飞剖面中时间点、基准发动机功率、基准声发射角、声传播距离的对应关系，依次对同一时间点的基准声发射角、基准发动机功率、声传播距离进行插值，计算每个时间点的pnlt；
11.基于所有时间点的pnlt，计算epnl。
12.将基准起飞剖面中时间点、基准发动机功率、基准声发射角、声传播距离的对应关
系，依次对同一时间点的基准声发射角、基准发动机功率、声传播距离进行插值，计算每个时间点的pnlt，包括：
13.根据声传播距离d计算出飞越基准测量点接收到相应时间点发出噪音的接收时间点；
14.将基准起飞剖面中时间点、基准发动机功率、基准声发射角、声传播距离的对应关系，转换为接收时间点、发动机功率、声发射角、声传播距离的对应关系；
15.将基准起飞剖面中接收时间点、基准发动机功率、基准声发射角、声传播距离的对应关系，依次对同一接收时间点的基准声发射角、基准发动机功率、声传播距离进行插值，计算每个时间点的pnlt。
16.对于基准起飞剖面中任一时间点，将基准起飞剖面中接收时间点、基准发动机功率、基准声发射角、声传播距离的对应关系，依次对同一接收时间点的基准声发射角、基准发动机功率、声传播距离进行插值，计算每个时间点的pnlt，包括：
17.若pnlt
′‑
θ-p-d数据库中存在该时间点的基准声发射角，则抽取该基准声发射角对应的不同声传播距离下pnlt
′‑
p矩阵；若否，则在pnlt
′‑
θ-p-d数据库中，插值出该基准声发射角对应的不同d下pnlt
′‑
p矩阵；
18.依据pnlt
′‑
p矩阵拟合不同声传播距离下的pnlt
′‑
p二次函数，将相应的基准发动机功率带入pnlt
′‑
p二次函数，得到pnlt
′
与d矩阵；
19.在pnlt
′
与d矩阵中，插值出该声传播距离对应的pnlt
′
作为该时间点的pnlt。
20.基准起飞剖面体现声学基准日飞机的起飞性能；
21.声学基准日飞机的起飞性能是根据声学基准日温度25℃(isa+10℃)、起飞构型、平均发动机性能计算获得。
22.基准起飞剖面是由起飞爬升过程中发动机功率从起飞功率减小到预定功率的减功率过程，发动机减功率过程通过发动机减功率(转速下降)试验获得。
23.民用喷气式飞机噪声合格审定试飞飞越试验采用航迹切入法，飞机事先确定的飞行航迹进行飞行试验，确保飞机到达测量点传声器上空时高度在目标高度
±
20％范围内，飞机进入航迹切入点前设置发动机功率，发动机功率为包含起飞功率和减功率的一组等差值的功率值，并在10db降区间之前保持稳定，直至本次飞越噪声测量结束。
24.n-p-d数据库以及pnlt
′‑
θ-p-d数据库的计算方法包括：
25.将试飞高度的随发动机功率p变化的飞越噪声数据调整为不同高度层的一组随发动机功率p变化的飞越噪声数据；
26.在每个高度层，通过二次回归分析计算飞越噪声级与发动机功率的回归方程，进而得到n-p-d数据库；
27.从试飞数据中提取声发射角θ，将n-p-d数据库扩展成为pnlt
′‑
θ-n1-d数据库。
28.接收时间点的计算公式为：tr＝ts+d/c；
29.tr—测量点接受飞机噪声的时间；
30.ts—飞机噪声发出的时间；
31.dr—声传播距离；
32.c—声学基准日的声速。
33.有益效果：正是在n-p-d试验程序基础上，提出一种通过构建基于等时间间隔纯音
修正感觉噪声级(pnltr)历程来计算减功率飞越噪声级的方法，解决了喷气式民机动态减功率飞越噪声等效计算问题，通过arj21-700飞机的数据进行验证，结果表明该方法能够准确计算减功率飞越噪声级。
附图说明
34.图1为典型飞越噪声测量飞行剖面示例图；
35.图2为典型的声学基准日飞机起飞剖面图；
36.图3为典型的飞越噪声n-p-d数据库示例图；
37.图4为飞越噪声pnlt
′‑
θ-n1-l)数据库图；
38.图5为随时间变化的n1和θ曲线图；
39.图6为随声发射角变化的pnltr曲线图。
具体实施方式
40.中国民用航空的快速发展给国民的生活带来了便利，但也带来了噪声污染，由于我国人口居住密度大，更加剧了民航噪声污染程度，民航局颁布ccar-36部《航空器型号和适航合格审定噪声规定》，目的就是限制民航飞机噪声，治理噪声污染，提高国民的生活质量。
41.噪声合格审定试飞包含结合起飞进行的飞越噪声测量和边线(横侧)噪声测量、结合进近下滑进行的进近(进场)噪声测量，在正常的程序中，规章要求飞机以最大起飞重量和对应的起飞功率开展飞越噪声测量，但规章也允许申请人通过符合规定的减功率起飞程序表明飞越噪声的符合性，减功率起飞指在保证安全的情况下，起飞爬升过程中减小发动机的功率，减小功率后仍能满足适航规章和性能的要求，也叫灵活功率起飞。由于在减功率过程中，飞机的姿态和与噪声相关的功率等参数不是稳态数据，不能使用规章规定的常规试验程序直接获得减功率飞越噪声级，需要使用等效程序进行试验和计算分析。
