CC BY
154
Том ХЬЇ
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 2010
№ 1
УДК 534.83:629.7.03
АНАЛИЗ ВИБРОАКУСТИЧЕСКИХ ПРОЦЕССОВ В ТУРБОРЕАКТИВНОМ ДВИГАТЕЛЕ И ДРУГИХ АГРЕГАТАХ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ ПО РЕЗУЛЬТАТАМ ИССЛЕДОВАНИЙ ЧАСТОТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК СИСТЕМЫ «ДВИГАТЕЛЬ — КРЕПЛЕНИЕ — ПЛАНЕР»
В. С. БАКЛАНОВ
Исследования виброакустических процессов в газовоздушном тракте и в ряде агрегатов авиационного двигателя и сравнение их с вибрационным нагружением корпуса двигателя показали значительную взаимосвязь этих процессов.
Представлена расчетная модель многосвязной системы «двигатель — крепление — планер», разработанная на основе экспериментальных исследований частотных характеристик динамических податливостей и виброакустических проводимостей корпуса двигателя и конструкции планера в местах опорных связей. Эта модель позволяет разработать ряд алгоритмов для оценки акустических процессов в газовоздушном тракте двигателей, вибрационных характеристик агрегатов силовой установки (например, плунжерных насосов) и динамического нагружения узлов крепления двигателей.
Ключевые слова: турбореактивный двигатель, степень двухконтурности, частотный спектр, вентилятор, ударные волны, вибрация, динамические усилия, структурный шум, динамическая податливость, передаточная функция.
Опыт эксплуатации самолетов нового поколения с двигателями сверхбольшой двухконтурности показал, что произошло существенное перераспределение источников шума. При значительном снижении шума струи двигатель остается основным источником шума, но теперь это шум вентилятора, причем как в передней, так и в задней полусфере.
С увеличением диаметра вентилятора концы лопаток вращаются со сверхзвуковой скоростью, генерируя ударные волны. Взаимодействие ударных волн с колесом вентилятора образует полигармонический ряд дискретных составляющих, названный «пилообразным шумом».
Результаты исследования генерирования пилообразного шума публиковались несколькими авторами, начиная с 70-х годов, с момента введения в эксплуатацию на самолётах двигателей большой двухконтурности [1—3].
Исследования. Если принимать вентилятор идеальным, включающим абсолютно идентичные лопатки в однорядном поле, частотный спектр регулярных пилообразных волн будет состоять только из энергии на гармониках частот следования лопаток. На практике лопатки имеют небольшие изменения в профиле, межлопаточном расстоянии и угле установки.
Установлено [4], что изменения в мощности ударных волн, в основном, связаны с изменениями в угле установки лопаток, и возникающие нерегулярные образования повторяются один раз за поворот вала вентилятора. В результате частотный спектр нерегулярных пилообразных компонентов состоит из длинного ряда гармоник, отстоящих друг от друга на частоту вращения вала вентилятора.
Вращающаяся система ударных волн к срезу воздухозаборника превращается в сильно нерегулярное образование, где большая часть энергии сосредоточена на гармониках вращения вала вентилятора, частоты которых ниже частоты следования лопаток [5]. Поэтому шум, излучаемый
Рис. 1. Снижение пилообразного шума в передней части салона самолета-демонстратора QTD1 с новыми звукопоглощающими панелями воздухозаборника
из воздухозаборников двигателей большой степени двухконтурности в дальнее поле и по направлению к стенке фюзеляжа, состоит из многократных тонов более низких частот, что отмечается и в спектре шума переднего пассажирского салона (рис. 1) [6].
На рис. 1 показано влияние установки звукопоглощающих панелей воздухозаборника большей площади, отмечено существенное снижение высокочастотных тонов вокруг основных гармоник на частоте следования лопаток, в то время как составляющие ниже 600 Гц практически не изменились.
Кроме облучения борта самолета воздействие ударных волн на колесо вентилятора генерирует широкий спектр вибраций вентилятора, который передается на корпус двигателя и через опорные связи (узлы крепления двигателей) распространяется по конструкции в виде структурного шума.
Пилообразный шум — это одна сторона (высокочастотная часть) ожидаемого спектра шума в гермокабине самолетов нового поколения с двигателями сверхбольшой двухконтурности. Другой стороной спектра, не показанной на рис. 1, является низкочастотная часть (0...300 Гц), куда входят роторные частоты валов двигателей и низкочастотные составляющие газовоздушного тракта.
Анализу полного спектра, включающему низкочастотную часть, была посвящена работа [7], в которой представлены спектры вибраций корпуса двигателя по переднему (рис. 2, б) и заднему (рис. 2, в) поясам креплений и спектр шума в зоне крепления двигателей (рис. 2, а).
