一种基于外场飞机的发动机噪声测试方法
一种基于外场飞机的发动机噪声测试方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于噪声测试领域，具体涉及一种在飞机外场维修环境下的发动机噪声测 试方法。
【背景技术】
[0002] 目前噪声测量的手段有声压测量和声强测量技术。声压法：声压是最基本的声学 量，也是评价发动机噪声的最基本的量；声强法：声强是矢量，因此部件在某一方向上的声 强不易受其它声源的影响，对测量环境要求不高，测量结果也准确，且测试时间短，试验分 析费用低。其不足之处是：声压法测量中容易受背景噪声和声反射的影响，因此对测量环境 要求较高，只有在消声室或半消声室中进行测量才能得到比较满意的结果；声强法所需要 的测量仪器设备比较昂贵，对操作人员的要求也高。
【发明内容】
[0003] 本发明要解决的技术问题是，针对现有噪声测量存在的上述不足，提供了一种基 于外场飞机的发动机噪声测试方法，结合声压法和声强法对外场飞机发动机噪声进行测 量。
[0004] 本发明为解决上述技术问题所采用的技术方案是：
[0005] 一种基于外场飞机的发动机噪声测试方法，包括如下步骤：
[0006] 1)选好噪声测量工况的要求；
[0007] 2)测量点的布置；
[0008] 3)准备测量场地和搭建噪声测试系统；
[0009] 4)测量记录飞机发动机噪声的声压级倍频的频谱（A计权），然后计算出所有测量 点的总声压级；
[0010] 5)测量步骤4)中各个测量点的声压级；
[0011] 6)测量表面平均声压级；
[0012] 7)测量发动机噪声声功率级；
[0013] 8)对所测噪声进行分析。
[0014] 按上述方案，所述步骤1)中噪声测量工况的要求符合GB-1105. 3的规定。
[0015] 按上述方案，所述步骤2)测量点的位置按照GB1859-89的要求确定（在确定测量 表面和测量点位置时，假想一个包络发动机主要噪声辐射部位的最小矩形六面体作为基准 体，在确定基准体时对于发动机上辐射噪声不大的凸出部位可以不予考虑；测量表面是一 个包络发动机的不包含底面的假想矩形五面体，它与基准体的各对应面相互平行，间距为 d，通常d为lm，此发动机的尺寸为：长lOOOmmX宽680mmX高1100mm，取9个测量点进行 测量）。
[0016] 按上述方案，所述步骤3中）测量场地为飞机外场，噪声测试系统采用 BSWA-VS302N(USB)双通道升学分析仪，由传感器、分析部分和显示部分组成，传感器采用声 压传感器，它是一种声电变换器，用来信号拾取、把被测的声信号变换为电信号；分析部分 包括电荷放大器、A/D转换板（数字信号处理），用于对信号进行放大、衰减、计权、积分；显 示部分包括检波器和显示器。
[0017] 按上述方案，所述步骤4)中测量记录飞机发动机噪声的声压级倍频的频谱（A计 权）要测量和记录各个测量点的数据。
[0018] 按上述方案，所述步骤6)中测量表面平均声压级采用下式计算：
[0020] 式中，为测量表面的平均A计权声压级，Lpj、Kpj分别为测量点的A计权声压级 和背景噪声修正值，N为测量点总数。
[0021] 按上述方案，所述步骤7)中测量发动机噪声声功率级采用下式计算：
[0023] 式中乙WSA计权声功率级，K2为环境修正值，K3为环境温度和气压修正值，S为 测量表面面积，Sc!为基准面积。
[0024] 按上述方案，所述步骤8)对所测噪声进行分析具体包括：噪声的分布、负荷对发 动机噪声的影响、噪声频谱的分析。
[0025] 本发明方法是在标定工况下对发动机整机噪声的测试，测试时首先使发动机达到 3B3487 - 83规定的工作状态，发动机的油温、水温上升到正常工作时的温度，然后将发动 机稳定在标定工况下开始进行测量。
[0026] 本发明与现有技术相比具有以下有益效果：能够更为准确地测量外场飞机发动机 的噪声，为抑制外场飞机发动机噪声的研宄提供了基础。
【附图说明】
[0027] 图1 :本发明实施例中噪声测试系统示意图；
[0028] 图2 :本发明实施例中基准体、测量而位置示意图；
[0029] 图3:本发明实施例中测量而上测量点分布示意图；
[0030] 图4:本发明实施例中第5测量点的A计权1/3倍频程谱；
[0031] 图5:本发明实施例中第6测量点的A计权1/3倍频程谱；
