CC BY
377
Том XL V
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
2014
№ 2
УДК 534.83:629.735.45
КОМПЛЕКС АЛГОРИТМОВ И ПРОГРАММ ДЛЯ РАСЧЕТА ШУМА САМОЛЕТОВ НА МЕСТНОСТИ
В. Г. ДМИТРИЕВ, В. Ф. САМОХИН
Рассматривается разработанный в ЦАГИ комплекс алгоритмов и программ АЭРОШУМ, который позволяет рассчитывать уровни шума на местности реактивных и винтовых самолетов и вертолетов, а также решать акустические задачи, возникающие при оптимизации параметров воздушного судна по критерию минимального уровня шума на местности и при акустическом зонировании территории аэропорта и его окрестностей. В настоящей работе обсуждается часть комплекса, касающаяся расчета шума реактивных самолетов в контрольных точках на местности. В комплексе реализован акустический расчет самолета на трех уровнях, соответствующих различным этапам проектирования и эксплуатации самолета. Алгоритмы первого и второго уровней базируются на расчетных газодинамических характеристиках силовой установки и летно-технических характеристиках ЛА. Алгоритм третьего уровня использует результаты измерений матриц уровней шума двигателя на открытом стенде.
Ключевые слова: расчет шума самолета на местности, методы расчета шума ЛА, программный комплекс АЭРОШУМ.
ВВЕДЕНИЕ
При создании и эксплуатации гражданских воздушных судов все большее значение приобретает проблема авиационной экологии [1]: шум воздушных судов на местности и эмиссия двигателей. Ограничения на уровни шума и уровни эмиссии самолетов и двигателей оказывают влияние как на общий облик вновь проектируемого воздушного судна (ВС) [2], так и на его дальнейшую судьбу при эксплуатации в авиакомпаниях. Поэтому задача определения ожидаемых уровней шума на местности для вновь создаваемых ЛА является актуальной для всех производителей авиационной техники.
В настоящее время из публикаций известно о наличии в мире нескольких программных комплексов, предназначенных для определения уровней шума ЛА на местности. Это, в первую очередь, программный комплекс ANOPP, разработанный в NASA (Лэнгли), программный комплекс AIRBUS TSOUR и созданный в Европейском Союзе программный комплекс SOPRANO. Программный комплекс аналогичного назначения существует и в России (это — комплекс АЭРОШУМ), однако по разным причинам информация о нем практически отсутствует в открытой печати. Цель настоящей работы — восполнить этот недостаток и попытаться дать общую сравнительную оценку точности расчетного определения ожидаемых уровней шума самолета на местности.
ДМИТРИЕВ Владимир Григорьевич
член-корреспондент РАН, доктор технических наук, главный научный сотрудник ЦАГИ
т
САМОХИН Валерий Федорович
доктор технических наук, главный научный сотрудник ЦАГИ
РАСЧЕТНЫЕ МЕТОДЫ 1970-х
Развитие методов расчета шума самолетов на местности началось с появлением реактивной гражданской авиации. В России первая подобная методика была опубликована в 1968 г. [3]. В методике учитывался, в основном, доминирующий источник шума турбореактивного двигателя — реактивная струя, и приближенно, без учета спектрального состава шума, оценивалось поглощение звука в атмосфере. В эти же годы публикуются первые расчетные модели шума лопаточных машин двигателя [4, 5].
Быстрое развитие реактивной авиации в 60 — 70-х годах прошлого века и появление на самолетах ТРДД с высокой степенью двухконтурности привело к возникновению новых источников шума, таких как соосные реактивные струи, одноступенчатые вентиляторы. В исследованиях стало уделяться больше внимания моделированию шума одноступенчатого вентилятора, камеры сгорания и турбины двигателя. Поэтому уже к 1975 г. в ЦАГИ появилась новая методика расчета шума самолета на местности, в которой применялись алгоритмы расчета акустического поля сложных струйных течений типа струя в спутном потоке, соосные и кольцевые струи, струи при закритических перепадах давления на срезе сопла [3, 6 — 9], одноступенчатый вентилятор, камера сгорания и последняя ступень турбины, шум обтекания планера самолета.
По данным ИКАО (Interim Report of Subcommittee ob SST Noise Prediction Methods. ICAO Working Groupe E. 21 March 1978) в 1970-х годах в распоряжении производителей авиационной техники уже имелись достаточно подробные методики расчета шума самолета на местности (табл. 1), расчетные алгоритмы в которых являлись либо собственными разработками, либо базировались на результатах сторонних исследований.
Сравнительные расчетные данные, полученные по различным методикам, по уровням шума на местности (EPNL) сверхзвукового самолета, представленные в 1978 г. в отчете Рабочей группы «Е» ИКАО для одного из выбранных вариантов аэродинамических и газодинамических характеристик самолета и двигателя на взлетном режиме работы, приведены в табл. 2. Оценки проводились как для самолета в целом, так и для отдельных источников шума силовой установки.
Таблица 1
Модели шума источников, применяемых в методах расчета шума самолета на местности
(по состоянию на 1980 г.)
Организация Источник шума
Реактивная струя Вентилятор Камера сгорания Турбина
NASA-ANOPP АКР 876 + собственные модификации NASA TMX-71763 NASA TMX-71627 Нет утвержденного метода
SNECMA АКР 876 + собст- NASA TMX-71763 Метод SAE, GE-MATTA
венные модифи- FAA RD-74-125 FAA RD-77-4
кации
ЦАГИ Труды ЦАГИ, Полуэмпирический Полуэмпирический Полуэмпирический
№ 2000, 1979 метод метод метод
BOEING АКР 876 + собст- NASA CR-114649 Собственный Собственный
венные модифи- с учетом метода SAE метод
кации
DOUGLAS Собственный Модификация Нет Модификация
метод M.J.T. Smith and M.E. House M.J.T. Smith and K.W. Bushell
P&W АКР 876 + модификации Собственный метод Нет Собственный метод
GE АКР 876 + моди- Собственный метод Проект SAE Собственный
фикации (метод GE) метод
RR АКР 876 + моди- Модифицированный Проект SAE Собственный
фикации метод GE (метод GE) метод
Расчетные уровни шума на местности (ЕРМЬ) сверхзвукового самолета, представленные в 1978 г.
