2. Джерела авіаційного шуму

В усіх країнах протягом останніх десятиліть проблема боротьби з акустичним забрудненням навколишнього середовища від авіацій­ного транспорту, особливо по близькості аеропортів, є загальною. Тому, при конструюванні нових літаків, виборі режимів зліту і по­садки, а також при будівництві нових і реконструкції старих аеро­портів, враховуються проблеми шуму, що можуть виникнути.

Шум, що створюється різними видами літальних апаратів за сво­їми характеристиками дуже різний. Це в першу чергу пов'язано з різними джерелами шуму цих літальних засобів.

Розглянемо ці джерела шуму для літаків і вертольотів з різними типами двигунів.

У літаків з реактивними двигунами шум обумовлений наступни­ми причинами: реактивним струменем, турбіною, компресором, повітродувкою. Внесок кожної зі складових переважно залежить від ступеня двоконтурності двигуна (байпасне відношення) і наванта­ження.

На малюнку №9 наведений максимальний рівень шуму прольоту для літаків, обладнаних чотирма реактивними двигунами з однаковою максимальною тягою і різним байпасним відношенням Б. Дистанція прольоту 320 м.

Малюнок №9

На цьому малюнку №9, 1 - відповідає випадку літака з двоступінчатою повітродувкою і вхідним напрямним апаратом, а 2 - випадку з одно­ступінчатою повітродувкою без вхідного напрямного апарата.

Реактивний струмінь і турбіна випромінюють звук переважно позаду, а компресор і повітродувка - спереду і позаду.

Тенденції в двигунобудуванні спрямовані на створення двигунів з високим байпасним відношенням (до восьми).

На надзвукових транспортних літаках, навпаки, застосовують одно- чи двоконтурні двигуни з низьким байпасним відношенням.

Шум струменя викликається турбулентною зоною змішування, тобто зоною змішування вільних вихорів, що знаходиться на відста­ні декількох діаметрів за вихідним отвором сопла.

Малюнок №10

На малюнку №10 схематично зображена геометрія вільного турбу­лентного струменя, де 1 - потенційне ядро; 2 - зона змішування.

Якщо в ядрі і зоні змішування відсутні які-небудь турбулізатори, то створюваний шум струменя - широкосмуговий. У надзвукових струменів (М>1, М - число Маха, М V/с₀ , V - швидкість виті­кання струменя, с₀ - швидкість звука в незбудженому акустичному середовищі) частотний максимум звукової потужності розташований в області f = 100/d (d - діаметр сопла).

В області 0,7 < М <1,6 звукова потужність турбулентного струменя зростає пропорційно восьмому ступеню швидкості витікання, і роз­раховується за формулою:

P , (1.1.3)

де р_с - густина у зоні змішування; 8 - площа вихідного перерізу со­пла.

В області М>2 звукова потужність, за рахунок зменшення коефіці­єнта турбулентності зі збільшенням швидкості струменя, змінюєть­ся пропорційно третьому ступеню швидкості витікання і визначається за формулою:

, (1.1.4)

В області М < 0,7 шум струменя дуже часто маскується іншими джерелами шуму. У цьому випадку місцем виникнення шуму є не зона змішування, а вихідний отвір сопла.

Якщо в потенціальному ядрі струменя знаходиться турбуліза-тор, то виникають чітко виражені дискретні тони, що підвищують звукову потужність на 10 ... 20 дБ.

Спектр компресорів складається із широкосмугового шуму і тональних складових. Причиною широкосмугового шуму є турбу­лентний потік, що набігає з лопатей ротора і статора, а також не­рівномірний зрив вихорів із самих лопатей. Ці явища спричинюють нерівномірні пульсації аеродинамічних збурень, які впливають на лопаті, що приводить до звуковипромінювання ди­польного характеру. Наявність у спектрі тональних складових обумовлена періодичними коливаннями аеродинамічних сил. Ці сили спричинені в основному взаємодією лопатей з потоком, що пройшли через напрямний апарат. Зазначені джерела звука також мають дипольний характер. Основний тон має частоту f = ВN, де В - кількість лопатей ротора; N - частота обертання ротора. У вхідному і вихідному каналах обертові поля звукового тиску збу­джують власні моди коливань, що по-різному загасаючи, поширюються у навколишній простір.

Основні параметри, від яких залежить звуковипромінювання компресорів і повітродувок, - це швидкість обертання лопатей, кількість лопатей ротора і статора, відстань між статором і рото­ром, діаметр компресора чи повітродувки. При збільшенні відстані між вхідними лопатями і ротором рівень шуму спочатку знижуєть­ся, а потім набуває постійного значення.

Загасання мод при поширенні в каналі залежить від імпедансу стінки, частоти і швидкості потоку. Якщо швидкість руху лопатей перевищує швидкість звука, то утворюються ударні хвилі, що відрізняються одна від одної внаслідок не ідентичності лопатей.

При поширенні ударних хвиль за напрямком до входу, їх не-ідентичність може зрости. На вході тиск розподілиться таким чи­ном, що період його зміни по колу буде 2π. Цей розподіл тиску при обертанні лопатей зі швидкістю, що дорівнює частоті обертання ротора N , спричиняє випромінювання основного тону з частотою N. а також відповідних обертонів.

Малюнок №11

Як наближену формулу для розрахунку максимального рівня шуму на рівні повітродувки в октавній смузі з частотою f — ВN , на відстані l=50 м використовується вираз :

L= , (1.1.5)

де Vs =2πNr_s - швидкість руху кінців лопатей; r_s - відстань від кін­ця лопатей до осі ротора; D - діаметр компресора.

