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0 引言
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目前，民用飞机的噪声问题备受关注，国际民航组织针对民用飞机的噪声水平制订了ICAO附件16，中国民航局也有与之对应的CCAR36部，通过这些适航条例、规章对民用飞机的噪声水平进行限制[1-2]。民用飞机的适航噪声水平也是航空公司采购飞机需要考虑的重要指标[3]。当前国内正在执行国际民航组织制定的第四阶段噪声标准，并且已经在进行第五阶段噪声标准的意见征询。第五阶段噪声标准比第四阶段噪声标准低了7 dB。这种日趋严格的噪声限制对于我国正在发展中的民用飞机事业是一项巨大的挑战。
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国内外众多学者为了降低飞机噪声做了很多研究。针对增升装置噪声、起落架噪声等飞机噪声的主要噪声源的抑制做了大量的研究[4]。部分研究成果已经在飞机上进行应用，如发动机声衬、消声短舱、V型花瓣喷嘴等。针对增升装置的降噪措施，学者们研究过尾缘锯齿[5-7]、尾钩延伸[8]、声衬[9-10]、等离子体激励[11-12]等措施，在风洞试验中都取得了较好的降噪效果。针对起落架噪声控制，提出了锯齿单元、边缘射流等降噪措施[13-15]。但是距离在飞机上进行工程应用还有一段不短的距离。
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结合民用飞机适航噪声的评定方法，决定民用飞机适航噪声水平的不仅仅是噪声源本身的噪声大小，还取决于基准条件下的民用飞机起降航迹。国内针对民用飞机的基准噪声航迹、适航噪声预测做了大量的研究[16-21]。并且，还有学者提出了优化进场噪声航迹，降低进近噪声的方案[17]。这些都表明了，在适航噪声级这一评定体系下，噪声源本身的大小不是决定民用飞机适航噪声大小的唯一因素。
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对于适航噪声而言，基准航迹的计算条件是固定的，基准航迹是飞机自身气动性能优劣的反应。可以说，在设计阶段，民用飞机的气动性能在一定程度上已经决定了飞机适航噪声的水平。本研究结合民用飞机适航噪声级评定方法，分析了民用飞机升阻比、最大升力系数的变化对民用飞机适航噪声级的影响。
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1 民机噪声适航符合性程序
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1.1 噪声测量点
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根据CCAR36部第B36.3条的规定，横侧、飞越、进场的基准噪声测量点定义如下：
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（1）横侧：该点位于与跑道中心线及其延长线相平行，距离跑道中心线450 m的边线上，飞机离地后该点的噪声级最大；
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（2）飞越：该点位于跑道中心线的延长线上，距起飞滑跑起点6 500 m处；
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（3）进场：该点位于跑道中心线的延长线上，距跑道入口2 000 m处。
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详细的位置如图1所示。
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图1 噪声适航考察点示意图
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1.2 基准航迹
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对于飞机起降过程中三个测点适航噪声级的测量，CCAR36部中对基准噪声航迹进行了明确的规定，包括计算的通用条件、起飞基准航迹要求、进场基准航迹要求。
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对民用飞机基准噪声航迹计算的通用条件，规定如下：
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1）选择海平面大气压力，101 325 Pa;
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2）国际标准大气状态+10℃，即环境温度为25℃；
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3）相对湿度70%；
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4）风速为0；
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5）跑道坡度为0。
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对飞机全推力起飞基准航迹，要求如下：
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1）计算通用条件如上；
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2）起飞滑跑起始点的飞机重量为最大起飞重量；
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3）起落架收起；
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4）增升装置构型保持在选定的卡位；
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5）全部发动机工作，保持正常起飞的推力状态；
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6）起飞阶段飞机爬升速度范围介于V2+10 kn~V2+20 kn；
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7）空调引气开，防冰引气关。
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对飞机进场基准航迹，要求如下：
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1）计算通用条件如上；
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2）进场基准航迹计算应使用最大着陆重量；
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3）起落架放下；
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4）增升装置构型选择使进场噪声最临界的构型，并保持不变；
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5）飞机进场航迹保持-3°的爬升角；
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6）飞机的速度保持为Vref+10 kn；
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7）发动机推力保持不变。
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1.3 适航噪声评定
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在飞机噪声适航审定中，采用有效感觉噪声级（简写：EPNL）作为评估对象。EPNL的计算涉及瞬时感觉噪声级的计算、频谱不规则性的修正、最大纯音感觉噪声级计算、持续时间修正、有效感觉噪声级计算5个部分。因此，EPNL的评定不仅仅是飞机本身噪声源特性（声压级大小、纯音等）的反映，还覆盖了噪声持续时间长短的综合影响。持续时间是最大纯音修正感觉噪声级10 dB降覆盖历程的时间长短，与飞机飞越测量点的航迹相关。飞机适航噪声水平的大小是飞机噪声水平与性能水平的综合体现。