в отчете Рабочей группы «Е» ИКАО
REVIEW OF SST TRIAL ENGINE CASE: 100% POWER AT 1000 ft Altitude
Organisation EPNL PEAK PNL of SOURCE
(or method) JET SHOCK CORE FANfwds FANrwds TURBINE
NASA ANOPP 112.5 111.7 112.5 9б 99.3 100.5 —
FRANCE 112.5 111 113.5 9б.8 10б.8 91 72.5
USSR 110.8 110 101 103 102.5 89
BOEING 111.5 111.3 110 9б.5 97.5 98.5 77
McDAC 112 112 — 99 107 93 101
GE 114.5 11б 113.3 95.3 109.3 — 78
RR 113.5 109.8 113.3 101.5 100.3 97.2 88.3
P&W 112.7 112.3 — — 110.5 110.5 74.5
Можно видеть, что полученные по разным методам оценки величины EPNL сверхзвукового самолета для случая, когда основным источником шума является реактивная струя, хорошо согласуются друг с другом. Значительные расхождения расчетных данных имеют место при оценке уровней шума лопаточных машин двигателя. Наименьшее расхождение расчетных оценок уровней шума вентилятора показывают алгоритмы, применяемые в NASA, RR и ЦАГИ (USSR) в конце 1970-х годов.
ПРОГРАММНЫЕ КОМПЛЕКСЫ ANOPP, TSOUR И SOPRANO
Развитие методов расчета в последние три десятилетия шло в направлении совершенствования алгоритмов расчета лопаточных машин двигателя и алгоритмов расчета шума обтекания элементов планера самолета, уточнения методов расчета поглощения и рефракции звука в атмосфере и вблизи поверхности земли, и интерференции прямого и отраженного звука в контрольной точке на местности.
ANOPP (NASA)
В настоящее время в США для расчета шума реактивных самолетов на местности в основном используется комплекс программ ANOPP [10]. Комплекс включает в себя исходные модули расчета шума для элементов двигателя, планера самолета и примыкающие к ним алгоритмы расчета явлений, возникающих при распространении звука. В расчетных модулях реализованы [10] как полуэмпирические, так и аналитические, статистические и численные алгоритмы решения задач авиационной акустики. Полуэмпирические методы используются для моделирования источников акустического излучения в двигателе и элементов планера самолета, а также для моделирования импеданса облицовок в системах шумоглушения двигателя. Аналитический метод применяется для расчета широкополосного шума, возникающего при аэродинамическом взаимодействии статора и ротора ступени вентилятора. Статистические методы используются в алгоритмах расчета шума свободной струи и движителей планера самолета (JeNo, Je3D). Численные методы применяются для моделирования ближнего акустического поля источников излучения (метод RANS и линеаризованное уравнение Эйлера) и для моделирования процесса распространения звука в каналах двигателя.
В комплексе ANOPP для оценки пространственных и спектральных характеристик источников шума самолета и двигателя применяются в основном полуэмпирические методы, реализованные в следующих программных модулях:
HDFAN — модуль расчета матрицы уровней шума вентилятора в дальнем поле;
STNJET — модуль расчета шума матрицы уровней шума изолированной реактивной струи, истекающей из сопла без центрального тела;
TREAT — модуль расчета поглощения звуковой энергии в каналах двигателя;
GECOR — модуль расчета матрицы уровней шума камеры сгорания двигателя;
TUR — модуль расчета матрицы уровней шума последней ступени двигателя.
Краткий перечень работ, на основе которых разработаны перечисленные расчетные модули, представлен в [10]. В качестве примера на рис. 1 [11] представлены для направления излучения ф = 120° (задняя полусфера самолета) измеренный суммарный и рассчитанные по ANOPP спектры акустического излучения отдельных источников шума двигателя и самолета в целом для самолета DC10-40 с двигателями JT9D-59A на режиме захода на посадку. В эксперименте посадочная масса самолета составляла 203.5 т, режим работы двигателя соответствовал оборотам вентилятора 2530 об/мин, в мотогондолах двигателей установлены звукопоглощающие конструкции. В целом можно отметить хорошую согласованность данных по суммарным спектрам звукового давления. В области высоких частот (свыше 1000 Гц) доминирующую роль играет акустическое излучение от вентилятора двигателя в заднюю полусферу самолета. В области низких частот шумят, в основном, реактивные струи двигателей и планер самолета.
Рис. 1. Измеренный суммарный и расчетные (ЛЫОРР) третьоктавные спектры шума самолета БС10-40 с двигателями ГГ9Б-59Л на режиме захода на посадку (= 2530 об/мин,
Ф = 120°)
Сравнение расчетных и измеренных эффективных уровней воспринимаемого шума самолета (БРКЬ) в трех контрольных точках на местности проводится в работе [10]. Сравниваются расчетные данные и результаты сертификационных акустических испытаний самолета Боинг 737 (взлетная/посадочная масса — 79.09/66.4 т, двигатели — СРМ56-7Б). Результаты сравнения приведены в табл. 3, где (А)ЙМ^ = ЕРКЬбМ^ - БРКЬй4б6, ЕРША
Расхождение между расчетными и экспериментальными данными не превышает по модулю 1.3 ЕРКдБ в точках, расположенных сбоку от ВПП и под глиссадой захода на посадку. В точке под траекторией взлета величина расхождения достигает 4 ЕРКдБ, что может быть обусловлено погрешностями определения газодинамических параметров ступени вентилятора и реактивной струи при дросселированном режиме работы двигателя.
