普信®声学院：飞机机舱振动声学评估和优化『系统工程框架』。
基于模型的系统工程（MBSE）和多学科设计优化（MDO）等概念越来越多地用于复杂产品的设计。为了描述新的创新机舱设计及其与其他飞机部件的相互关系，人们采用了MBSE方法。此外，MDO方法在基于模型的描述的基础上实现了整体设计优化。为了促进不同学科的数值工具之间的数据和参数的有效交换，需要一个中间数据模型。这样的中间数据模型在本研究中用于评估机舱振动和声学。本文提出了一种用于评估机舱噪声的整体框架，该框架旨在为进一步优化飞机内部噪声奠定基础。使用以模型为中心的数据交换可以将不同的系统模型一致地集成到一个完全自动化的工作流程中。系统模型代表了不同声学学科的经验、分析和数值评估。该方法的总体目标是增强流程并开发新工具，以促进不同合作伙伴从事飞机舱室声学评估的工作环境的建立。
客舱声学系统工程
当前的飞机设计对于在不同的开发阶段和具有不同要求的各个学科上交换大量数据的需求日益增长，某一个学科的变化会极大地影响其他学科，这些关系通常难以捉摸，而且无法确定。此外，相关合作伙伴还使用许多不同的软件和工具来进行个别分析，这可能导致不兼容、信息丢失或冗余数据的内存密集型传输。
这些挑战在机舱声学领域尤为明显。当二级结构的供应商（例如衬板和天花板或顶棚）改变结构类型或材料时，需要大量的手动操作，以将这些改变纳入用于计算噪声传递到飞机机舱的数字模型中，然后可以规定（声学）特性的某些要求以优化设计可能会导致供应商不一定能理解的说明，这是由于所涉及的所有合作伙伴都缺乏共同语言。同样，机舱噪声的评估涉及许多大量异质数据的学科。通常使用确定性方法（例如有限元方法FEM）评估进入舱内的噪音。但是，许多噪声源本质上是随机的，需要与确定性方法结合使用。由于越来越多的使用模型降阶技术，这变得更加复杂，模型降阶技术描述了在降维的某些（模态或波数）空间中投射的系统动力学。
另外，降噪处理的设计和评估需要在全面框架内进行。在此，在隔离状态下优化了对旋开式转子（CROR）发动机叶片设计的降噪效果，从而在声压级超过35 dB的基本叶片通过频率下实现了音调降噪。在安装状态下，即通过考虑航空振动声学安装效果，该降噪效果已降低到约2 dB。
作者提出了一种使用基于模型的程序来应对这些挑战的方法，用于评估机舱（振动）声学。二级结构的几何形状和质量以及二级腔体体积的学科模型是从中间数据模型中得出的。系统模型相互关联，以优化有关多个学科的设计。这项研究通过包括描述飞行中噪声源的系统模型扩展了该方法。这就是湍流边界层（TBL）的自噪声以及发动机射流的随机混合噪声。由于后者也与湍流的剪切层相互作用，因此选择简化模型来对散射和折射效应进行解析建模。
机舱噪声的评估和优化需要整合众多学科和能力。这些能力通常分布在不同的专家、部门甚至公司和供应商之间。这就需要从基本任务定义到不同的噪声源到噪声接收端（乘客）的完全集成的飞机设计过程。图1给出了多学科设计优化（MDO）方法的顺序计划，这样通过中间数据模型耦合分布式能力来描绘以模型为中心的评估过程。集中式优化过程跟踪给定分析的需求和目标，并在参数设计空间内迭代性能。通过去耦可以在整个优化过程中获得高度的灵活性，这是因为可以在不手动修改整个过程的情况下研究较大的更改。
图1：多学科设计优化的示例性序列计划。
评估框架
