Характеристики шума самолета на местности

Акустическое поле самолета формируется как суперпозиция акустических полей отдельных источников излучения. При этом возможно экранирование излучения отдельных источников элементами планера самолета. Распространение шума самолета в атмосфере и вблизи поверхности земли сопровождается рядом эффектов, приводящих к изменению интенсивности и спектрального состава излучения в точке на местности.

Основными источниками шума самолета на местности являются его движители (воздушные винты – для самолетов с ТВД и ПД, реактивные струи СУ - для самолетов с ТРД и ТРДД), лопаточные машины (вентилятор, компрессор, турбина) газотурбинного двигателя, элементы планера самолета (шасси, механизация крыла).

Лопаточные машины ГТД генерируют излучение с дискретным и непрерывным по частоте спектрами, по шумности доминирует излучение с дискретным спектром на гармониках частоты следования лопаток рабочих колес (частоты 1000-4000 Гц) и на гармониках роторной частоты (сверхзвуковые вентиляторы, область частот 500-2000 Гц).

Реактивная струя генерирует непрерывное по частоте излучение с максимальной спектральной плотностью мощности в области низких частот (f_макс = Sh U₀ / d, где Sh=0.2-03 – число Струхаля, U₀ – скорость истечения струи, d – диаметр сопла реактивной струи).

Планер самолета является источником широкополосного шума с максимальной спектральной плотностью в области средних частот.

Характеристики шума самолета на местности устанавливаются в результате летных акустических испытаний самолета, либо на основе аналитического моделирования акустического поля самолета в полетных условиях. Во втором случае моделирование производится с помощью экстраполяции результатов стендовых акустических испытаний двигателя на полетные условия самолета, силовая установка которого состоит из данных двигателей.

В соответствии с существующей системой сертификации самолетов по шуму на местности акустические характеристики самолета определяются для режимов взлета, начального набора высоты и захода на посадку. Каждый из этих режимов полета характеризуется конфигурацией планера (положение шасси и механизации крыла), высотой и скоростью полета, режимом работы двигательной силовой установки.

Акустические характеристики самолета на местности зависят от параметров режима полета, от положения самолета относительно контрольной точки на местности, от параметров силовой установки самолета (количество и компоновка двигателей на самолете), от параметров, определяющих мощность, направленность и спектр акустического излучения основных источников шума воздушно-реактивного двигателя.

Важнейшими акустическими характеристиками самолета на местности являются:

· Эффективный уровень воспринимаемого шума самолета в точке на местности – EPNL, оцениваемый в единицах EPN дБ;

· Изменение уровня воспринимаемого шума (PNLT), оцениваемого в единицах TPNдБ, во времени в процессе пролета самолета относительно контрольной точки на местности – PNLT =ψ(t);

· Максимальное значение уровня воспринимаемого шума самолета в контрольной точке на местности – PNLTM, TPNдБ;

· Спектр уровней звукового давления в третьоктавных полосах частот – SPL =ψ₁(f_i), измеряемых в дБ, где f_i – центральная частота i-й третьоктавной полосы частот ;

· Спектр шумности в третьоктавных полосах частот – N = ψ₂ (f_i), измеряемой в единицах «ной»,

· Зависимость эффективного уровня шума самолета на местности от режима работы двигательной силовой установки и от характерного расстояния между самолетом и точкой на местности (так называемые NPD зависимости) – EPNL = ψ₃(n_B, , H_КТ); здесь n_В – параметр режима работы двигателя, в качестве которого для ТРДД используются приведенные обороты вентилятора, Н_КТ – высота полета самолета над контрольной точкой на местности.

Эффективный уровень воспринимаемого шума

Эффективный уровень воспринимаемого шума (EPNL) представляет собой основной критерий сертификации самолетов по шуму на местности и является мерой субъективного воздействия авиационного шума на человека. EPNL определяется как мгновенный уровень воспринимаемого шума (PNL) в точке местности с учетом влияния на человека неравномерности спектрального состава шума и продолжительности его воздействия

Величина EPNL определяется расчетом на основе третьоктавных спектров звукового давления в точке местности, которые были измерены или рассчитаны с временным интервалом “∆t” в течение пролета самолета относительно контрольной точки. Структура алгоритма расчета EPNL была рассмотрена в предыдущем разделе.