Программный комплекс ЛКОРР ориентирован на прогноз шума реактивных самолетов, в основном, традиционной аэродинамической компоновки и не обеспечивает возможность получения достоверных оценок шума самолетов нетрадиционных конфигураций [12]. При этом степень
Сравнение результатов расчета (ANOPP) и полученных при акустической сертификации уровней шума на местности самолета Боинг 737
ANOPP, EPN^ Сертификационные данные, EPN^ (Л)расч, ЕШдБ
Заход на посадку 95.6 ± 1.3 96.5 -0.9
Взлет 90.8 ± 0.2 86.8 4.0
Сбоку от ВПП 92.3 ± 0.4 93.6 -1.3
взаимного влияния источников излучения и элементов планера самолета рассматривается на уровне эмпирических или полуэмпирических моделей.
В последнее десятилетие получили развитие численные методы моделирования не только изолированных источников акустического излучения, но и взаимодействие источников между собой и с элементами планера самолета. Появилась возможность численно моделировать процессы генерации шума при обтекании механизации крыла внешним потоком воздуха, процессы формирования суммарного акустического поля самолета с учетом дифракции на элементах планера, излучения от распределенных по пространству источников, таких как шасси, предкрылки и закрылки, реактивная струя во взаимодействии с поверхностями крыла и закрылков, вентилятор двигателя и т. д. Все эти новые достижения в моделировании акустических полей отдельных источников и самолета в целом позволили сегодня существенно расширить возможности прогнозирования шума самолетов как существующих, так и перспективных компоновок и предложить дальнейшее развитие комплекса ANOPP, которое получило название ANOPP-2, общее описание содержится в работе [12].
TSOUR (AIRBUS)
Программный комплекс TSOUR разработан авиационным концерном AIRBUS и предназначен для оценки ожидаемых уровней шума самолетов на местности. Комплекс TSOUR был применен впервые после 2000 г. в европейском проекте SILENCE® [13] для оценки новых технологий снижения шума перспективных самолетов, получил развитие и прошел валидацию в процессе выполнения этой программы. Метод расчета основан на пересчете на полетные условия данных по шуму отдельных источников акустического излучения двигателя (струя, вентилятор вперед, вентилятор назад, турбина низкого давления, камера сгорания), измеренных или рассчитанных для статических условий.
Структура и основные элементы методики приведены на рис. 2. В методике пересчета акустических характеристик элементов двигателя на полетные условия учитываются следующие явления:
влияние различий в термодинамических параметрах двигателя при статических и полетных условиях на акустические характеристики отдельных источников;
влияние скорости полета на генерацию шума реактивной струей;
излучение шума элементами планера самолета (шасси и механизация крыла), методология разработана концерном AIRBUS;
эффекты распространения: моделирование сферического расхождения, атмосферное поглощение, земное отражение, распространение звука вблизи земли и эффекты движения самолета (эффект Доплера);
установочные эффекты: количество и компоновка (подкрыльевая, хвостовая и т. д.) двигателей на самолете.
Данных о точности расчетов уровней шума самолетов при использовании комплекса TSOUR в открытой печати не обнаружено, однако можно ожидать, что эта точность будет сравнима с точностью расчетных оценок с использованием комплекса ANOPP.
Рис. 2. Структура программного комплекса ТвОТЖ
SOPRANO (EU)
После 2000 г. в Европейском Союзе в процессе выполнения рамочных программ научных исследований был создан программный комплекс SOPRANO, в котором используются модели источников шума и явлений, разработанные, преимущественно, в американских исследовательских центрах (табл. 4, составлено на основе данных работы [14]).
Таблица 4
Модели шума источников, используемых в комплексе SOPRANO, по состоянию на 2009 г.
Источник шума Метод расчета Примечания
Реактивная струя SAE ARP 876-D [15] Одиночная струя Соосные струи
Газогенератор SAE ARP 876-D [15]
Вентилятор NASA TMX-71763 [1б] Метод Heidmann
Турбина FAA RD-74-125 [17]
Шум планера FAA-RD-77-29 [18] Метод M. Fink
Поглощение в атмосфере SAE ARP 866A [19]
Отражение звука поверхностью NASA TM-83199 [20] Метод Chien — Soroka
земли
Поглощение звука у земли SAE AIR 1751 [21]
Комплекс SOPRANO позволяет выполнять оценку уровней шума реактивных самолетов на местности с той же деталировкой по отдельным источникам акустического излучения двигателя и планера самолета, что и комплекс ANOPP. Данных о точности расчетов уровней шума самолетов при использовании комплекса SOPRANO в открытой печати не обнаружено, однако можно ожидать, что эта точность будет сравнима с точностью расчетных оценок с использованием комплекса ANOPP.
ПРОГРАММНЫЙ КОМПЛЕКС АЭРОШУМ
Комплекс алгоритмов и программ АЭРОШУМ позволяет рассчитывать уровни шума на местности самолетов с реактивными и винтовыми движителями и вертолетов с одиночным и соос-ными несущими винтами, а также решать акустические задачи, возникающие при оптимизации параметров воздушного судна по критерию минимального уровня шума на местности и при акустическом зонировании территории аэропорта и его окрестностей. В настоящей статье рассматривается только та часть комплекса, которая предназначена для определения ожидаемых уровней шума на местности реактивных самолетов.
Расчетные алгоритмы в комплексе АЭРОШУМ построены на основе разработанных в ЦАГИ и в зарубежных исследовательских центрах и организациях (NASA, ONERA, FAA) полуэмпирических моделей источников шума авиационного происхождения. Аналитическое моделирование акустических эффектов, возникающих при формировании суммарного акустического поля самолета и при распространении звука от летательного аппарата до поверхности земли, осуществляется на основе либо эмпирических корректирующих функций, либо с помощью существующих теоретических разработок, либо на основе опубликованных полуэмпирических моделей явления, либо с использованием стандартных баз данных.
