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1、 商用航空发动机安静飞行的“高保真听筒”为了减少飞机在飞行过程中产生的噪音，设计一款低噪声发动机成为当务之急精度声传播计算软件在低噪声发动机中充当“高保真听筒”角色，对于发动机的降噪设计具有重要意义。有过乘飞机经历或在机场附近生活与工作的人们，或许都会对飞行噪声疾首蹙额，它不仅扰乱生活秩序，还会损害身心健康商用航空发动机噪声可谓飞行噪声的“罪魁祸首”，因此，低噪声发动机的研发迫在眉睫。在燃油经济性、结构完整性与绿色排放等约束条件下设计低噪声发动机是一项极其复杂的系统工程，其中，扮演着“听筒”角色的高精度声传播计算软件对于发动机的降噪设计具有不可替代的意义。中国航发商用航空发动机有限责任公司（以
2、下简称“中国航发商发”）成立于2009 年，以提供商用大涵道比涡扇发动机系列产品及相应服务为使命，以成为商用航空发动机全球主制造商之一为愿景，构建商用航空发动机的总体集成与产品取证能力、供应链全面管控能力、市场营销与客户服务能力、产业市场化整合资源能力、产业国际化运作管理能力。中国航发商发的首款立项产品“面向国产大飞机 C919 的发动机 CJ-1000A”是一型双轴大涵道比直驱涡扇发动机，由一级风扇、三级增压级、十级高压压气机、单环形燃烧室、两级高压涡轮及七级低压涡轮组成，采用全三维气动热力设计、贫油预混燃烧、主动间隙控制等技术，以及宽弦长空心风扇叶片、整体叶盘、单晶、粉末冶金等材料工艺。针
3、对发动机低噪声设计的技术有掠形/倾斜出口导叶、斜嵌进气口、风扇叶片尾流管理、可变面积喷口、声衬布置、对转/变叶距风扇、外涵气流偏转器、压电致动器主动控制、超高涵道比、多瓣式/锯齿形/小突片喷管、气流屏蔽等。这 些技术在发动机上的降噪效果，需要高精度的声传播计算软件进行高保真度的诊断、评估与确认，就像医生拿着听诊器观察患者的身体状况。然而，研发和制作发动机的“听筒”本身就是一项复杂的数理工程，中国航发商发自主研发的民用航空发动机声传播计算软件融合了声学、流体力学、热力学、数值计算、计算流体动力学、并行计算等多学科特征，面向适航工程，兼具高精度、高分辨率与强稳定性等优点。面向适航工程 在进行民用输
4、运前，商用飞机与发动机均需进行适航取证，其中机载软件与设计软件也需通过严苛的适航鉴定，这是普通计算机辅助设计商业软件所不具备的特征。国际民航组织制定的民用航空噪声适航法规是国际民航公约 附件 16环境保护第一卷航空器噪声，中国对应的法律是中国民用航空规章中的环境保护规章第 36 部航空器型号和适航合格审定噪声规定。亚音速喷气式飞机噪声鉴定规章可接受的三种符合性验证程序分别是等效飞行验证程序、等效分析程序和基于发动机静态远场噪声试验的等效映射程序。等效飞行验证程序一般应用于新型飞机和发动机研制过程中第一次开展噪声适航符合性验证的情况，减少了飞行试验过程中的起飞、降落次数，通过在合适的飞行高度切入
5、预设的目标基准航迹，获得中国法律要求的飞机级适航噪声水平。等效分析程序适用于已经完成等效飞行验证程序的飞机。已经通过飞行试验得到的飞机噪声和性能数据，其型号更改设计的噪声适航符合性验证可以根据已获得的噪声-功率-距离曲线和修改后的飞机发动机性能参数，通过等效分析方法判断型号声学更改设计引起的飞机级噪声水平变化。基于发动机静态远场噪声试验的等效映射程序适用于已经完成初始噪声适航飞行验证的设计基线飞机，它是在开展衍生型发动机设计或动力装置声学更改的情况下，所采用的官方认可的等效验证程序。中国航发商发自主研发的民用航空发动机声传播计算软件，满足飞机与发动机在不同适航取证阶段的需求，充分考虑了发动机所
6、有运行工况下的声学场景，从运行场景中分解出相互独立的过程与用例，并对设计与适航需求进行了确认。需求收集、分析、评审与确认的全流程按照国际软件能力成熟度模型集成标准进行，形成了完整的声传播计算功能需求与非功能需求。在软件测试的准备方面，结合适航过程特点，部署起飞、边线和降落等运行工况的算例，对关键测点进行详细验证。航空发动机声传播计算软件方案设计的架构基本覆盖设计与适航需求条目，详细设计并充分细化了各模块、各环节与各接口关系，显著提升了工程软件的完整性。高精度与高分辨率 普通人耳的痛阈声压级是120 分贝，相当于 20 帕斯卡，而标准状况下的大气压是 101325 帕斯卡，这意味着声压脉动幅值比