[0032] 图6:本发明实施例中第7测量点的A计权1/3倍频程谱；
[0033] 图7:本发明实施例中第8测量点的A计权1/3倍频程谱；
[0034] 图8:本发明实施例中第9测量点的A计权1/3倍频程谱。
【具体实施方式】
[0035] 下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出。该实施例是对 某直列六缸发动机进行测试。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释 本发明，而不能理解为对发明的限制。
[0036] 参照图1所示，本发明基于外场飞机的发动机噪声测试方法中的测试系统，采用 BSWA-VS302N(USB)双通道升学分析仪，由传感器、分析部分和显示部分组成，传感器采用声 压传感器，它是一种声电变换器，用来信号拾取、把被测的声信号变换为电信号；分析部分 包括电荷放大器、A/D转换板（数字信号处理），用于对信号进行放大、衰减、计权、积分；显 示部分包括检波器和显示器。显示器多用数字显示器。
[0037] 本发明基于外场飞机的发动机噪声测试方法，使得在飞机外场噪声的测试得到了 补充，为抑制飞机噪声提供了数据基础，该方法的具体步骤为：
[0038] 一、选好噪声测量工况的要求
[0039] 在实施例中被测发动机是在标定转速、标定功率下稳定运转。其转速和功率的准 确度符合GB- 1105. 3的规定的主要参数，如表1所示：
[0040] 表 1
[0042] 二、测量点的布置
[0043] 本实施例中测量点的位置要按照GB1859-89的要求。在确定测量表面和测量点位 置时，假想一个包络发动机主要噪声辐射部位的最小矩形六面体作为基准体，在确定基准 体时对于发动机上辐射噪声不大的凸出部位可以不予考虑。测量表面是一个包络发动机的 不包含底面的假想矩形五面体，它与基准体的各对应面相互平行，间距为d。通常d为lm。 此发动机的尺寸（mm)为：1000X680XI100(长X宽X高），取9个测量点进行测量。 [0044] 9个测量点的位置分布如图2所示，图3中后侧（正视）为动力（功率）输出端： 测量点1、2、3、4为测量上表面的四个端点 ，5为其中点。6、7、8、9分别是测量面前、右、左、 后四个侧面的中点。
[0045] 三、准备测量场地和搭建噪声测试系统
[0046] 本实施例中为了减小背景噪声和反射等环境因素的影响，使试验结果更加准确可 靠，本次试验是在消声室中进行的：该消声室是精密级的半自由声场噪声试验室。其顶棚及 四周墙壁用尖劈状消声材料覆盖，地面为平整的水泥地面。背景噪声低于20dB，亦不必考虑 声波的反射。
[0047] 本实施例中测量仪器为中科院声学所的BSWA-VS302N(USB)双通道声学分析仪。 该分析系统高度集成，由声压传感器（信号拾取）、电荷放大器、（数据采集）、A/D转换板 (数字信号处理）和SpectraPlus软件（数据记录）等部分组成。其各种声学测量分析功 能都通过软件来实现，分析结果由计算机来显示、保存或打印。最高采样频率为48KHz，精度 级彡 ±〇.2dB(A)。
[0048] 四、测量记录飞机发动机噪声的声压级倍频的频谱（A计权），然后计算出所有测 量点的总声压级
[0049] 本实施例是标定工况下发动机整机噪声的测试，测试时首先使发动机达到GB3487 一 83规定的工作状态，发动机的油温、水温上升到正常工作时的温度，然后将发动机稳定 在标定工况下开始进行测量。
[0050] 测量时首先记录9个测量点处的声压级倍频程的频谱（A计权），然后计算出每个 测量点处的总声压级。如图4、5、6、7、8所示。
[0051] 五、各个测量点声压级
[0052] 经过计算后各测量点的声压级如表2所示：
[0053] 表 2
[0055]一通常采用发动机旁处lm声压级作为对发动机声压级的测量评价。通过上面数据 可知试验发动机声压级为左侧101. 2dB(A)，右侧102. 3dB(A)。
[0056] 六、测量表面平均声压级
[0057] 本实施例中计算测量面上的平均声压级采用下式计算：
[0059] 式中，fp为测量表面的平均A计权声压级，LW_、KW.分别为测量点的A计权声压级 和背景噪声修正值，单位均为dB(A);N= 9为测量点总数。由于本次噪声测量是在标准条 件下进行，故
[0060] Kpj= 0j= 1，2, 3，......，9