42.本发明提出一种喷气式民机动态减功率飞越噪声等效计算方法，包括：
43.步骤1：民用喷气式飞机噪声合格审定试飞飞越试验方案设计。
44.试验采用航迹切入法，飞机按照图1所示事先确定的飞行航迹进行飞行试验，确保飞机到达测量点传声器上空时高度在目标高度
±
20％范围内，飞机进入航迹切入点前设置发动机功率，功率为包含起飞功率和减功率的一组等差值的功率值，并在10db降区间之前保持稳定，直至本次飞越噪声测量结束。
45.关键的参数包括：发动机功率、飞机飞越测量点上空的高度；
46.步骤2：确定声学基准日飞机的起飞性能数据
47.声学基准日飞机的起飞性能是根据声学基准日温度25℃(isa+10℃)、起飞构型、平均发动机性能计算获得。基准起飞剖面包括起飞爬升过程中发动机功率从起飞功率减小到预定功率的减功率过程，发动机减功率过程通过发动机减功率(转速下降)试验获得，典型的飞机起飞剖面如图2所示。
48.关键的参数包括：与时间对应的距刹车点距离、离地高度、空速、地速、真空速、修正的n1转速、爬升角、迎角等参数；
49.步骤3：利用试飞数据建立n-p-d数据库并扩展至pnlt
′‑
θ-p-d数据库。
50.将测量得到的随功率p(使用n1转速表征)变化的一组(m个转速)飞越噪声数据调整至一组(n个高度)等间隔的高度层上，高度范围应覆盖声学基准日飞机起飞剖面中距离松刹车点6500m时的高度，这样就获得了m
×
n个数据样本，在每个高度层，通过二次回归分析计算飞越噪声级与n1转速的回归方程，进而得到n-p-d数据库，如图3所示。m
×
n矩阵上的任何一个n(有效感觉噪声级epnl)是由随时间变化的纯音修正感觉噪声级pnlt
′
计算而来，影响pnlt的参数除了距离d、功率p外，还包括随时间变化的声发射角θ参数，从试飞数据中提取声发射角θ参数，将n-p-d数据库扩展成为pnlt
′‑
θ-n1-d数据库，如图4所示，其中d为声传播距离。
51.步骤4：计算声学基准日飞机起飞剖面的n1r、θr和dr
52.利用声学基准日飞机起飞剖面与飞越基准测量点(距起飞滑跑点6500m，高度1.2m)的几何关系计算声传播距离d，利用声学基准日的声速和公式(1)计算在基准测量点接收到飞机噪声的时间tr，提取随0.5s间隔tr时间变化的n1r、θr和dr数据，必要时插值。
53.tr(i)＝ts(i)+d(i)/c
………………………
(1)
54.式中：tr(i)——测量点接受飞机噪声的时间，s；
55.ts(i)——飞机噪声发出的时间，s；
56.dr(i)——声传播距离，m；
57.i——基准航迹数据的编号；
58.c——声学基准日的声速，m/s。
59.步骤5：插值计算与0.5s时间间隔对应的pnltr，计算epnlr
60.pnltr此时被视为θ、n1和d的函数，依次插值得到与[θr(i)，n1r(i)，dr(i)]对应的pnltr(i)值并计算10db降区间，最后使用公式(2)计算减推力飞越噪声级epnlr，其中平均时间δt(i)r为0.5s。
[0061][0062]
计算步骤如下：
[0063]
a)步骤1，使用n-p-d法开展噪声合格审定试飞；
[0064]
b)步骤2，按照适航条例规定的方法计算每个试验点的epnl，使用二次多项式拟合方法建立epnl与发动机功率的回归方程，扩展至多个高度建立n-p-d数据库；
[0065]
c)步骤3，提取与时间对应的pnlt
′
、声发射角、发动机功率、传声距离等参数，扩展建立pnlt
′‑
θ-n1-d数据库；
[0066]
d)步骤4，计算声学基准日的与0.5s等时间间隔对应的声发生角、传声距离、n1转速等数据；
[0067]
e)步骤5，依次进行θ，n1，d插值得到与[θr(i)，n1r(i)，dr(i)]对应的pnltr(i)值，计算10db降区间、计算审定噪声级及置信区间；
[0068]
f)步骤6：计算每一种减功率起飞方案的噪声级epnl，将最小值作为审定噪声级。
[0069]
g)由于在减功率过程中，飞机的姿态和与噪声相关的功率等参数不是稳态数据，不能使用规章规定的常规试验程序直接获得减功率飞越噪声级，动态减功率飞越噪声等效计算方法可以在不进行按照减功率起飞程序真实飞行的条件下开展减推力起飞噪声级计算；
[0070]
h)n-p-d飞行试验方法是目前国际通用的试验方法，灵活高效是它的特性，同时也可以为衍生型号提供数据支撑，本专利提出的一种喷气式民机动态减功率飞越噪声等效计算方法就是在这种试验方法的基础上拓展而来，但不会增加额外的试验成本；
[0071]
i)对于在任意高度开始减功率起飞的灵活减功率起飞程序，本专利提出的基于等时间间隔纯音修正感觉噪声级(pnltr)历程构建方法都可以使用。