Комплекс позволяет реализовать акустический расчет на трех уровнях (рис. 3), характеризующихся объемом и типом используемой исходной информации и точностью определения уровня шума самолета в точке на местности. На первых двух уровнях акустические характеристики источников рассчитываются с помощью полуэмпирических моделей с использованием аэрогазодинамических и геометрических характеристик самолета и его двигателей, а на третьем уровне используются суммарные по всем источникам матрицы шума, измеренные в процессе стендовых акустических испытаний двигателя.
Рис. 3. Структура программного комплекса АЭРОШУМ
На первом уровне расчет выполняется при пониженном потребном объеме исходной информации о самолете и двигателе, а для выполнения расчета на втором уровне требуется увеличенный объем исходной информации.
Помимо прогноза ожидаемых уровней шума самолета на местности в единицах EPNL, SEL, La, La экв, расчетные алгоритмы являются основой для программ, предназначенных для решения других задач авиационной экологии:
прогноз требуемой акустической эффективности системы шумоглушения для ТРДД; прогноз границ изоконтуров шума на территории и в окрестностях аэропорта; эквивалентный метод акустической сертификации самолета.
Алгоритм 2-го уровня состоит из трех частей, в первой из которых (рис. 4) формируется банк исходных данных, который включает общие параметры и летно-технические характеристики самолета, газодинамические характеристики элементов двигателя, и матрицы снижения уровней шума источников в системах шумоглушения двигателя. Во второй части расчетного алгоритма для стационарных условий и фиксированного удаления источника определяются матрицы уровней звукового давления основных источников шума одного из двигателей силовой установки самолета. Для алгоритма 2-го уровня это — вентилятор, камера сгорания, турбина, реактивная струя. В третьей части алгоритма матрицы источников шума пересчитываются в контрольную точку на местности и корректируются на влияние изменения расстояния от самолета до точки на местности, на скорость полета самолета, на число и компоновку двигателей, на экранирование излучения источников элементами планера самолета. При этом расчет осуществляется в следующей последовательности:
расчет координат самолета относительно контрольной точки на местности; расчет матрицы уровней звукового давления планера самолета;
расчет суммарной матрицы уровней звукового давления самолета, учитывающей вклад всех источников излучения;
корректировка суммарной матрицы шума самолета в контрольной точке на местности на влияние эффекта Доплера, на поглощение звука в атмосфере и вблизи поверхности земли, на интерференцию прямого и отраженного от поверхности земли звука;
расчет величины эффективного уровня воспринимаемого шума (EPNL).
Рис. 4. Структура алгоритма расчета 2-го уровня комплекса АЭРОШУМ
Модели шума источников, используемых в комплексе АЭРОШУМ по состоянию на 2010 г., перечислены в табл. 5.
Можно видеть, что в программном комплексе АЭРОШУМ для расчета шума реактивной струи, вентилятора ТРДД, для оценки уровня шума обтекания планера самолета и для оценки степени экранирования шума двигателей планером самолета используются алгоритмы, разработанные в России (табл. 5). Для расчета шума камеры сгорания и турбины, для оценки интерференции и поглощения звука вблизи поверхности земли применяются модифицированные алгоритмы американских исследовательских центров, а поглощение акустической энергии при распространении звука в стандартной атмосфере определяется по методу, изложенному в стандарте ИКАО [24].
Общая структура метода расчета в программах АЭРОШУМ следующая. Траектория полета ЛА разделяется с некоторым шагом во времени, равным I, с, на отдельные позиции, соответствующие положению самолета на траектории в различные моменты времени. Для «р» позиций самолета рассчитываются: матрица параметров траектории полета размерности [к х р] (к — число параметров полета в каждой точке траектории), матрицы отдельных источников шума полета размерности [т х р] (т = 24 — число третьоктавных полос в акустическом спектре источника) и набор корректирующих матриц размерности [т х р], учитывающих особенности формирования дальнего акустического поля самолета в целом.
Модели шума источников, используемых в комплексе АЭРОШУМ по состоянию на 2010 г.
Источник шума Метод расчета Примечания
Реактивная струя ЦАГИ, Труды № 1207 [3, 8] Одиночная струя
ЦАГИ, Труды № 2000 [6, 7] Соосные струи
ЦАГИ, ТВФ, № 7 — 8 [9] Струя с ударными волнами
Газогенератор Модифицированный Камера сгорания
метод FAA RD-74-125 [17]
Вентилятор ЦАГИ, Труды № 2133 [22] Одноступенчатый вентиля-
тор
Турбина Модифицированный Последняя ступень турбины
метод FAA RD-74-125 [17]
Шум планера ЦАГИ [23]
Поглощение в атмосфере ИКАО [24] Стандартная атмосфера
Отражение звука поверхностью NASA TM-83189 [20] метод Chien — Soroka
земли
Экранирование шума крылом ЦАГИ Метод Гюйгенса — Френеля
самолета
Поглощение звука у земли SAE AIR 175 [21]
Матрицы шума основных источников акустического излучения (вентилятор, турбина, камера сгорания и реактивная струя силовой установки, планер самолета), определяются на основе газодинамических, кинематических и геометрических характеристик двигателя и планера самолета. Эти матрицы формируют дальнее акустическое поле самолета как суперпозицию излучений от суммы изолированных источников с учетом эффектов компоновки двигателей — влияние близкорасположенных параллельных струй на шум системы струй, влияние элементов планера на экранирование акустического излучения, распространяющегося от источников по направлению к земле. С помощью корректирующих матриц размерности [m x p] учитываются эффекты и явления, имеющие место при распространении звука от самолета к точке вблизи поверхности земли.