[0061] 通过计算可得测量表面的平均A计权声压级为rP=99.7dB(A)。
[0062] 七、测量发动机噪声声功率级
[0063] 计算声功率级的公式为：
[0065] 式中乙w为A计权声功率级，K2为环境修正值，K3为环境温度和气压修正值，单位 均为dB(A)，本实施例中K2=K3= 0 ;S为测量表面面积，若基准体长、宽、高分别为1 12、 13，测量面长、宽、高分别为U、L2、L3，由于二者相距d，则它们之间满足以下关系式
[0067] 且S=2X(L^+LA+LA) ;S。为基准面积取值为lm2。
[0068] 综上可得所测发动机噪声的声功率级为Zw=114.7dB(A)。
[0069] 八、对所测噪声进行分析
[0070] 在本实施例中根据所测数据可以对以下进行分析：
[0071] 1、噪声的分布；
[0072] 2、负荷对发动机噪声的影响；
[0073] 3、噪声频谱的分析。
[0074] 最后应当说明的是：所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实 施例。基于本申请的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造型劳动前提下所获得的 所有其他实施例，都属于本申请的保护范围。
【主权项】
1. 一种基于外场飞机的发动机噪声测试方法，其特征在于，包括如下步骤： 1) 选好噪声测量工况的要求； 2) 测量点的布置； 3) 准备测量场地和搭建噪声测试系统； 4) 测量记录飞机发动机噪声的声压级倍频的频谱，然后计算出所有测量点的总声压 级； 5) 测量步骤4)中各个测量点的声压级； 6) 测量表面平均声压级； 7) 测量发动机噪声声功率级； 8) 对所测噪声进行分析。2. 根据权利要求1所述的基于外场飞机的发动机噪声测试方法，其特征在于，所述步 骤1)中噪声测量工况的要求符合GB-1105. 3的规定。3. 根据权利要求1所述的基于外场飞机的发动机噪声测试方法，其特征在于，所述步 骤2)测量点的位置按照GB1859-89的要求确定。4. 根据权利要求1所述的基于外场飞机的发动机噪声测试方法，其特征在于，所述步 骤3中）测量场地为飞机外场，噪声测试系统采用BSWA-VS302N双通道升学分析仪，由传感 器、分析部分和显示部分组成，传感器采用声压传感器，它是一种声电变换器，用来信号拾 取、把被测的声信号变换为电信号；分析部分包括电荷放大器、A/D转换板，用于对信号进 行放大、衰减、计权、积分；显示部分包括检波器和显示器。5. 根据权利要求3所述的基于外场飞机的发动机噪声测试方法，其特征在于，所述步 骤4)中测量记录飞机发动机噪声的声压级倍频的频谱要测量和记录各个测量点的数据。6. 根据权利要求1所述的基于外场飞机的发动机噪声测试方法，其特征在于，所述步 骤6)中测量表面平均声压级采用下式计算：式中，?ρ为测量表面的平均A计权声压级，Lw_、Kw.分别为测量点的A计权声压级和背 景噪声修正值，N为测量点总数。7. 根据权利要求1所述的基于外场飞机的发动机噪声测试方法，其特征在于，所述步 骤7)中测量发动机噪声声功率级采用下式计算：式中为A计权声功率级，K2为环境修正值，K3为环境温度和气压修正值，S为测量 表面面积，Stl为基准面积。8. 根据权利要求1所述的基于外场飞机的发动机噪声测试方法，其特征在于，所述步 骤8)对所测噪声进行分析具体包括：噪声的分布、负荷对发动机噪声的影响、噪声频谱的 分析。
【专利摘要】本发明提供了一种基于外场飞机的发动机噪声测试方法，包括如下步骤：1)选好噪声测量工况的要求；2)测量点的布置；3)准备测量场地和搭建噪声测试系统；4)测量记录飞机发动机噪声的声压级倍频的频谱(A计权)，然后计算出所有测量点的总声压级；5)测量步骤4)中各个测量点的声压级；6)测量表面平均声压级；7)测量发动机噪声声功率级；8)对所测噪声进行分析。与现有技术相比，本发明能够更为准确地测量外场飞机发动机的噪声，为抑制外场飞机发动机噪声的研究提供了基础。
【IPC分类】G01H11/06
【公开号】CN104897275
【申请号】CN201510348837
【发明人】李海山, 于宝成, 刘舰维, 王春梅
【申请人】武汉工程大学
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年6月23日