В спектре вибраций корпуса двигателя (особенно в районе переднего пояса крепления) отмечен полигармонический ряд дискретных составляющих вокруг основных частот следования лопаток (первая и вторая гармоники), отличающихся на частоту вращения вала вентилятора:
/ = X т^К ±і) (1)
т=1...п
где / — частота дискретных составляющих; /в — частота вращения вала вентилятора; гв — число лопаток вентилятора; т — число гармоник на частоте следования лопаток, і = 0, 1, 2...к.
Рис. 2. Спектры шума и вибрации:
а — спектр шума в гермокабине (район крепления двигателя); б — спектр вибрации корпуса двигателя (передний пояс подвески);
в — спектр вибрации корпуса двигателя (задний пояс подвески)
Все составляющие вибрационного спектра, наряду с дискретными компонентами виброак-тивных агрегатов (например, плунжерных насосов), установленных на двигателях, или новых устройств в виде шевронов, внедренных в поток и дополняющих спектр вибраций корпуса, будут являться источниками структурного шума, передаваемого через узлы крепления на конструкцию планера и переизлучаемого в гермокабину.
В спектре шума гермокабины (см. рис. 2, а) наблюдается существенно прореженный (в сравнении с данными на рис. 1) ряд высокочастотных составляющих шума, но он содержит внушительный ряд компонент в нижней части спектра.
Число дискретных компонентов к вокруг частот следования лопаток двигателей сверхбольшой степени двухконтурности достигает 25 (см. рис. 1). Эти составляющие превышают шумовой фон в салоне на 10—25 дБ. Акустическое поле гермокабины претерпевает существенное изменение с применением двигателей большой двухконтурности [8].
Ударные волны вносят вклад в шум на местности и доминируют в передней части гермокабины самолета во время взлета. С развитием больших двигателей (с диаметром больше 3 м) и относительно короткими воздухозаборниками пилообразный шум стал чрезвычайно важной проблемой в большей части пассажирского салона [9].
Одна из необходимых мер борьбы с ударными волнами — снижение частоты вращения вала вентилятора — определяет тенденцию сдвига вибрационного спектра двигателя в низкочастотную область, а некоторых гармоник газовоздушного тракта — в инфразвуковую.
Уровень этих составляющих в большей степени определяется для двигателей сверхбольшой двухконтурности условиями на входе в вентилятор (возможностью генерирования аэродинамического дисбаланса). Эти составляющие будут определять спектр динамического воздействия двигателей, передаваемый через узлы крепления на конструкцию планера.
Для планера современного самолета характерно наличие нескольких десятков собственных форм колебаний в низкочастотной части спектра; взаимодействие некоторых из них с возму-
щающим воздействием силовой установки может привести к генерированию в кабинах самолетов дискретных низкочастотных составляющих шума высокого уровня.
Вибрационный спектр турбовентиляторных двигателей существенно расширяется, особенно в случае возможного применения редукторной схемы, вследствие низкой частоты вращения ротора вентилятора и низкочастотных составляющих возмущающего воздействия газовоздушного тракта двигателя, что и будет определять характер вибрационного процесса на корпусе двигателя.
Расчетная модель и ее использование. При оценке виброактивности двигателя следует учитывать условия его закрепления на основании (будь то стендовая моторная рама или планер летательного аппарата) и динамические свойства современных конструкций.
Многолетние исследования по определению динамических характеристик ряда двигателей различных степеней двухконтурности (от 1 до 5) и конструкции планера магистральных самолетов позволили существенно уточнить расчетные модели современных авиационных конструкций в диапазоне частот вращения роторов двигателей и определить тенденцию изменения динамических характеристик двигателя при увеличении его двухконтурности [10, 11].
Исследование частотных характеристик проводилось методами тестового воздействия в частотном диапазоне 10 + 1000 Гц (рис. 3) [12].
Изменением силы воздействия в несколько раз была проверена линейность исследуемых систем. Переменой мест воздействия и контроля реакции проверялось правило взаимности, которое позволяет использовать передаточные функции для контроля состояния отдельных элементов двигателя.
В ходе проведенных исследований была разработана модель многосвязной колебательной системы «двигатель — крепление — самолет», учитывающая реальные динамические свойства современных конструкций. Эти свойства характеризуются матрицей динамических податливостей корпуса двигателя и основания (в местах установки узлов крепления) и тензором передаточных функций (вибропроводимостей конструкции двигателя и основания) от точек крепления до различных элементов конструкции двигателя и планера летательного аппарата [10].
Исследование многосвязной динамической модели «двигатель — крепление — основание» проводится разделением по местам опорных связей (мест крепления двигателей) на независимые подсистемы с приложением в точках раздела реакций и составления дифференциальных уравнений, где в качестве коэффициентов пропорциональности между динамическими перемещениями и силами используются обобщенные динамические характеристики (например, динамические податливости).