Программный комплекс включает в себя управляющую программу GAZINT и набор подпрограмм:
STRU — расчет матрицы третьоктавных спектров широкополосного акустического излучения одиночной осесимметричной струи и нескольких близкорасположенных струй с параллельными осями, спектров излучения соосных струй с раздельным выхлопом и с общей камерой смешения, истекающих на расчетных и не расчетных режимах;
FAN — расчет матрицы третьоктавных спектров гармонического и широкополосного акустических излучений ступени вентилятора (гармонический и широкополосный спектр излучения рабочего колеса вентилятора, гармонический спектр излучения при аэродинамическом взаимодействии рабочего колеса и спрямляющего аппарата, гармонический спектр излучения ударных волн на лопатках рабочего колеса);
COMPSU — расчет матрицы третьоктавных спектров широкополосного акустического излучения камеры сгорания двигателя;
TURB — расчет матрицы третьоктавных спектров широкополосной и гармонической составляющих акустического излучения последней ступени турбины двигателя с учетом числа ступеней;
PLANER — расчет матрицы третьоктавных спектров широкополосного акустического излучения от элементов планера самолета (крыло, шасси);
ZATSLU — расчет матрицы третьоктавных спектров уменьшения уровня звукового давления при распространении звука в атмосфере и вблизи поверхности земли (классическое и молекулярное поглощение в стандартной атмосфере, влияние ветра и импеданса земной поверхности на ослабление интенсивности звука);
REFRAC — расчет матрицы разностных интерференционных спектров звукового давления в третьоктавных полосах частот (с учетом модуля комплексного коэффициента отражения сфе-
рической волны, ширины спектральной полосы частот, коэффициента когерентности для прямой и отраженной волн);
COORD, TRAEKT — расчет матрицы координат и параметров полета самолета относительно контрольной точки на местности;
PNL, DISCR, EPNL — расчет матрицы уровней воспринимаемого шума, матрицы поправок на наличие дискретных тонов в расчетных спектрах звукового давления, определение величины ожидаемого эффективного уровня воспринимаемого шума самолета на местности.
В качестве примера возможностей комплекса на рис. 5 представлено сравнение рассчитанных с помощью комплекса АЭРОШУМ (алгоритм 2-го уровня) третьоктавных спектров звукового давления как отдельных источников шума двигателя Д-36, так и суммарного спектра шума для двигателя в целом с измеренным суммарным спектром шума, полученным при испытаниях двигателя на открытом стенде. Сравнение проводится для режима работы двигателя на режиме МАХ в точке акустического поля, удаленной от двигателя на расстояние 50 м и в направлении от оси воздухозаборника — 120°.
Можно отметить в целом хорошее соответствие расчетных и экспериментальных данных.
Алгоритм 3-го уровня в комплексе АЭРОШУМ (см. рис. 3), в отличие от алгоритма 2-го уровня, базируется на результатах стендовых акустических испытаний двигателя, приведенных к условиям свободного звукового поля, и на расчетной матрице третьоктавных спектров звукового давления для акустического излучения от элементов планера самолета. Учет акустических эффектов, возникающих при формировании суммарного акустического поля самолета и при распространении звука от летательного аппарата до поверхности земли, основывается на методах, используемых в алгоритме 2-го уровня.
При этом возникают определенные трудности, обусловленные необходимостью корректного выделения в измеренной матрице шума двигателя пространственно-частотных областей, в которых доминирует акустическое излучение от различных источников. К этим областям применяются, как правило, разные методологии по учету влияния на интенсивность и направленность излучения источника скорости полета, количества и компоновки двигателей на самолете, особенностей конструкции воздухозаборных и выхлопных устройств в двигателе и т. д.
В измеренной матрице шума двигателя положение пространственных и частотных границ областей, соответствующих различным источникам излучения, зависит как от степени двухконтур-ности и размерности двигателя, так и от режима его работы. Поэтому необходимым элементом
50 100 200 500 1000 2000 5000 10 000 1 ц
Рис. 5. Измеренный суммарный и расчетные (АЭРОШУМ) третьоктавные спектры акустического излучения отдельных источников шума двигателя Д-36 (режим — МАХ; удаление — 50 м; направление от оси воздухозаборника — 120°; расчетные спектры (методика 2-го уровня)):
0 — суммарный спектр шума двигателя; 1 — вентилятор; 2 — камера сгорания; 3 — турбина; 4 — струя
алгоритма 3-го уровня является предварительный анализ акустических характеристик двигателя и формирование граничных условий, обеспечивающих плавное изменение уровня звукового давления как по частоте, так и по пространству, при переходе от частотно-пространственной области одного источника к области другого источника. В целом эта методология нашла свое отражений в рекомендациях, изложенных в Техническом руководстве ИКАО по окружающей среде [25].
Представление о точности оценки уровней шума самолета на местности по алгоритму 3-го уровня комплекса АЭРОШУМ дают приведенные ниже результаты выполненного в ЦАГИ в 2003 г. расчетного исследования уровней шума на местности самолетов типа Ил-76ТД и Ил-96-300. Расчетные уровни шума самолетов для заданных режимов работы силовых установок (СУ) определялись с привлечением регрессионного метода оценки уровней шума в каждой из трех контрольных точек на местности.
Для самолета Ил-76ТД со взлетной массой 195 т (посадочная масса — 151.5 т) рассматриваются компоновки с двумя типами двигателей в СУ: ПС-90А со взлетной тягой 16 т и ПС-90А-76 со взлетной тягой 14 т. Для самолета Ил-96-300 со взлетной массой 230 т (посадочная масса — 175 т) рассматривается компоновка с двигателем ПС-90А. Методика взлета самолетов соответствует правилам акустической сертификации ИКАО. Дросселирование тяги двигателей осуществлялось до величины, обеспечивающей самолетам продолжение набора высоты с градиентом не менее 4%. Заход на посадку осуществляется по глиссаде с углом наклона -3°.