【技术领域】
[0001] 本发明属于噪声测试领域，具体涉及一种在飞机外场维修环境下的发动机噪声测 试方法。
【背景技术】
[0002] 目前噪声测量的手段有声压测量和声强测量技术。声压法：声压是最基本的声学 量，也是评价发动机噪声的最基本的量；声强法：声强是矢量，因此部件在某一方向上的声 强不易受其它声源的影响，对测量环境要求不高，测量结果也准确，且测试时间短，试验分 析费用低。其不足之处是：声压法测量中容易受背景噪声和声反射的影响，因此对测量环境 要求较高，只有在消声室或半消声室中进行测量才能得到比较满意的结果；声强法所需要 的测量仪器设备比较昂贵，对操作人员的要求也高。
【发明内容】
[0003] 本发明要解决的技术问题是，针对现有噪声测量存在的上述不足，提供了一种基 于外场飞机的发动机噪声测试方法，结合声压法和声强法对外场飞机发动机噪声进行测 量。
[0004] 本发明为解决上述技术问题所采用的技术方案是：
[0005] 一种基于外场飞机的发动机噪声测试方法，包括如下步骤：
[0006] 1)选好噪声测量工况的要求；
[0007] 2)测量点的布置；
[0008] 3)准备测量场地和搭建噪声测试系统；
[0009] 4)测量记录飞机发动机噪声的声压级倍频的频谱（A计权），然后计算出所有测量 点的总声压级；
[0010] 5)测量步骤4)中各个测量点的声压级；
[0011] 6)测量表面平均声压级；
[0012] 7)测量发动机噪声声功率级；
[0013] 8)对所测噪声进行分析。
[0014] 按上述方案，所述步骤1)中噪声测量工况的要求符合GB-1105. 3的规定。
[0015] 按上述方案，所述步骤2)测量点的位置按照GB1859-89的要求确定（在确定测量 表面和测量点位置时，假想一个包络发动机主要噪声辐射部位的最小矩形六面体作为基准 体，在确定基准体时对于发动机上辐射噪声不大的凸出部位可以不予考虑；测量表面是一 个包络发动机的不包含底面的假想矩形五面体，它与基准体的各对应面相互平行，间距为 d，通常d为lm，此发动机的尺寸为：长lOOOmmX宽680mmX高1100mm，取9个测量点进行 测量）。
[0016] 按上述方案，所述步骤3中）测量场地为飞机外场，噪声测试系统采用 BSWA-VS302N(USB)双通道升学分析仪，由传感器、分析部分和显示部分组成，传感器采用声 压传感器，它是一种声电变换器，用来信号拾取、把被测的声信号变换为电信号；分析部分 包括电荷放大器、A/D转换板（数字信号处理），用于对信号进行放大、衰减、计权、积分；显 示部分包括检波器和显示器。
[0017] 按上述方案，所述步骤4)中测量记录飞机发动机噪声的声压级倍频的频谱（A计 权）要测量和记录各个测量点的数据。
[0018] 按上述方案，所述步骤6)中测量表面平均声压级采用下式计算：
[0020] 式中，为测量表面的平均A计权声压级，Lpj、Kpj分别为测量点的A计权声压级 和背景噪声修正值，N为测量点总数。
[0021] 按上述方案，所述步骤7)中测量发动机噪声声功率级采用下式计算：
[0023] 式中乙WSA计权声功率级，K2为环境修正值，K3为环境温度和气压修正值，S为 测量表面面积，Sc!为基准面积。
[0024] 按上述方案，所述步骤8)对所测噪声进行分析具体包括：噪声的分布、负荷对发 动机噪声的影响、噪声频谱的分析。
[0025] 本发明方法是在标定工况下对发动机整机噪声的测试，测试时首先使发动机达到 3B3487 - 83规定的工作状态，发动机的油温、水温上升到正常工作时的温度，然后将发动 机稳定在标定工况下开始进行测量。
[0026] 本发明与现有技术相比具有以下有益效果：能够更为准确地测量外场飞机发动机 的噪声，为抑制外场飞机发动机噪声的研宄提供了基础。
【附图说明】
[0027] 图1 :本发明实施例中噪声测试系统示意图；
[0028] 图2 :本发明实施例中基准体、测量而位置示意图；
[0029] 图3:本发明实施例中测量而上测量点分布示意图；
[0030] 图4:本发明实施例中第5测量点的A计权1/3倍频程谱；
[0031] 图5:本发明实施例中第6测量点的A计权1/3倍频程谱；
[0032] 图6:本发明实施例中第7测量点的A计权1/3倍频程谱；
[0033] 图7:本发明实施例中第8测量点的A计权1/3倍频程谱；