Численні дослідження шумових характеристик літаків встано­вили залежність спектрів їхнього шуму від навантаження двигуна.

На малюнку №11, як приклад, наведені максимальні значення октав­них рівнів шуму літака ДС-8-62 обладнаного чотирма двигунами ИТЗД-ЗВ з подовженими вихідними каналами повітродувки при різній тязі на одному двигуні. Висота польоту 300м.

Слід зазначити, що моменти виникнення максимальних значень шуму під час прольоту, як правило, не збігаються через розбіж­ність у характеристиках направленості при різних навантаженнях двигуна.

На малюнку №12 зображені третьоктавні спектри різних літаків: а -при зльоті; б - при посадці.

Малюнок №12

Характеристики літаків, для яких на малюнку №12 наведені їхні спе­ктри, зазначені в таблиці №6.

Таблиця №6

Поршневі двигуни використовуються зараз практично лише на спортивних чи пасажирських літаках. Шум переважно створюється двигуном і гвинтом.

Характеристика направленості шуму літака з поршневим двигуном показана на малюнку №12. Турбогвинтовий двигун займає проміжне місце між реактивним і поршневим. Такі двигуни в даний час використовуються на неве­ликих пасажирських літаках місцевих авіаліній.

На малюнку №13 подано октавні спектри шуму літаків F-27 із двома поршневими двигунами в режимі зльоту (крива 1), і з турбогвин­товим двигуном у режимі зльоту (крива 2) і посадки (крива 3). Ди­станція польоту 300м.

Малюнок №12

Під час надзвукового польоту літак створює аеродинамічний потік, що приводить до звукового удару. Ділянку поверхні землі, на якій чутний цей удар, називають зоною звукового удару. Аеро­динамічний потік утворюється, як правило, хвилями стиску, що відходять від передніх і задніх частин фюзеляжу і крил, а також "віялом" хвиль розширення, що розташовується між ними. Зі збільшенням відстані від літака хвилі стиску накладаються одна на одну, що призводить до різкого збільшення тиску на початку і в кінці цієї системи хвиль. Подібне збільшення тиску називають ударними хвилями.

Малюнок №13

Згадана система хвиль слідує разом з літаком, досягає поверхні землі й, залежно від особливостей її поверхні, відбивається і роз­сіюється. Система хвиль тиску, яка утворена задаючими і відбити­ми хвилями, сприймається як ударна хвиля.

Осцилограма надлишкового тиску Др від часу для такого удару на поверхні землі при постійній швидкості польоту наведена на графіку №2, де позначено: 1 - пік надлишкового тиску Лртах; 2 - пульсації тиску; 3 - перший удар; 4 - другий удар; 5 - загасання.

Графік №2

Час ∆t від початку удару до другого піка тиску називають за­гальною тривалістю. Унаслідок подібності епюри надлишкового тиску при звуковому ударі з латинською літерою N виникаюче збурення часто називають N - подібною хвилею.

Час t змінюється звичайно від 1 до 30 мс (середнє значення 10 мс), час ∆t - від 100 до 400 мс. Через досить істотну розбіжність у часі між двома ударами, людина сприймає їх, звичайно, як здвоє­ний удар. За наявності на поверхні землі рослинності чи будівель, а також при атмосферних збуреннях, два звукових удари можуть злитися в один глухий удар чи бути чутними як кілька ударів під­ряд. Звукові ударні хвилі, в міру наближення до земної поверхні, внаслідок рефракції і підвищення температури, відхиляються у верхні шари атмосфери і у деяких випадках взагалі не досягають земної поверхні. Наслідком рефракції є те, що літак, який летить у стратосфері зі швидкістю, що відповідає М ≤ 1,15 , не створює на землі звукового удару.

Основними джерелами шуму вертольота є ротори і роторні двигуни. У вертольотів з поршневим приводом звук створюється переважно двигуном. Багато вертольотів оснащуються газотурбін­ними двигунами, причому шум реактивного струменя і турбіни нижче, ніж шум ротора. Шум компресора, як правило, високочас­тотний і незначний на великих відстанях.

На малюнку №13 показані залежності максимального рівня шуму вертольотів від злітної маси. Графік наведений для двох випадків: поршневий привод (крива 1) і газотурбінний привод (крива 2). Ви­міри були проведені на відстані 75м.

Малюнок №13

Деякий розкид у значеннях рівнів (заштриховані зони на Малюнку) зумовлений тим, що виміри проводилися в режимі польоту з набором висоти і польоту на постійній висоті.

Спектр шуму, випромінюваного ротором, утворюється тональ­ними складовими (шум обертання) з постійною частотою f = ВN, (В - кількість лопатей ротора, N - частота обертання ротора) і широкосмуговим шумом. У спектрі шуму ротора верто­льота може міститися до 50 гармонік основного тону. Причиною появи тональних складових є аеродинамічні сили, що впливають на лопаті. Вони складаються зі стаціонарних (піднімальна сила й опір) і змінних складових.

Основною причиною виникнення змінних аеродинамічних сил є взаємодія лопаті ротора з вихровим слідом попередньої лопаті. Крім того, несиметричне обтікання лопатей при поступальному русі вертольота приводить до періодичних змін аеродинамічних сил (швидкість польоту і швидкість руху лопатей поперемінно складаються і віднімаються).

Експериментально було встановлено, що при спуску вертольо­та зі зниженою потужністю двигуна різко зростає звуковипромінювання (гуркотання ротора) на частоті ВN і на більш високих, ніж звичайні, гармоніках. Причина цього явища - миттєва різка зміна піднімальної сили лопаті при проходженні біля вихору, що зірвався з однієї із лопатей.