Расчетные уровни шума на местности самолетов Ил-76ТД и Ил-96-300 при наличии в СУ серийной системы шумоглушения первого поколения, определенные для расчетных режимов работы СУ, и доверительные интервалы для уровней шума приведены, соответственно, в табл. 6 и 7. Для сравнения здесь же представлены данные сертификационных испытаний самолетов.
Таблица 6
Расчетные уровни шума на местности самолета Ил-76ТД со взлетной массой 195 т и двигателями ПС-90А и ПС-90А-76
Двигатель Контрольная точка ^(Д)расч
Сбоку от ВПП Набор высоты Заход на посадку
ПС-90А БРКЪйб6ё6 ДЕРЖ 98.55 ± 0.41 97.3 ± 0.6 +1.25 91.9 ± 0.54 91.8 ± 0.4 +0.1 101.6 ± 0.2 100.1 ± 0.5 +0.5 +1.85
ПС-90А-76 ЁРКЬб4й+ ЕРЖйбое6 ДЕРЖ 97.0 ± 0.3 98.5 -1.5 94.7 ± 0.58 94.3 +0.4 101.6 ± 0.2 100.1 ± 0.5 +0.5 -0.6
Таблица 7
Расчетные уровни шума на местности самолета Ил-96-300 со взлетной массой 230 т
и двигателями ПС-90А
Единица оценки Контрольная точка ^(Д)расч
Сбоку от ВПП Набор высоты Заход на посадку
ЕРЖб4й+, ЕРЫдБ 97.8 ± 0.4 99.1 ± 0.5 105.1 ± 0.9 —
ЕР^бйеб, ЕРКдБ 98.0 ± 0.6 97.9 ± 0.4 103.8 ± 0.2 —
(Д)б^ ЕШдБ -0.2 -1.2 +1.3 -0.1
Можно отметить, что для рассматриваемых самолетов разность между расчетным и измеренным уровнями шума в каждой из трех контрольных точек на местности ((Д)^^) не превышает по абсолютной величине значения 1.5 ЕРКдБ, а в сумме по трем контрольным точкам (е(Д)Мй^ ) — не превышает значения 2 БРКдБ.
Статистическая обработка расчетных данных по уровням шума магистральных самолетов в контрольных точках на местности показала следующее. Для широкого класса реактивных самолетов с двухконтурными двигателями степень двухконтурности которых изменяется в диапазоне m = 1 -г 6, при наличии и отсутствии систем шумоглушения в СУ вероятное среднее квадратичное отклонение результатов расчета величины EPNL с использованием программного комплекса АЭРОШУМ относительно осредненных данных летных акустических испытаний магистральных самолетов составляет: для алгоритма 1-го уровня ±2.5 EPNдБ, для алгоритма 2-го уровня ±2 ЕР^дБ, для алгоритма 3-го уровня ±1.5 ЕР^дБ.
Комплекс алгоритмов и программ АЭРОШУМ прошел широкую апробацию на практике при разработке систем шумоглушения для СУ отечественных магистральных самолетов, при акустической сертификации ЛА, при оценке акустических характеристик вновь создаваемых самолетов.
ОЦЕНКА АКУСТИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ ЭКРАНИРОВАНИЯ ШУМА СУ С ПОМОЩЬЮ КОМПЛЕКСА «АЭРОШУМ»
В соответствии с современными представлениями о конкурентно необходимом уровне акустических характеристик уровни шума на местности перспективного самолета, который появится в эксплуатации к 2020 — 2025 гг., должны соответствовать требованиям норм Главы 4 стандарта ИКАО [24] со значительным запасом в сумме по трем контрольным точкам на местности: до 25 — 35 ЕР^дБ — по планам консультативного совета ЕС по авиационно-космическим исследованиям (ACARE) [26] и до 32 ЕР^дБ — по целям национальной программы США.
Существующие технологии снижения шума на местности самолетов традиционной аэродинамической схемы, такие как совершенствование аэродинамических характеристик самолета, увеличение степени двухконтурности двигателей, повышение акустической эффективности системы шумоглушения двигательной силовой установки на основе звукопоглощающих конструкций, сегодня практически уже достигли «насыщения». Новейшие современные самолеты типа Эрбас А380 и Боинг 787 с одними из самых совершенных на сегодняшний день двигателями типа GE/PW 7270 и RR Трент 1000, эксплуатация которых началась после 2000 г., имеют запасы в снижении шума относительно норм Главы 4 стандарта ИКАО на уровне 15 — 17 ЕР^дБ.
Возможно, что некоторое дальнейшее улучшение акустических характеристик перспективных магистральных самолетов обычной аэродинамической схемы кроется в снижении интенсивности акустического излучения отдельных элементов ТРДД, однако дополнительное к существующему увеличение запаса на 10 — 20 ЕР^дБ вряд ли может быть достигнуто в рамках этих технологий. Для достижения к 2020 — 2025 гг. величины запаса в снижении шума 35 ЕР^дБ требуются, по мнению ACARE, новые (прорывные) технологии. Одним из направлений «прорывных» технологий является использование экранирования шума силовой установки планером самолета.
Рассматриваемые в настоящей работе программные комплексы по оценке ожидаемых уровней шума самолетов на местности обладают широкими возможностями в приложении к оценке ожидаемых акустических характеристик самолетов перспективных аэродинамических компоновок.
С помощью программного комплекса АЭРОШУМ в ЦАГИ было выполнено расчетное исследование эффективности снижения шума самолета на местности с помощью экранирования акустического излучения двигателей элементами планера. Были рассмотрены планеры самолетов (рис. 6), выполненные как по традиционной аэродинамической схеме (моноплан с нижним (Ту-154М) или верхним (Бе-200) расположением крыла и с расположением двигателей на пилонах под крылом или над крылом), так и по интегральной аэродинамической схеме концепции интегрирования крыла с фюзеляжем BWB (SAX-40).
