0 引言

目前，噪声问题已经成为空中交通发展最大的抑制剂之一。欧美在此方面代表了国际最先进的技术水平。NASA研究了大量包括机身和发动机在内的降噪技术。如图1所示［1］。

图1 民机噪声水平发展趋势

国际民航组织(ⅠCAO)颁发了适航审定条例ⅠCAO附件16，美国联邦航空局(FAA)颁布实施了联邦航空法规第36部，中国民用航空局也颁发了中国民航规章第36部。尽管现役的飞机符合现行的噪声标准，并可能做一些简单改进来符合未来的更高的标准，可是随着公众对噪声的容忍度越来越小，噪声适航标准的要求越来越高，需要飞机在生产设计之初就对降噪措施有一定系统化的考虑。

如今越来越多的机场也实施了噪声限制程序，如图2所示。早在1988年我国出台了国家标准《机场周围飞机噪声环境标准》，对机场周围的飞机噪声环境实施控制和管理。将先进技术和噪声优化程序运用到现实中，不仅有利于减轻民机噪声对居民影响，更能满足更多机场限制。

图2 世界范围内机场采取噪声相关的限制趋势

对于民机降噪设计，以往的方式很多，但对于平滑升力面，动力系统融合等先进技术并没有太多引用。而在适航程序降噪方面，大角度进近和减推力起飞是常用的降噪程序，利用单事件噪声级算法对其进行分析，得出结论，降噪程序效果明显，但有相应的局限性。

1 民机噪声适航符合性程序

1.1 噪声测量点［2］

图3所示为噪声适航测量点。

(1)起飞，在跑道中心线的延长线上距起飞滑跑开始点6 500 m处。

(2)进场，在跑道中心线的延长线上距跑道入口2 000 m处。

(3)边线，在与跑道中心线的延长线相平行并距该延长线450 m的边线上的一点，在该点飞机离地后的噪声级最大;但对装有3台以上涡轮喷气发动机的飞机，为了证明符合第一阶段或第二阶段(取适用者)的噪声限制，此距离必须是650 m。

图3 噪声适航测量点

1.2 噪声评定限制

将边线，起飞和进近的瞬时感觉噪声级在时间上积分，得到有效感觉噪声级(EPNL)，规定有效感觉噪声级不能超出限制值，限制值是由飞机的最大起飞重量和飞机发动机数量决定的。

1.3 标准飞行剖面

中国民用航空规章第36部中给出了飞机起飞和进场的基准剖面形状，近场剖面图如图4所示。

图4 基准起飞剖面图

即飞机在跑道上的滑跑起始点A开始滑跑至B点离地，驾驶员操纵驾驶杆使飞机机头抬升。抬升至C点时飞机以一恒定角度开始第一次爬升。飞机在D点至E点的过程为减推力爬升阶段。接下来飞机进入第二次爬升阶段，此时的爬升角可能不同于第一阶段但仍然保持恒定，直到满足噪声审定要求的点F结束。以上各阶段一起组成了飞机起飞的标准起飞航迹。

其中在跑道中心线上的几个点分别表示为:K1点是飞机噪声适航审定中规定的起飞噪声观测点，K2点是飞机起飞横侧噪声级最大位置即边线噪声观测点的投影。

2 噪声源头设计降噪

从源头上降低飞机噪声，有两个技术层面:①飞机机身噪声;②推进系统噪声。在从源头降低噪声同时，要考虑到这两个方面，并且充分考虑飞机起飞、进近以及降落的状态。

2.1 平滑升力面

在飞机飞行高度较低，攻角较大的进近过程中，倘若忽略起落架扰流引起的噪声，翼尖由于翼尖小翼的作用所产生的噪声较小。那么升力面噪声就成为最主要的机身噪声。因此在进近过程中，尽可能减少升力面引起的噪声是最有效的减小进近过程中噪声的方式。美国国家航空和宇航局兰勒研究中心研究将机翼与机身融为一体以减小升力面后缘所产生的噪声。并且将机身结构沿翼展方向分为多个部分，这样机翼有一个流线型的外缘并且可以在翼展方向在一定角度扭转。

使用经过修正的边界层和当地流量参数，每一个部分的吸力面和压力面的声压级(SPL)可以用式(1)计算［3］:

式中:δ*是吸力面或压力面的边界层厚度，L是翼展方向尾缘长度，M0是飞行马赫数，θ是极角，φ是方位角;F是基于等效厚度和雷诺数的斯特鲁哈尔数;K是基于当地雷诺数的修正参数。

2.2 动力系统融合和尾缘边界层吸入概念(BLⅠ)

动力系统融合的概念包含了整合式的发动机机翼尾缘设计，这使得分布式排气系统镶嵌在机体机构中。将发动机安装在机体内部，可以有效的减小风扇前传噪声，并且这种设计可以减轻边界层漩涡，从而减小噪声。从翼展方向的进气槽吸入空气，会使得边界层漩涡大大减少，从而从一定程度上降低了由于漩涡引起的噪声。如图5所示［4］。

文章来源：《飞机设计》 网址: http://www.fjsjzz.cn/qikandaodu/2021/0421/584.html