本节介绍了以“Acoustic Flight-LAB Demonstrator飞行声学实验演示器”作为测试装置以及体现其在整体评估框架中的基于模型的描述。描述不同噪声源以及评估过程的系统模型，评估程序结合了针对给定任务巡航条件的发动机预设计、喷气混合噪声以及湍流边界层产生的噪声的后续评估。在声学传输模型中也解决了喷射噪声与边界层的相互作用。声振模型产生了不同的噪声激励，后一种激励的执行完成了评估程序。
飞行声学实验演示器
测试装置是位于汉堡应用航空研究中心（ZAL）的测试环境中的Acoustic Flight-LAB演示器，如图2所示。长度为8.5米、直径约为4米的部分机身，以铝制短程窄体客机为基础。演示器的地板既可用于客舱，也可用于货舱。地板通过横梁和两个支柱安装到机身的每个框架位置。在机身四周用87个纵梁和纵向上的17根支架对蒙皮进行装饰。因此，它由1392个skin field组成，质量约为1400千克。
演示器安装在两个入口之间，并由四个非常柔软的空气弹簧支撑，这些空气弹簧将测试机身与支架分离，机身结构的两个末端都通过吸声器隔离。这项研究的基础是空客运营有限公司提供的主要结构的有限元（FE）模型。
系统模型
本节介绍了用于整个客舱设计过程的噪声预测的系统模型。这些模型是完全模块化的，可以随时替换工作流中较高（或较低）保真度的方法。图3给出了领域的分类，这些领域由飞机级别的系统模型描述。
图2：测试环境中的飞行声学实验演示器。
图3：飞行声学实验演示器的系统模型。
评估框架的概述在图4中以集成的RCE工作流程的形式给出。每个红色块包含一个系统模型，并且每行代表通过中间数据格式的实例进行的数据交换。作为数据交换的一种方式，使用了德国航空航天中心（DLR）开发的CPACS（通用参数飞机配置方案）数据格式。CPACS已经是飞机协作设计过程中数据交换的既定标准，它促进了跨学科以及从详细的经验方法到计算复杂的高保真度方法等各个细节层次的知识集成。每个系统模型的详细说明在下一节中给出。
图4：集成的RCE工作流程，用于机舱噪声评估。
任务模型
任务模型描述了飞机在设计点的飞行状态，在本研究中仅考虑巡航条件。马赫数、飞行水平和推力用作后续噪声预测模型的基础。还有外部流体的特性，例如温度、声速、密度等在飞行条件下进行评估并存储在中间数据格式中。
引擎型号
为了计算来自飞机发动机的辐射噪声，需要知道巡航条件下发动机设计点的参数。在这里，采用的是Brâaunling用于估算带有同轴排气喷嘴的通用涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机的发动机参数。
引擎噪音模型
作为发动机喷射混合噪声的半经验模型，使用了斯通的方法论。它描述了发动机辐射噪声的远场声压级，并描述了绝对噪声级，三分之一倍频程频段的频谱含量以及源方向性。通过利用位于发动机排气喷嘴中心线的一组方向点源，可以估算几何近场中辐射噪声的空间相关性。废气流被分为3个源区，即次级至环境剪切层、相互作用区和混合流区。这些声源的声源强度经过设计，可与Stone给出的远场结果相匹配。
边界层
关于边界层的所有知识都通过该模型实例化。湍流边界层本身就是机舱噪声的来源。但是，边界层对外部噪声源（如折射和散射）的影响也是众所周知的。边界层的厚度通过经验关系由Bies公式评估，并假设沿着湍流边界层厚度的四分之一正弦马赫数分布。
引擎噪音传递
该模型描述了从发动机噪声源到机身结构的空气传播噪声。传输路径包括沿机身向下对流的自由气流、圆柱结构周围的折射以及边界层的散射效果。在这里，采用了加夫尼的解析单极模型来对这些效应进行建模。该方法涵盖了多种基本噪声源的发动机安装效果。此外，它可以扩展并应用于音调频谱分量，例如通过使用旋转圆盘源来驱动发动机风扇。