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2 敏感性分析方法
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2.1 气动性能变化对起降性能敏感性分析方法
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民用飞机基准噪声航迹是飞机性能水平的直接体现，气动性能的变化对飞机起降性能有着直接的影响。本研究结合下列基准噪声航迹的计算方法，分析了民用飞机升力系数、阻力系数分别从-5%变化到+5%过程中，起降性能的敏感性影响。
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对于起飞基准噪声航迹而言，分阶段计算方法如下：
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1）地面滑跑阶段
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式中：
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dV/dt——飞机的加速度，m/s2;
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t——时间，s；
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μ——跑道摩擦系数，无量纲；
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T——发动机推力，N；
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α——攻角；
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Φr——发动机安装角；
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D——阻力，N；
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L——升力，N；
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G——重力，N。
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2）离地到安全高度
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式中：
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θ——航迹角；
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dθ/dt——爬升角变化率，°/s。
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（1）爬升阶段
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dθ/dt=0、dV/dt=0，结合公式（2）、（3）可近似计算飞机定常爬升过程中的速度V、攻角α、航迹角θ等。
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对于着陆基准噪声航迹而言，由于航迹角已经固定，因此气动性能对着陆航迹的影响主要体现在进场速度以及发动机功率上。
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2.2 气动性能变化对适航噪声敏感性分析方法
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气动性能的变化对适航噪声敏感性的影响主要体现在对基准噪声航迹的影响。为了分析气动性能变化对适航噪声敏感性的影响，本研究应用2.1节的方法，计算出不同气动性能下的基准噪声航迹，将噪声源数据输入自研的适航噪声分析工具，计算不同基准噪声航迹下的适航噪声水平。
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3 气动性能敏感性分析及结果
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3.1 起飞过程分析
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3.1.1 气动性能变化对起飞航迹影响分析
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本研究分别研究了升力系数、阻力系数变化范围-5%~+5%（间隔1%）时，起飞性能的影响，如图2和图3所示。图2（a）中，随着升力系数的增大，航迹的爬升角也越大，升力系数从95%增大到105%，爬升角增大了约0.6°；图2（b）中，随着升力系数的增大，距离地面的高度也越大；图2（c）中，随着升力系数的增大，攻角逐渐减小，升力系数从95%增大到105%，爬升角减小了约1.4°；图2（d）中，不同升力系数下，航迹上的速度差别很小，波动在0.2 m/s范围内；图2（e）中，不同升力系数下，航迹上的发动机推力也基本一致。
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图2 不同升力系数下，航迹信息对比结果
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图3（a）中，随着阻力系数的减小，航迹的爬升角也越大，阻力系数从105%减小到95%，爬升角增大了约0.3°；图3（b）中，随着阻力系数的减小，距离地面的高度也越大；图3（c）中，攻角受阻力系数的影响较小，波动在0.1°范围以内；图3（d）中，不同阻力系数下，航迹上的速度差别很小，波动在0.3 m/s范围内；图3（e）中，不同阻力系数下，航迹上的发动机推力也基本一致。
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综合上述结果，可以发现气动性能的变化对于起飞航迹上发动机的推力、飞行的速度影响较小，因此飞机的发动机噪声源和机体噪声源基本不变。对起飞航迹的爬升角、距离测量点的距离影响较大。因此，气动性能的变化对适航噪声级的影响主要是通过影响航迹，改变飞机与测量点的距离，从而影响噪声持续时间。
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图3 不同阻力系数下航迹对比结果
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3.1.2 气动性能变化对横侧噪声影响分析
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不同升力系数和阻力系数下，横侧噪声的变化量如表1所示。由于升力和阻力的变化对于航迹的影响主要体现在航迹的爬升角、即噪声源到测量点的距离。而在横侧噪声测量过程中，沿边线不同位置布置一系列的麦克风，因此虽然升阻比不同造成航迹角不同，但是到横侧麦克风的相对距离变化不大，对横侧噪声测量点的最大值影响很小。本次分析过程中，升力和阻力的变化对于发动机推力的影响很小，而发动机为横侧噪声的主要噪声源。因此，不同升力系数和阻力系数对横侧噪声基本无影响。
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表1（续）
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3.1.3 气动性能变化对飞越噪声影响分析
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飞越噪声考察点为固定在距离松刹车点6 500 m远的测量位置，因此飞越噪声考察的是飞机噪声源到飞越噪声测量点的距离。升力系数越大，航迹角越大，航迹越高，距离飞越考察点的距离越远，飞越噪声越小；阻力系数越大，航迹角越小，航迹越低，距离飞越考察点的距离越近，飞越噪声越大。升力和阻力变化对飞越噪声影响的定量分析如图4和表2所示。图中，无论是升力系数还是阻力系数，与飞越噪声的变化量拟合的关系均近似为线性。升力系数每增大1%，飞越噪声降低0.08 EPNdB；阻力系数每减小1%，飞越噪声降低0.04 EPNdB。
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图4 飞越噪声与低速气动性能的敏感性分析