[0034] 图8:本发明实施例中第9测量点的A计权1/3倍频程谱。
【具体实施方式】
[0035] 下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出。该实施例是对 某直列六缸发动机进行测试。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释 本发明，而不能理解为对发明的限制。
[0036] 参照图1所示，本发明基于外场飞机的发动机噪声测试方法中的测试系统，采用 BSWA-VS302N(USB)双通道升学分析仪，由传感器、分析部分和显示部分组成，传感器采用声 压传感器，它是一种声电变换器，用来信号拾取、把被测的声信号变换为电信号；分析部分 包括电荷放大器、A/D转换板（数字信号处理），用于对信号进行放大、衰减、计权、积分；显 示部分包括检波器和显示器。显示器多用数字显示器。
[0037] 本发明基于外场飞机的发动机噪声测试方法，使得在飞机外场噪声的测试得到了 补充，为抑制飞机噪声提供了数据基础，该方法的具体步骤为：
[0038] 一、选好噪声测量工况的要求
[0039] 在实施例中被测发动机是在标定转速、标定功率下稳定运转。其转速和功率的准 确度符合GB- 1105. 3的规定的主要参数，如表1所示：
[0040] 表 1
[0042] 二、测量点的布置
[0043] 本实施例中测量点的位置要按照GB1859-89的要求。在确定测量表面和测量点位 置时，假想一个包络发动机主要噪声辐射部位的最小矩形六面体作为基准体，在确定基准 体时对于发动机上辐射噪声不大的凸出部位可以不予考虑。测量表面是一个包络发动机的 不包含底面的假想矩形五面体，它与基准体的各对应面相互平行，间距为d。通常d为lm。 此发动机的尺寸（mm)为：1000X680XI100(长X宽X高），取9个测量点进行测量。 [0044] 9个测量点的位置分布如图2所示，图3中后侧（正视）为动力（功率）输出端： 测量点1、2、3、4为测量上表面的四个端点 ，5为其中点。6、7、8、9分别是测量面前、右、左、 后四个侧面的中点。
[0045] 三、准备测量场地和搭建噪声测试系统
[0046] 本实施例中为了减小背景噪声和反射等环境因素的影响，使试验结果更加准确可 靠，本次试验是在消声室中进行的：该消声室是精密级的半自由声场噪声试验室。其顶棚及 四周墙壁用尖劈状消声材料覆盖，地面为平整的水泥地面。背景噪声低于20dB，亦不必考虑 声波的反射。
[0047] 本实施例中测量仪器为中科院声学所的BSWA-VS302N(USB)双通道声学分析仪。 该分析系统高度集成，由声压传感器（信号拾取）、电荷放大器、（数据采集）、A/D转换板 (数字信号处理）和SpectraPlus软件（数据记录）等部分组成。其各种声学测量分析功 能都通过软件来实现，分析结果由计算机来显示、保存或打印。最高采样频率为48KHz，精度 级彡 ±〇.2dB(A)。
[0048] 四、测量记录飞机发动机噪声的声压级倍频的频谱（A计权），然后计算出所有测 量点的总声压级
[0049] 本实施例是标定工况下发动机整机噪声的测试，测试时首先使发动机达到GB3487 一 83规定的工作状态，发动机的油温、水温上升到正常工作时的温度，然后将发动机稳定 在标定工况下开始进行测量。
[0050] 测量时首先记录9个测量点处的声压级倍频程的频谱（A计权），然后计算出每个 测量点处的总声压级。如图4、5、6、7、8所示。
[0051] 五、各个测量点声压级
[0052] 经过计算后各测量点的声压级如表2所示：
[0053] 表 2
[0055]一通常采用发动机旁处lm声压级作为对发动机声压级的测量评价。通过上面数据 可知试验发动机声压级为左侧101. 2dB(A)，右侧102. 3dB(A)。
[0056] 六、测量表面平均声压级
[0057] 本实施例中计算测量面上的平均声压级采用下式计算：
[0059] 式中，fp为测量表面的平均A计权声压级，LW_、KW.分别为测量点的A计权声压级 和背景噪声修正值，单位均为dB(A);N= 9为测量点总数。由于本次噪声测量是在标准条 件下进行，故
[0060] Kpj= 0j= 1，2, 3，......，9
[0061] 通过计算可得测量表面的平均A计权声压级为rP=99.7dB(A)。
[0062] 七、测量发动机噪声声功率级