边界层噪声
TBL撞击主机身结构的噪声由先前确定的边界层厚度评估。自动声谱密度由Cockburn＆Jolly用模型评估。噪声场的空间相关性用Corcos方法表示。这些方法用于评估统计波动参数。但是，振动声学模型的有限元表示需要确定性的输入来评估机舱噪声。为了将统计压力波动耦合到确定性振动声学模型，实施了Cholesky方法以及不相关的壁面压力平面波方法。两种方法的共同点是，在每个激励实现中都应用了随机的相位角，继而又需要对振动声学模型进行重复评估以及对多个实现进行平均。
声振模型
用于结构和空腔的网格几何模型用于求解微分方程耦合系统。网格划分和求解构成了组件机身、空隙腔、二级结构以及乘客舱的振动声学模型。为了获得对进入乘客舱的声音辐射的总体度量，声势能（APE）被用作声学舒适度的度量。只要座椅位置固定且已知，就可以计算出乘客耳朵位置的声压。
针对不同的飞行条件执行整个工作流程，评估结果在下一节中给出。
评估结果
这项研究提出了在多学科背景下对飞机机舱噪声进行整体评估的框架。可以将具有各种保真度级别的多种高度异构的工具互连。此外，评估框架可以根据设计过程进行个性化定制。在本节中将结合不同的上述系统模型来评估结果。
隔离引擎
最初的结果是通过任务、引擎以及引擎噪声模型的相互联系给出的。这导致了射流排气混合的孤立噪声预测。两种发动机配置的噪声方向性如图5所示，距离为100 m。对涡轮风扇和涡轮喷气发动机的一种通用类型进行了评估，并根据辐射角度绘制了总声压级。角度0度表示飞行方向。显而易见的是，由于产生与涡轮风扇发动机相当的推力所需的涡轮喷气发动机更高的排气速度，在几何远场中观察到更高的总声压级。涡轮风扇发动机被用作评估机舱噪音的基础。
安装引擎
对于已安装的引擎用例，要考虑其他边界层和噪声传输模型。这导致近场声压值撞击到主要结构上。
图5：不同发动机配置的总声压级方向性（距离r=100 m）。
通过将方向性噪声源放置在排气流中并适当地按比例缩放它们以匹配孤立的发动机噪声模型的上述远场水平，可以产生来自喷气机的这种声激发贡献。在几何近场中，这些源被湍流边界层折射和散射。为了评估这种屏蔽效果，引入了一种措施。在此，量SPLb1表示撞击到包括边界层效应在内的一次结构的外壳上的声压级，而SPL仅描述对流波动方程的解。只需在边界层模型中将边界层厚度设置为零即可使用噪声传输模型直接计算后者。两种解决方案都包括沿圆柱体圆周的折射效应。
图6：由于屏蔽单极源而产生的声压级差（频率f=350 Hz）。
声压级差△SPL在未折叠的机身结构上在图6中给出。机身中心线由Φ= 0 rad和Φ= πrad表示。单极源位于x = 0 m处，x的正值表示上游方向。声压级差△SPL的负值表示被湍流边界层屏蔽。特别是在上游区域，观察到大量的屏蔽，与[詹姆斯·加尼：预测由于进气风扇音调而引起的近场机身安装效果的理论方法，图6.7]密切相关。TBL将波向震源下游的圆柱体折射。与上游方向相比，源下游的屏蔽效果较小，总体屏蔽效果随频率的升高而增加。
声振模型
通过将先前定义的噪声源模型与振动声学模型互连，可以全面评估座舱噪声。此处显示的是安装的射流以及边界层激励的结果。此外，还对不同任务模型的评估过程进行了比较。
已安装的引擎激励