а) б)
Рис. 3. Экспериментальное определение динамических характеристик:
а — исследование динамических характеристик двигателя: 1 — вибратор; 2 — датчик силы; 3 — подкос крепления двигателя; 4 — вибродатчик; 5 — двигатель; 6 — резиновые шнуры; б — исследование динамических характеристик планера: 1 — усилитель мощности; 2 — звуковой генератор; 3 — вибратор; 4 — двухканальный анализатор; 5 — двухкоординатный самописец; 6 — цифровой
магнитофон; 7 — вибродатчик; 8 — датчик силы; 9 — микрофон
С использованием комплекса реальных податливостей двигателей и самолетов, определенных экспериментально [10], были исследованы границы связанных колебаний системы «двигатель — крепление — планер», а также возможность представления системы в виде независимых вибропроводов. Показано [10], что система «двигатель — крепление — планер» в широком диапазоне частот, включающем роторные, обычно распадается на отдельные вибропроводы.
В случае динамической независимости узлов крепления двигателей уравнение для динамических сил, действующих со стороны двигателя в 7-й точке связи, можно привести к виду:
(переходная податливость) конструкции двигателя от точек к приложения возмущающих сил до
Выражения (2), (3) показывают, что уровни как динамического воздействия (нагружения подкосов крепления двигателя), так и вибрации корпуса двигателя при закреплении его, например, на самолете определяются виброактивностью двигателя и соотношением динамических податливостей корпуса двигателя и конструкции планера в местах опорных связей.
Полученные зависимости (2), (3) позволяют сделать оценку ожидаемого уровня динамических усилий в подкосах крепления двигателя и уровня вибраций корпуса двигателя как от основных источников (остаточного дисбаланса роторов двигателей, аэродинамического дисбаланса вала вентилятора), так и других виброактивных элементов и агрегатов, установленных на двигателе (например, плунжерных гидронасосов, валов привода коробки приводов), а также от возмущений в газовоздушном тракте двигателя (нестационарных процессов, вращающегося срыва, предпомпажных явлений, ударных волн, вибрационного горения в камере сгорания, процессов смешения на выхлопе) [13].
Рассматривая каждую 7-ю связь из т опорных связей двигателей с конструкцией планера как отдельный источник воздействия, определяем уровень звукового давления (уровень шума)
рп, генерируемый в какой-нибудь точке п гермокабины, как сумму звуковых давлений, возбуждаемых каждым таким источником:
ции планера от точек вибрационного воздействия двигателей (точки крепления) до мест измере-
(2)
т
характеризует виброактивность двигателя; ^ — возмущающие силы,
к=1
возникающие при работе двигателя, в различных его элементах (к); Пр^7 — вибропроводимость
/-го узла крепления; Пд, Пгс — динамические податливости двигателя и основания в месте установки 7-го узла крепления.
Уравнение для динамических перемещений хд корпуса двигателя в 7-й точке связи (крепления) можно представить в виде:
(3)
т
(4)
7=1
где Нп (/) — передаточная функция, характеризующая акустическую проводимость конструк-
ния шума; RД ин (f) — уровень динамического воздействия со стороны двигателя на конструкцию планера в 7-й точке крепления.
ь"'(/)=-С (f)+2ois (пд (f)+п; (f ))-1) —, <5)
где —Пс (f) — функция акустической проводимости конструкции планера до точки n при воздействии в точке i, дБ; Уд (f) — уровень вибраций корпуса двигателя в районе i-й точки крепления, см/с; f — частота, для которой ведется расчет, Гц; F1 (f) — уровень силы возбуждения вибратором конструкции планера при определении функции акустической проводимости, кГ.
На основе полученных характеристик были сделаны расчеты ожидаемого динамического воздействия в диапазоне эксплуатационных значений вибраций двигателя. Данные расчетов были подтверждены результатами экспериментальных замеров динамических усилий в подкосах крепления двигателей (рис. 4) [14].
На основе полученных динамических характеристик и передаточных функций по приведенным выше алгоритмам сделаны расчеты ожидаемого шума от вибрационного воздействия двигателя. Сравнение ожидаемого шума и экспериментальных данных (рис. 5) показывает не только хорошую сходимость уровня роторной гармоники вентилятора на разных режимах работы двигателя, но и указывает на возможность генерирования низкочастотных составляющих высокого уровня при эксплуатационном уровне вибрации двигателя (1 —10 мм/с) [8].