Установлено, что у самолетов традиционной аэродинамической схемы с расположением двигателей в хвостовой части фюзеляжа (типа Ту-154М) снижение уровней шума на местности за счет экранирования излучения двигателей только крылом составляет до 0.7 ЕР^дБ в сумме по трем контрольным точкам на местности. Однако при этом экранирование шума двигателей
_с_ООО-
Ту-154М
Рис. 6. Схемы аэродинамической компоновки современных и возможных перспективных магистральных самолетов
фюзеляжем в точке сбоку от ВПП может достигать 4.5 EPNдБ, в зависимости от компоновки канала воздухозаборника центрального двигателя.
Значительное снижение уровней шума самолета на местности (до 13 EPNдБ в сумме по трем контрольным точкам на местности) за счет экранирования акустического излучения двигателей крылом самолета может быть получено на самолетах, выполненных по традиционной аэродинамической схеме, но при расположении двигателей над крылом (типа Бе-200).
Для самолетов с интегральной компоновкой планера типа «летающее крыло» снижение уровней шума на местности только за счет экранирования излучения двигателей, расположенных над верхней поверхностью центроплана крыла, может составлять 22 EPNдБ и выше в сумме по трем контрольным точкам на местности. Эта эффективность получена без учета возможного возрастания общего уровня шума самолета за счет вклада от излучения планера, которое для интегральной компоновки может быть значительным. Величина оценки в сильной степени зависит от акустического совершенства двигателя, от соотношения между шумностью излучения вентилятора и реактивной струи, от расположения двигателя относительно передней и задней кромок крыла и относительно поверхности крыла. Данные оценки получены для ТРДД со степенью двухконтурности 4.5 и с общей камерой смешения потоков внутреннего и наружного контуров.
Характер изменения расчетного уровня воспринимаемого шума (PNLT) в точке местности, расположенной под траекторией взлета самолета типа SAX-40, рассчитанного с учетом и без учета экранирования шума СУ крылом самолета, показан на рис. 7 для различной высоты расположения двигателей относительно верхней поверхности крыла. Для рассматриваемой компоновки двигателей на крыле самолета вблизи задней кромки крыла (рис. 6) влияние высоты расположения двигателей проявляется, в основном, в задней полусфере самолета.
Подъем двигателя относительно поверхности крыла приводит к некоторому уменьшению области дифракционной тени за экраном и к возрастанию уровня шума, источником которого является реактивная струя. Смещение двигателя вдоль хорды крыла оказывает заметное влияние на величину максимального снижения уровня воспринимаемого шума на местности. При крайне заднем положении двигателя, когда экранируется, в основном, акустическое излучение вентилятора через воздухозаборный канал, снижение величины PNLT достигает значения 15 TPNдБ, а при крайнем переднем положении двигателя, когда экранируется акустическое излучение вентилятора через выхлопной тракт и, частично, излучение вентилятора через воздухозаборный канал и излучение реактивной струи в заднюю полусферу двигателя, это снижение составляет 7.5 TPNдБ.
Рис. 7. Расчетные уровни воспринимаемого шума на местности при взлете самолета БЛХ-40 (т = 150 т) при размещении двигателей вблизи задней
кромки крыла:
1 — без учета экранирования; 2, 3, 4 — с учетом экранирования при разной высоте двигателя относительно верхней поверхности крыла)
Рис. 8. Оценка NASA возможностей снижения шума самолетов интегральной схемы с помощью перспективных технологий:
1 — базовый уровень; 2 — экранирование излучения от вентилятора; 3 — экранирование излучения от струи; 4 — активные шевроны на срезе сопла струи; SOA — компоновка современных ЛА; BWB — интегрированная компоновка типа «летающее крыло»
Оценка эффективности экранирования в снижении шума на местности самолета с интегральной компоновкой планера (22 ЕР^дБ), полученная с помощью программного комплекса АЭРОШУМ без учета шума обтекания планера, согласуется с аналогичной оценкой NASA [27] на основе комплекса ANOPP. Получено, в частности, что для рассматриваемой в [27] компоновки планера самолета суммарное по трем контрольным точкам снижение эффективного уровня воспринимаемого шума за счет экранирования излучения от двигателей составляет ~ 17 EPNдБ (рис. 8).
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Прогнозирование ожидаемых уровней шума на местности вновь создаваемых ЛА является актуальным для всех производителей авиационной техники.
Существует несколько программных комплексов, предназначенных для определения уровней шума ЛА на местности. Наиболее известные из них: программный комплекс ANOPP, разработанный в NASA (Лэнгли); программный комплекс SOPRANO, созданный в Евросоюзе; программный комплекс АЭРОШУМ, разработанный в ЦАГИ.
В расчетных модулях рассматриваемых комплексов реализованы, в основном, полуэмпирические алгоритмы решения задач авиационной акустики. Полуэмпирические методы используются как для моделирования источников акустического излучения в двигателе и элементах планера самолета, так и для моделирования акустических эффектов, возникающих при формировании суммарного акустического поля самолета и при распространении звука в атмосфере и вблизи поверхности земли.
Комплекс АЭРОШУМ позволяет реализовать акустический расчет на трех уровнях, соответствующих различным стадиям проектирования самолета и его последующей эксплуатации. На первых двух уровнях акустические характеристики источников рассчитываются с помощью полуэмпирических моделей с использованием аэрогазодинамических и геометрических характеристик самолета и его двигателей, а на третьем — используются суммарные по всем источникам матрицы шума, измеренные в процессе стендовых акустических испытаний двигателя.