Статистическая оценка величины “EPNL” как интервальная оценка математического ожидания случайной величины является представительной величиной, которая может служить для определения степени соответствия акустических характеристик самолета действующим нормативным ограничениям на взлетно-посадочных режимах полета. На рисунке 4.1 пример оценки соответствия уровней шума магистральных самолетов нормам Главы 3 стандарта ИКАО в контрольной точке на местности, расположенной сбоку от оси ВПП.

Рисунок 4.1

Характер распределения величины EPNL на линии, параллельной оси ВПП, позволяет определить положение контрольной точки на местности сбоку от ВПП, где уровень шума самолета на этапе разбега и начального набора высоты достигает максимального значения.

На рисунке 4.2 показано измеренное распределение EPNL сбоку от оси ВПП на линии, удаленной от оси на 450м, при взлете самолета Ил-62М с серийной системой шумоглушения в СУ.

Рисунок 4.2

Точки измерения шума следуют вдоль оси “X” с интервалом 500м. Для самолета Ил-62М с величиной взлетной массы 167т точка отрыва при разбеге удалена от линии исполнительного старта на расстояние 2200м. Максимальный уровень шума самолета Ил-62М на линии, расположенной сбоку от ВПП, имеет место в точке № 8, которая удалена от линии исполнительного старта на расстояние 4325м и расположена на траверзе позиции самолета на траектории, где высота полета составляет ~ 180м (рисунок 4.3).

Рисунок 4.3

В точке максимального уровня шума сбоку от ВПП угол визирования самолета составляет ~ 22⁰. Данная зависимость является характерной для магистральных реактивных самолетов, осуществляющих взлет с дросселированием тяги.

На рисунке 4.2 наличие экстремума на графике обусловлено проявлением различных физических эффектов. На участке полета после точки отрыва уровень шума самолета сбоку от ВПП возрастает по мере набора высоты, что связано с возрастанием угла визирования самолета и уменьшением доли акустического излучения самолета, распространяющегося вблизи поверхности земли со значительным поглощением. Влияние земли на уменьшение уровня шума самолета сбоку от ВПП практически исчезает при достижении угла визирования самолета величины 25⁰- 30⁰.

Справа от точки экстремума на графике EPNL=ψ (х) (рисунок 4.2) с ростом координаты “Х” контрольной точки на местности снижение величины EPNL вызвано возрастанием расстояния между самолетом и точкой на местности, вследствие чего увеличиваются потери акустической энергии за счет поглощения звука в атмосфере и дивергенции фронта звуковых волн.

Изменение уровня воспринимаемого шума во времени в процессе пролета самолета относительно контрольной точки на местности

Важной акустической характеристикой магистрального самолета является график изменения уровня воспринимаемого шума на местности при пролете самолета относительно контрольной точки. Данная характеристика дает представление о пространственном распределении шумности суммарного акустического излучения самолета, позволяет определить направления распространения излучения с наибольшей шумностью и сделать заключение о возможных источниках шума силовой установки, излучение которых является определяющим в формировании максимального уровня воспринимаемого шума(PNLTM) самолета на местности, и о предпочтительном месте размещения системы шумоглушения в силовой установке.

Характеристика представляет собой зависимости вида PNLT=ψ (t) или PNLT=ψ (φ), где φ – угол между вектором скорости полета самолета и направлением распространения акустического излучения. На рисунках 4.4 и 4.5 представлены эти зависимости для режима набора высоты самолетов типа Ил-62М и Ил-96-300.

Рисунок 4.4

Рисунок 4.5

На рисунке 4.4 приведены результаты измерения пролетного шума самолета Ил-62М с двигателями Д30КУ 2 серии (степень двухконтурности m=2.3) для серии взлетов с использованием дросселирования тяги двигателей. На рисунке 4.5 представлены данные экстраполяции результатов стендовых акустических испытаний двигателя ПС-90А (степень двухконтурности m=4.5) на условия взлета самолета Ил-96-300 при различном дроссельном режиме работы двигателей.

Можно видеть, что при взлете современных магистральных самолетов, независимо от степени двухконтурности двигателя, максимальный уровень шума на местности отмечается после пролета самолета, то есть для шума на местности при взлете самолета определяющим является излучение двигателей в заднюю полусферу самолета. Максимальный уровень воспринимаемого шума на местности соответствует излучению силовой установки самолета в направлении 120⁰-130⁰. При снижении режима работы двигателя (рисунок 4.5) направление излучения наибольшей шумности смещается в сторону меньших углов (110⁰-120⁰).