20 30 40 50 100 200 300
Частота / Гц
Рис. 4. Динамические усилия в одном из подкосов крепления двигателя:
1 — модуль податливости самолета в месте установки /-го узла крепления; 2 — модуль податливости корпуса двигателя в месте установки /-го узла крепления; 3 — модуль суммарной податливости /-й опорной связи; 4 — ожидаемый уровень динамических сил в /-м подкосе крепления при эксплуатационном уровне вибрации двигателя (о — экспериментальные данные)
S3
Рис. 5. Сравнение экспериментального и расчетного структурного шума в кабине самолета:
1, 4 — измеренные спектры шума в кабине на разных режимах работы двигателей при одинаковом уровне вибрации корпуса двигателя, ¥д = 10 мм/с; 2, 3 — расчётные данные расчетного уровня шума от вибрационного воздействия двигателей при разных уровнях вибрации корпуса, V = 10 мм/с, Уе = 1 мм/с, соответственно
Рис. 6. Снижение шума в передней части кабины в результате установки новых звукопоглощающих панелей
воздухозаборника
Это подтверждено новейшими исследованиями на самолете-демонстраторе QTD2 (В-777 с двигателями GE90-115В, степень двухконтурности которых равна 8), где низкочастотные составляющие возвышаются в общем спектре на 30—40 дБ (рис. б) [15].
Заключение. Применение двигателей большой и сверхбольшой степени двухконтурности существенно расширяет частотный спектр виброакустических процессов со сдвигом в низкочастотную область.
Алгоритмы расчетной модели, разработанные на основе многолетних исследований динамических характеристик двигателя и планера, позволяют оценить ожидаемый уровень вибрации двигателя и его элементов, а также уровень динамического воздействия на конструкцию планера и возбуждаемого им структурного шума в гермокабине.
Определение реальных динамических характеристик (типа динамической податливости и функций виброакустической проводимости) двигателя и планера должно стать необходимой технологической операцией разработки самолета, обеспечивающей решение ряда проблем как на стадии проектирования, так и в ходе многолетней эксплуатации.
ЛИТЕРАТУРА
1. P h i l p o t M. G. The buss- saw noise generated by a high duty transonic compressor //
ASME Paper, N 70-GT-54. 1970.
2. P i c k e t t G. F. Prediction of the spectral content of combination tone noise // J. Aircraft,
9, 1972.
3. Morfey C. L. and Fisher M. J. Shock-wave radiation from Supersonic ducted rotor //
The Aeronautical J. of the Royal Aeronautical Society, 74, 1970.
4. Stratford B. S. and Newby D. R. A new look at the generation of buss-saw noise // AIAA J. 77-1343, 1977.
5. M c A l p i n A. and Fisher M. On the prediction of buss- saw noise in aero-engine inlet ducts // J. of Sound and Vibration. 2001. V. 248, N 1.
6. S h i v a s h a n k a r a B. Recent advances in aircraft noise reduction and future technology needs / International Symposium: Which technologies for future aircraft noise reduction? // Proc.,
Arcachon, France, 9 —11 October, 2002.
7. Baklanov V., Zayakin A., Orlenko E., Postnov S. Expected vibroacoustical spectrum of high by-pass ratio power plant // Proc. Condition Monitoring 2005, 18th — 21st July,
King's College Cambridge.
8. Baklanov V., Zayakin A., Orlenko E., Postnov S. The calculation of structural noise in cabin for aircraft with high-by-pass ratio engines // Proc. of 11th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. — Monterey, California, May 23—25 2005.
9. Uellenberg S. Buzzsaw noise predictions for modern turbofans // AIAA-2004-3000.
10. Бакланов В. С. Динамическая модель ГТД по результатам исследования динамических податливостей корпусов двигателей / Межд. научная конференция «Двигатели XXI века». Тезисы докладов, ч. 1. — М.: ЦИАМ, 2000.
11. Baklanov V. S., Vul B. M. Vibration Isolation of Aviation power plants Taking into account real dynamic characteristics of engine and aircraft // Proc. Second International Congress on Recent Developments in Air- and Structure-Borne Sound and Vibration. — Auburn University, USA, March 4-б, 1992.
12. Агафонов В. К., Бакланов В. С., Вуль В. М., Попков В. И., Попов А. В. Исследование динамических и виброакустических характеристик самолета и двигателя методом тарированного тестирования / Доклады VIII научно-технической конференции по аэроакустике. — М.: ЦАГИ, 1990.
13. Baklanov V. S. Evaluation of Engine Health Monitoring using results of research into the dynamic flexibility of cases / Proceedings of the International Meeting «Engine Health Monitoring-93» SAE, CIAM, St Petersburg, v. 1, n. 15.
14. Бакланов В. С., Гальперин С. Б., Пемов А. В. Динамическое воздействие силовой установки на планер самолета (оценка и мера снижения) / 5-й Международный научно-технический симпозиум «Авиационные технологии XXI века». — Труды ЦАГИ, 1999.
Т. 1.
15. Nesbitt E., Jia Yu and all. Quiet technology demonstrator 2 intake liner design and validation / 12th AIAA/CEAS Aeroacoustic Conference, 8 —10 May, 200б. — Cambridge, Massachusetts.
Рукопись поступила 28/IV 2009 г.