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表2（续）
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根据升力系数和阻力系数从-5%变化到+5%，间隔1%的变化范围，用升阻比统一后，升阻比的变化范围是-10%~11%，每一个升阻比下的飞越噪声变化量用不同组合的均值表示。不同升阻比下的飞越噪声敏感性拟合结果如图5所示。分析结果表明，将升力系数与阻力系数的变化统一到升阻比后，升阻比每增大1%，飞越噪声降低0.06 EPNdB。
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图5 不同升阻比下飞越噪声变化结果
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3.2 着陆过程分析
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3.2.1 气动性能变化对着陆航迹影响分析
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对于着陆基准噪声航迹，规章中明确规定着陆航迹的下滑角为-3°，因此着陆航迹基本固定。最大升力系数的变化会导致进场过程中发动机推力和进场速度的变化。进场速度的计算方法如公式（4）和公式（5）所示。
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式中：
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VSR——失速速度，m/s；
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W——最大着陆重量，kg；
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ρ——大气密度，kg/m3;
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CLmax——最大升力系数，无量纲；
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S——机翼面积，m2。
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式中：
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Vref ——进场速度，m/s。
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着陆性能随最大升力系数的变化主要体现在对进场速度和发动机推力的影响，如图6所示。对本研究分析对象而言，最大升力系数（CLmax）增大1%，进场速度减小0.5%，进场的发动机推力降低0.1%。发动机推力变化较小，对速度的影响更加显著。
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图6 最大升力系数的变化对着陆性能的影响
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3.2.2 气动性能变化对进场噪声影响分析
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最大升力系数对进场噪声的影响如图7所示。由于发动机功率变化较小，因此仅考虑速度变化对进场噪声的影响。最大升力系数每增大1%，发动机推力变化0.1%，可忽略，进场速度减小0.5%，进场噪声减小0.1 EPNdB。
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图7 最大升力系数变化对着陆性能和进场噪声的影响
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4 结论
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本研究通过分析气动性能变化对基准噪声航迹的影响，结合适航噪声级评定方法，分析了气动性能变化对民用飞机适航噪声级的影响，结论如下：
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1）横侧噪声级主要与声源本身的特性相关，升阻比的变化带来的航迹变化对横侧噪声影响可忽略。
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2）飞越噪声级是声源自身特性与飞机性能的综合体现，升阻比的变化带来的航迹变化对飞越噪声有明显的影响；针对本研究的研究对象，升阻比增大1%，飞越噪声减小0.06 EPNdB。
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3）进场噪声与飞越噪声类似，也是飞机声源特性与飞机性能的综合体现，最大升力系数的变化会导致进场速度和发动机推力的变化；针对本研究的对象，最大升力系数增大1%，发动机推力的变化可忽略，进场速度降低0.5%，进场噪声减小0.1 EPNdB。
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本研究的结果可以为降低民用飞机的适航噪声级研究提供思路，除了聚焦于部件（增升装置、发动机等）噪声源本身的控制以外，还可以考虑通过飞发一体化、增升装置气动性能优化等方法提高飞机的气动性能。升阻比越大、最大升力系数越大，飞机的适航噪声级也会相应更小。
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摘要
通过分析民用飞机气动性能对适航噪声的影响，说明在民用飞机的降噪研究中，除了追求对噪声源的抑制，还可以通过民用飞机气动性能的优化提升来降低适航噪声级。对民用飞机的起飞过程，升阻比增大，起飞基准航迹的航迹角增大，到飞越测量点的距离变大。该变化对横侧噪声级影响较小，但是会降低飞越噪声级。针对本研究的飞机构型，升阻比每增大1%，飞越噪声降低0.06 EPNdB。民用飞机的着陆过程中，最大升力系数增大，着陆基准航迹的进场速度会降低，进场噪声级会降低。最大升力系数每增大1%，进场基准速度降低0.5%，进场噪声级降低0.10 EPNdB。
Abstract
The research is aimed to analyze the influence of aerodynamic performance of civil aircraft on airworthiness. It shows besides the suppression on noise source, airworthiness noise level can also be reduced by optimizing and improving the aerodynamic performance. For takeoff process of civil aircraft, with the lift-to-drag ration increasing, the flightpath angle will increase and the distance between aircraft and the flyover test point will increase too. This change has a little influence of lateral noise but it will reduce flyover noise. In the research, for every 1% increase of L/D(lift to drag ratio), the flyover noise will be reduced by 0.06 EPNdB. For the landing process of civil aircraf, with the maximum lift coefficient increasing, the reference approach airspeed will decrease, and the approach noise level will be reduced. When the maximum lift coefficient increases by 1%, the approach reference speed decreases by 0.5% and the approach noise level decreases by 0.10 EPNdB.