7、平均流压力低至少四个数量级；由于计算机天然存在精度缺陷，声传播计算商业软件运行数值的误差很可能会掩盖真实的物理现象，使得声传播过程的幅值和相位均产生显著的偏差，最终得到不可分辨的污染声场或者完全错误的结果。普通声传播计算商业软件最高只能达到二阶精度，受网格类型、稳定性等限制，其无法拓展至高阶精度，这使得基于商业软件的发动机声传播计算结果准确性不高，诊断或评估出的发动机噪声频率、声压级与指向性分布与试验测量结果往往大相径庭。中国航发商发自主研发的民用航空发动机声传播计算软件采用 先进的高精度格式，可自适应调控计算精度来满足声传播计算的要求，较好地控制数值误差引起的耗散、色散与各向异性效应。对直径
8、为两米至三米的发动机短舱进气道而言，其前向辐射噪声主要包括离散单音和多重单音，具有频率特征明显的特点，来源有风扇自噪声、转-静干涉噪声和短舱-风扇干涉噪声。风扇自噪声是由于风扇对其表面流体的位移和力效应，其频率为转子旋转频率与风扇叶片数乘积的整数倍；当叶顶出现超音速时，会激发出多重单音，此时频率变为转子旋转频率的整数倍。转-静干涉噪声由周向均匀旋流与下游导叶干涉作用、叶片平均尾迹与下游导叶干涉作用构成，该部分频率噪声的模态分解满足管道模态关系。短舱-风扇干涉噪声源自进气道与风扇的干涉作用，会引起1 的周向模态。在进气道声波单位波长内配置十个自由度的情况下，声传播计算网格将达到亿级，这对计算资源
9、要求很高，而且计算周期较长不利于降噪优化设计，基于自主研发的民用航空发动机声传播计算软件利用高精度的优势，显著降低了单位波长内的自由度，从而极大减少了计算资源的需求与计算耗时。强稳定性 对于发动机内、外涵噪声传播过程的计算，由于喷流、外涵道流与大气形成的剪切层强梯度作用，基于线性化方程的脉动解会在舷尾缘诱发开尔文-亥姆霍兹不稳定波，使得计算过程发散，该现象在商业软件中难以避免。基于自主研发的民用航空发动机声传播计算软件，可以深入剖析诱发不稳定性的物理本质，采用不稳定波局部自适应的控制方程关键项处理方法来实现声传播计算过程的稳定性与准确性；对于声衬或边界微振动的频域阻抗转换至时域时无法保持被动与
10、因果特性，造成时域推进求解失稳的问题，可以采用纯数值变换与物理启发相 结合的宽频时域阻抗模型得以解决。针对风扇与外涵导叶间的声衬优化设计问题，由于周向旋流的径向分布特征，管道模态分布复杂，且基于特征值的无反射入口边界不适用于大展径比叶片，具有零耗散性质时空离散格式，可以较好地控制声波传播的幅值误差，但长时间推进求解过程中累积的色散误差会使局部发生高频振荡而失稳。采用滤波或弱人工黏性，可以较好地解决该问题，但如何获得兼顾求解精度与计算自由度的最优各项同性时空离散格式，仍是难点。具有管道模态特征的无反射边界条件在小展径比涵道条件下，可以较好地去除进口/出口处的伪反射波，但在大展径比涵道和径向非均匀
11、分布的周向旋流条件下，管道模态分布复杂，无反射边界控制方程会出现矩阵不可逆现象，从而诱发计算不稳定性。基于自主研发的民用航空发动机声传播计算软件，可以通过一系列先进措施，克服上述痛点与难点：针对线性化动量方程中的脉动速度对流项、背景流涡量与脉动速度干涉项、脉动涡量与背景流速度干涉项、脉动胀量梯度项与脉动螺旋量项，分别进行局部自适应修正，基于无法兰管道和模型短舱双涵道喷流声传播算例，考查不同涡波与声波相互作用项对解的影响，再以计算值与参考值之差为目标函数，对局部自适应修正系数进行优化。构建复杂周向旋流与大展向叶高下的管道模态，利用波传播群速度对模态进行筛选和过滤，在此基础上选取入射分量和反射分量，并基于色散关系重构入口处的无反射边界条件，同时在无反射方程中引入对角占优分量，使得该方程恒可逆。最后，基于环管和模型外涵道声传播算例进行测试验证。可以看出，自主研发的民用航空发动机声传播计算软件在稳定性上显著优于声传播计算商业软件。在核心软件国产化的时代背景下，面向适航工程，兼具高精度、高分辨率与 强稳定性的航空发动机声传播计算软件将更好地扮演“高保真听筒”角色，助力商用航空发动机的低噪声设计，保障飞机安静飞行。