Комплекс АЭРОШУМ обеспечивает необходимую для практики точность оценки уровней шума магистральных самолетов в контрольных точках на местности для широкого класса реактивных самолетов с двухконтурными двигателями, степень двухконтурности которых изменяется в диапазоне m = 1 + 6, при наличии и отсутствии систем шумоглушения в СУ. Вероятное среднее квадратичное отклонение результатов расчета величины EPNL с использованием программного комплекса АЭРОШУМ относительно осредненных данных летных акустических испытаний магистральных самолетов составляет: для алгоритма 1-го уровня ±2.5 EPNдБ, для алгоритма 2-го уровня ±2 EPNдБ, для алгоритма 3-го уровня ±1.5 EPNдБ.
Комплекс алгоритмов и программ АЭРОШУМ прошел широкую апробацию в отечественной практике при разработке систем шумоглушения для СУ магистральных самолетов, при акустической сертификации ЛА, при оценке акустических характеристик вновь создаваемых самолетов. С помощью комплекса АЭРОШУМ установлена высокая акустическая эффективность одного из возможных методов снижения шума перспективных самолетов на местности — экранирования акустического излучения силовой установки крылом самолета.
ЛИТЕРАТУРА
1. Дмитриев В. Г., Мунин А. Г., Самохин В. Ф., Чернышев С. Л. О приоритетах в гражданской авиации. ЦАГИ // Полет. 2009. № 10, с.18 — 25.
2. Дмитриев В. Г., Мунин А. Г., Самохин В. Ф. Проектирование магистрального самолета с учетом акустических ограничений. ЦАГИ // Полет. 2008. Юбилейный номер, с. 24 — 30.
3. Расчеты и измерения характеристик шума, создаваемого в дальнем звуковом поле реактивными самолетами / Под ред. Л. И. Соркина. — М.: Машиностроение, 1968, 99 с.
4. Smith M. J. T., House M. E. Internally generated noise from gas turbine engines, Measurement and Prediction // J. of Engineering for Power, Transaction of ASME, Series A, V. 89, April, 1967.
5. S m i t h M. J. T., B u s h e 11 K. W. Turbine noise — its significance aircraft noise problem // J. of Engineering for Power, Transaction of ASME, September, 1970.
6. СамохинВ. Ф. Шум коаксиальных струй / Труды 3-й научно-технической конференции по авиационной акустике. — ЦАГИ. 1970, с. 326 — 330.
7. Власов Е. В., СамохинВ. Ф. Экспериментальное исследование аэродинамических и акустических характеристик соосных струй / Сб.: Авиационная акустика // Труды ЦАГИ. 1979, вып. № 2000, с. 90 — 99.
8. Власов Е. В., Нетреба А. Н., СамохинВ. Ф. Исследование шума взаимодействующих струй / Сб.: Авиационная акустика. — Труды ЦАГИ. 1970, вып. № 1207, с. 18 — 23.
9. Власов Е. В., ПимштейнВ. Г., Самохин В. Ф. О расчете шума сверхзвуковых реактивных струй / ТВФ. 1980. № 7 — 8, с. 62 — 67.
10. D ahl M. D. A Process for Assessing NASA's Capability in Aircraft Noise Prediction Technology. — 14th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference (29th AIAA Aeroacoustics Conference) // AIAA Paper 2008-2813.
11. Kapper C. Y. Validation of aircraft noise prediction program // NASA, CR159047,
1979.
12. Lopes L. V., Burley C. L. Design of the next generation aircraft noise prediction program: ANOPP2. — 17th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference (32nd AIAA Aeroacoustics Conference) // AIAA Paper 2011-2854.
13. Cadot-Burillet D., Collin D., Kempton A. Technology evaluator: a global way of assessing low noise technologies. — 13th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference (28th AIAA Aeroacoustics Conference) // AIAA Paper 2007-3669.
14. Quintero R. F. C. Techno-economic and environmental risk assessment оf innovative propulsion systems for short-range civil aircraft // Cranfield University. 2009.
15. SAE. Gas turbine jet exhaust noise prediction // Report ARP 876-D, 1994.
16. Heidman M. F. Interim prediction method for fan and compressor source noise // NASA, TM X-71763, 1975.
17. Emmerling J. J., Kazin S. B., Matta R. K. Core engine noise program. V. III, supplement 1 — Prediction Method // FAA RD-74-125, March, 1976.
18. Fink M. R. Airframe noise prediction method // FAA RD-77-29, March, 1977.
19. SAE. Standard values of atmospheric absorption as a function of temperature humidity // ARP 866A, 1975.
20. C h i e n a n d S o r o k a. Aircraft noise prediction program theoretical manual: 3.2 Ground reflection and Attenuation Module // NASA Tech Memo 83199, February, 1982.
21. SAE. Prediction method for lateral attenuation of airplane noise during takeoff and landing // AIR 1751, 1981.
22. МасловаН. П., СамохинВ. Ф. Аналитическая модель дальнего акустического поля вентилятора ТРДД / Сб.: Авиационная акустика // Труды ЦАГИ. 1982, вып. 2133, с. 99 — 109.
23. Власов Е. В., Самохин В. Ф. Исследование аэродинамического шума планеров // Акустический журнал. 1977. Т. 23, вып. 4, с. 550 — 556.
24. Международные стандарты и рекомендуемая практика. Авиационный шум. Приложение 16 к Конвенции о международной гражданской авиации // ИКАО, 1-е изд., 1976.
25. Техническое руководство ИКАО по окружающей среде, регламентирующее использование методик при сертификации воздушных судов по шуму // Doc. 9501, AN/929. Изд. 3, 2004.
26. F r o t a J. Nacre novel aircraft concepts. — NACRE, 2 inference, 2008.
27. Preliminary report of the noise technology independent experts panel // CAEP-SG/20093-IP/13. (Presented by WG1 on behalf of the Noise Technology Independent Experts Panel). — ICAO, Steering Group Meeting, Salvador, Brazil, June, 2009.
Рукопись поступила 18/IV 2013 г.