[0063] 计算声功率级的公式为：
[0065] 式中乙w为A计权声功率级，K2为环境修正值，K3为环境温度和气压修正值，单位 均为dB(A)，本实施例中K2=K3= 0 ;S为测量表面面积，若基准体长、宽、高分别为1 12、 13，测量面长、宽、高分别为U、L2、L3，由于二者相距d，则它们之间满足以下关系式
[0067] 且S=2X(L^+LA+LA) ;S。为基准面积取值为lm2。
[0068] 综上可得所测发动机噪声的声功率级为Zw=114.7dB(A)。
[0069] 八、对所测噪声进行分析
[0070] 在本实施例中根据所测数据可以对以下进行分析：
[0071] 1、噪声的分布；
[0072] 2、负荷对发动机噪声的影响；
[0073] 3、噪声频谱的分析。
[0074] 最后应当说明的是：所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实 施例。基于本申请的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造型劳动前提下所获得的 所有其他实施例，都属于本申请的保护范围。
【主权项】
1. 一种基于外场飞机的发动机噪声测试方法，其特征在于，包括如下步骤： 1) 选好噪声测量工况的要求； 2) 测量点的布置； 3) 准备测量场地和搭建噪声测试系统； 4) 测量记录飞机发动机噪声的声压级倍频的频谱，然后计算出所有测量点的总声压 级； 5) 测量步骤4)中各个测量点的声压级； 6) 测量表面平均声压级； 7) 测量发动机噪声声功率级； 8) 对所测噪声进行分析。2. 根据权利要求1所述的基于外场飞机的发动机噪声测试方法，其特征在于，所述步 骤1)中噪声测量工况的要求符合GB-1105. 3的规定。3. 根据权利要求1所述的基于外场飞机的发动机噪声测试方法，其特征在于，所述步 骤2)测量点的位置按照GB1859-89的要求确定。4. 根据权利要求1所述的基于外场飞机的发动机噪声测试方法，其特征在于，所述步 骤3中）测量场地为飞机外场，噪声测试系统采用BSWA-VS302N双通道升学分析仪，由传感 器、分析部分和显示部分组成，传感器采用声压传感器，它是一种声电变换器，用来信号拾 取、把被测的声信号变换为电信号；分析部分包括电荷放大器、A/D转换板，用于对信号进 行放大、衰减、计权、积分；显示部分包括检波器和显示器。5. 根据权利要求3所述的基于外场飞机的发动机噪声测试方法，其特征在于，所述步 骤4)中测量记录飞机发动机噪声的声压级倍频的频谱要测量和记录各个测量点的数据。6. 根据权利要求1所述的基于外场飞机的发动机噪声测试方法，其特征在于，所述步 骤6)中测量表面平均声压级采用下式计算：式中，?ρ为测量表面的平均A计权声压级，Lw_、Kw.分别为测量点的A计权声压级和背 景噪声修正值，N为测量点总数。7. 根据权利要求1所述的基于外场飞机的发动机噪声测试方法，其特征在于，所述步 骤7)中测量发动机噪声声功率级采用下式计算：式中为A计权声功率级，K2为环境修正值，K3为环境温度和气压修正值，S为测量 表面面积，Stl为基准面积。8. 根据权利要求1所述的基于外场飞机的发动机噪声测试方法，其特征在于，所述步 骤8)对所测噪声进行分析具体包括：噪声的分布、负荷对发动机噪声的影响、噪声频谱的 分析。
【专利摘要】本发明提供了一种基于外场飞机的发动机噪声测试方法，包括如下步骤：1)选好噪声测量工况的要求；2)测量点的布置；3)准备测量场地和搭建噪声测试系统；4)测量记录飞机发动机噪声的声压级倍频的频谱(A计权)，然后计算出所有测量点的总声压级；5)测量步骤4)中各个测量点的声压级；6)测量表面平均声压级；7)测量发动机噪声声功率级；8)对所测噪声进行分析。与现有技术相比，本发明能够更为准确地测量外场飞机发动机的噪声，为抑制外场飞机发动机噪声的研究提供了基础。
【IPC分类】G01H11/06
【公开号】CN104897275
【申请号】CN201510348837
【发明人】李海山, 于宝成, 刘舰维, 王春梅
【申请人】武汉工程大学
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年6月23日
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