Вместе с тем у самолетов с ТРДД с высокой степенью двухконтурности на режиме взлета значительная шумность отмечается и в передней полусфере (рисунок 4.5), что свидетельствует о высокой шумности излучения двигателя, распространяющегося через воздухозаборные каналы силовой установки.

Рисунок 4.6

Аналогичная картина имеет место и на режиме захода на посадку (рисунок 4.6), когда самолет движется по глиссаде снижения с углом наклона θ= - 3⁰. Здесь также отмечаются два характерных максимума шумности в точке на местности, соответствующие излучению двигателей в переднюю и в заднюю полусферы самолета.

Максимальное значение уровня воспринимаемого шума самолета в контрольной точке на местности

Максимальное значение уровня воспринимаемого шума самолета в контрольной точке на местности (PNLTM) определяется как максимум на графике PNLTM=ψ (t) (рисунки 4.4-4.6).

Уровень шума PNLTM является важнейшей частью эффективного уровня воспринимаемого шума самолета на местности и рассчитывается по измеренному спектру звукового давления в третьоктавных полосах частот в соответствии с алгоритмом, изложенным в лекции 1.

EPNL = PNLTM+D. (4.1)

Спектр уровней звукового давления в третьоктавных полосах частот

Спектры уровней звукового давления в третьоктавных полосах частот магистральных самолетов типа Ил-62М и Ил-96-300, измеренные под траекториями взлета самолетов, приведены на рисунках 4.7 и 4.8. Спектры соответствуют излучению с максимальным уровнем воспринимаемого шума (PNLTM) на местности.

Рисунок 4.7

Рисунок 4.8

Для самолетов с ТРДД с низкой степенью двухконтурности спектр излучения PNLTN при высоком по тяге дроссельном режиме работы двигателей, соответствующем полету самолета на режиме набора высоты, носит низкочастотный характер (рисунок 4.7)- спектральный максимум располагается в области частот 125-160 Гц. Спектр шума достаточно равномерен в широком диапазоне частот и соответствует широкополосному акустическому излучению двигателя. Источником излучения такого типа в задней полусфере самолета являются реактивные струи двигателей силовой установки.

Для самолетов с ТРДД с высокой степенью двухконтурности типа ПС-90А спектр излучения PNLTM на режимах работы двигателя 0.8N-N имеет два характерных максимума – в области частот 63-100 Гц и 500-800 Гц (рисунок 4.8) . В обоих областях частот спектр излучения является широкополосным, что соответствует источникам излучения типа реактивная струя.

При движении самолета по глиссаде захода на посадку на низком по уровню тяги дроссельном режиме работы силовой установки спектр излучения, соответствующий максимальной величине PNLTM на местности, имеет несколько характерных максимумов (рисунок 4.9, самолет с ТРДД с низкой степенью двухконтурности) – в области низких частот (125-250 Гц) и в области высоких частот (1600 Гц и 3150-4000 Гц).

Рисунок 4.9

Совместное рассмотрение третьоктавных и узкополосных спектров излучения свидетельствует о том, что низкочастотный максимум третьоктавного спектра соответствует широкополосному излучению с непрерывным по частоте спектром.

Высокочастотные максимумы третьоктавного спектра представляют собой комбинацию непрерывного по частоте излучения и отдельных тональных составляющих, которые соответствуют излучению вентилятора двигателя на первой и второй гармониках частоты следования лопаток рабочего колеса (частоты 1600 Гц и 3150 Гц), и на частоте следования лопаток рабочего колеса турбины (4000 Гц).

Если в силовой установке самолета применяются ТРДД с высокой степенью двухконтурности (рисунок 4.10, самолет Ил-96-300 с ТРДД ПС-90А), то в спектрах звукового давления как правило отсутствует характерный спектральный максимум в области низких частот, а высокочастотные спектральные максимумы соответствуют тональному излучению вентилятора ТРДД на частоте следования лопаток рабочего колеса и ее гармонике.

Рисунок 4.10

Необходимо иметь ввиду, что указанные выше характерные частоты высокочастотных спектральных максимумов не являются частотами тональных составляющих шума лопаточных машин двигателя. Они представляют собой средние частоты третьоктавных полос шума, включающих частоты тональных составляющих.