对安装的发动机激励进行振动声学模型评估。图7左侧以离散频率显示了激发主要机身结构的声压波动。激发场由沿机身长度对流并与边界层相互作用屏蔽的多个点源所控制。图7的右侧绘制了从主结构沿法线方向产生的振动。黑色虚线还标出了机舱地板到机身结构的附件。
图7：由于安装了射流激励，声压激励（左）和未折叠机身结构在f=125 Hz时产生的正常结构速度波动（右）。
由于喷气噪声的激发和机身振动，噪声通过机载路径（例如隔热层）和结构承载路径（例如减震器）传递到第二层结构，并将声音辐射到乘客舱中。图8绘制了由于以下原因导致乘客腔内的声压波动左侧的上述噪声源。检查了振动声学模型的传播行为，从撞击初级结构的压力波动到客舱的声压。
为了比较不同来源的噪声传输模型，将传输指数定义为平均内部压力与外部绝对平方压力之比。图8左侧为已安装的射流激发的传输指数，评估的频率与相应的线标记重合。传输指数随频率增加而增加，这表明在低频下对射流噪声激发的敏感性更高。在更高的频率分辨率下，还需要进行进一步的计算，以得出整个结构组件的共振贡献以及对内部噪声的声学传输。
图8：对于已安装的射流激励，f=125 Hz（左）和传输指数（右）下的客舱中的声压波动。
边界层激发
为了评估机舱噪声对边界层激发的影响，将任务、边界层以及边界层噪声互连起来，以产生撞击声压场。类似于喷射噪声评估，该激励场被馈送到振动声学模型以计算机舱噪声。图9左侧显示了机身蒙皮上的压力波动，TBL噪声的随机空间性质清晰可见。这些外部压力波动激发的主要机身结构的法向结构速度分量绘制在右侧。由于边界层噪声的随机波动，在整体振动模式之上会激发许多局部skin field模式。
图10绘制了由于上述噪声源而导致的客舱中产生的声压波动，右侧绘制的是公式2中定义的传输指数。可以清楚地看到，尽管外部噪声激励是随机的，即使对于TBL噪声源模型，所得的机舱噪声也具有较大的空间相关性。
图9：由于边界层的激励，在f=125 Hz时，未展开的机身结构上的声压激励（左）和所产生的正常结构速度波动（右）。
图10：边界层激发下f=125Hz（左）和传输指数（右）下的客舱声压波动。
任务模型的影响
为了演示一个完全连续和一致的数据流，比较了整个工作流程中不同任务模型的结果。它们被馈送到边界层、边界层噪声以及振动声学模型，以便比较在不同飞行条件（即飞行高度和马赫数）下进入客舱的噪声传输。图11描绘了在相同频率下计算出的两个不同巡航条件下的传输指数。在25 Hz时，最大差异约为8 dB。如果考虑到由于静压差而引起的静载荷高度依赖于飞行高度，则预计差值会更高。然而，事实表明，对于实际的机舱噪声预测，需要考虑飞行条件。同样，舱室噪声评估的框架对于不同的任务模型也证明是一致的，并且可以用作集成优化的基础。
总结
本文提出了一种用于评估和优化飞机机舱噪声的整体框架。使用以模型为中心的数据交换可以将不同的系统模型一致地集成到一个完全自动化的工作流程中。系统模型表示了对不同学科的经验，分析和数值评估，通常由该领域的相应专家执行。
图11：不同任务状态下TBL噪声的传输指标比较。
该方法促进了保真度不同的模型之间的相互联系。评估框架可以单独调整以适合所需的设计过程。因此，它是完全灵活的，并且每个模型都可以与更高或更低保真度的不同模型互换。目标保真度应适合用例和手头的设计阶段。
未来的工作和研究将集中在将其他系统模型和能力纳入评估框架中。要包括的模型示例是其他发动机噪音源，例如来自次级发动机级的风扇音调或超音速排气流中的随机冲击腔。此外，包括声学验证的振动声学系统模型和用于诸如窗户、材料、隔热材料或座椅等新技术的物理原型的验证也将引起更多关注。