Таким образом спектр уровней звукового давления в третьоктавных полосах частот, соответствующий максимальному уровню воспринимаемого шума на местности, позволяет определить источники наиболее интенсивного акустического излучения силовой установки самолета для направления излучения наибольшей шумности. Для современных магистральных самолетов с системами шумоглушения в силовой установке на режимах взлета и набора высоты наиболее интенсивным источником акустического излучения является реактивная струя, имеющая непрерывный по частоте спектр излучения. На режиме захода на посадку спектр излучения силовой установки является комбинированным, а наиболее интенсивными источниками излучения являются реактивная струя (излучение с непрерывным по частоте спектром) и лопаточные машины двигателя (излучение отдельных тонов на частотах следования лопаток рабочих колеи и их гармониках).

Спектр шумности акустического излучения в третьоктавных полосах частот

Спектр шумности в третьоктавных полосах частот, в отличие от спектра звукового давления, позволяет идентифицировать источники шума силовой установки самолета, излучение которых оказывает доминирующее влияние на формирование максимального уровня воспринимаемого шума (PNLTM) в контрольной точке на местности.

Источники излучения с максимальной интенсивностью и с максимальной шумностью не всегда совпадают. Для примера на рисунке 4.11 сравниваются спектры звукового давления и шумности на местности при взлете самолета Ил-96-300.

Рисунок 4.11

Можно видеть, что наибольшая интенсивность соответствует излучению в области низких (40-160 Гц) и средних (500-1000 Гц) частот и источником этого излучения являются струйные течения. А наибольшая шумность, определяющая в конечном итоге величину PNLTM на местности, соответствует излучению в области высоких частот (1250-4000 Гц), источником которого являются лопаточные машины двигателей силовой установки.

Соотношение между доминирующими источниками шумности силовой установки самолета зависит от режима работы двигателей. На этапах взлета и начального набора высоты магистрального самолета значения наибольшей шумности в области средних и высоких частот для направления излучения, соответствующего PNLTM, примерно одинаковы (рисунок 4.12).

Рисунок 4.12

Увеличение степени дросселирования тяги двигателей приводит к относительному возрастанию шумности излучения в области высоких частот и к снижению шумности излучения в области средних частот, то есть с уменьшением режима работы силовой установки роль шумности акустического излучения лопаточных машин в общей шумности силовой установки возрастает.

Особенно выделяется роль лопаточных машин в шуме самолета на местности на режиме захода на посадку (рисунок 4.13). При работе двигателей на режимах 0.6N и ниже основным источником шумности самолета на местности является акустическое излучение лопаточных

Рисунок 4.13

машин двигателей на частоте следования лопаток рабочих колес и их гармониках.

Зависимость эффективного уровня шума самолета на местности от режима работы двигательной силовой установки

При акустической сертификации самолетов по шуму на местности широко используются эквивалентные методы определения соответствия (МОС) уровней шума самолета требованиям действующих норм. Эквивалентные МОС для дозвуковых реактивных самолетов подразделяются на две группы: методы сертификации базового самолета семейства, для реализации которых необходимо проведение летных испытаний, и метод сертификации модифицированных вариантов семейства, использующий результаты статических наземных испытаний двигателя и результаты летных испытаний базового варианта самолета.

Эквивалентные методы летных испытаний, в отличие от стандартных методов сертификации, используют имитацию траектории полета, в результате летных акустических испытаний получают параметрические зависимости уровней шума самолета от режима работы силовой установки (СУ) и от расстояния до самолета (так называемые "NPD" зависимости).Пример такой экспериментальной зависимости для фиксированного расстояния, полученной в летном эксперименте самолетов семейства Ту-204/214, приведен на рисунке 4.14.

В эквивалентных методах, применяемых для акустической сертификации модифицированных вариантов самолетов и основанных на экстраполяции на полетные условия результатов акустических испытаний СУ самолета в статических условиях, получают регрессионные уравнения.

Рисунок 4.14

Регрессионные уравнения устанавливают зависимость уровней шума самолета на местности от режима работы силовой установки. При этом уровни шума определяются методом экстраполяции результатов стендовых акустических испытаний двигателя на полетные условия. Пример такой расчетно-экспериментальной зависимости для фиксированной траектории взлета семейства самолетов семейства Ил-96-300, приведен на рисунке 4.15.

Рисунок 4.15 Расчётные уровни шума на местности в точке под траекторией взлёта самолёта Ил-96-300 (m=230т, двигатель №94-45 (сборка – 068) с серийным вентилятором)