Газогенератор двигателя

Шум турбины ТРДД

При полете самолета на режиме захода на посадку, когда двигатели работают на пониженных дроссельных режимах, акустическое излучение турбины ТРДД может оказывать влияние на общий уровень шума самолета в контрольной точке на местности. Это особенно заметно у самолетов с ТРДД с высокой степенью двухконтурности, у которых в выхлопном тракте газогенератора отсутствуют звукопоглощающие материалы.

В связи с этим изучение закономерностей и механизмов генерации шума турбиной ТРДД представляет определенный практический интерес. Шум турбины обычно исследуется в экспериментах двух типов: при работе турбины в системе двигателя либо при работе изолированной ступени.

В первом случае возможен комплексный учет влияния многочисленных параметров на суммарное акустическое поле турбины, однако затруднено независи­мое изменение этих параметров. Во втором случае мы имеем обратную картину. В связи с этим экспериментальные данные, как правило, не обладают необходимой степенью общности для построения надежных анали­тической или эмпирической методик расчета дальнего акустического поля турбин, работающих в системе ТРДД.

Известен ряд работ, посвященных излучению шума турбины. В результате исследований уста­новлено, что в дальнем акустическом поле ТРДД обычно бывает заметно излучение от последней ступени турбины, служащей для привода венти­лятора двигателя (рисунок 7.2-2). Спектр акустического излучения турбины, как и других лопаточных машин ТРДД, включает в себя дискретные и широкопо­лосную составляющие. Механизмы образования шума в ступенях турбины и вентилятора в целом сходны.

Рисунок 7.2-2

Однако в ступени турбины образование шума осложняется наличием поля пульсаций температуры потока. При этом важнейшим источником шума являются пульсации давления на поверхности лопаток рабочего колеса (РК) и соплового (направляющего) аппа­рата (СА), когда они взаимодействуют с турбулентными следами за ло­патками, расположенными выше по потоку. Существенно различаются ус­ловия распространения шума турбины и вентилятора. Распространение шума турбины вверх по потоку затруднено вследствие загромождения проходного сечения канала камерой сгорания и ступенями компрессоров и конвекции звука потоком.

На распространение звука вниз по потоку заметное влияние оказы­вают импеданс среза сопла в осевом направлении, пульсации скорости и температуры в потоке, градиенты скорости и температуры в зонах пере­мешивания газовой и воздушной струи ТРДД между собой и с окружающей воздушной средой.

Вследствие рефракции звуковых волн и дисперсии скорости звука в зонах турбулентного перемешивания потоков, которые приводят к неупорядоченным изменениям амплитуды и фазы колебаний вдоль фронта, происходит рассеяние энергии гармонических колебаний в области частот, прилегающих к частоте следования лопаток РК турбины.

В результате действия этих явлений излучение турбины на частоте следования лопаток РК проявляется в дальнем акустическом по­ле в вице "размытого" по частоте спектрального максимума. Измерения, выполненные на фирме Роллс-Ройс, показали, что непосредствен­но за турбиной в спектре пульсаций давления присутствует дискретная составляющая на частоте следования лопаток РК, однако после прохожде­ния звука через выхлопную струю в дальнем акустическом поле фиксировался лишь "размытый" по частоте максимум давления.

Экспериментально ус­тановлено, что интенсивности отдельных составляющих в спектре акустического излучения тур­бины зависят от взаимного расположения сопел внутреннего и наружного контуров ТРДД, от соотношения чисел сопловых и рабочих лопаток, от зак­рутки лопаток СА, от степени равномерности распределения лопаток РК по шагу, от величины осевого зазора на ступени и числа оборотов ротора и т.п.

Экспериментальное исследование акустического поля турбины, работающей в системе двигателя, для отечественных ТРДД с высокой степенью двухконтурности, имеющим раздельный выхлоп потоков внутреннего и наружного контуров и укороченный канал наружного контура (типа Д.36, Д.18Т), позволило уточнить некоторые из известных результатов.

Установлено, в частности, что в энергетическом плане влияние турбины на акустичес­кое поле двигателя не является столь заметным, как это имеет место в шумности двигателя. Это подтверждается представленным на рисунках 6.1, 6.2 узкополосными (∆f =25 Гц) спектрами звукового давления ТРДД Д.36 при различных режимах их работы. Турбина излучает энер­гию в достаточно узкой области, что следует из ограниченной протяженности области частот, где имеет место нарушение монотонности спада­ния спектральной плотности акустической энергии ТРДД при увеличений частоты.

Наблюдается рассеяние акустической энергии излучения турбины на частоте следования лопаток в прилегающую область частот, однако степень этого рассеяния зависит от типа двигателя, режима его работы и направления распространения звука относительно оси симметрии ТРДД. Так, например, у ТРДД Д.18Т перенос акустической энергии особенно сильно заметен при максимальном режиме работы, когда градиенты скорости и температуры в зонах смешения реактивных струй также достигают наибольших значений. В этом случае превышение уровня сос­тавляющих шума турбины над общим шумом двигателя в соседних частот них диапазонах составляет ~ 10 дБ, в то время как на дроссельном ре­ме (0,4N) превышение достигает величины ~ 20 дБ.

При низком дроссельном режиме работы двигателя Д.18Т наименьшее "размывание" энергии дискретной составляющей шума турбины отмечается в направлении θ = 110° (угол отсчитывается от оси двигателя со стороны входа в возду­хозаборник). Однако уже при изменении величины угла на ± 20° заметно сильное проявление переноса акустической энергии дискретной составляющей в прилегающую область частот.

Можно также отметить, что с увели­чением угла θ частота спектрального максимума турбины также воз­растает. Отмеченные эффекты обусловлены действием рефракции и дисперсии скорости звука в зоне смешения выхлопных струй.

У ТРДД типа Д.36 эффект "размыва" дискретной составляющей шума турбины в большей степени проявляется при дроссельном режиме работы двигателя (рисунок 6.2). Воз­можно это обусловлено тем, что ТРДД Д.36 является существенно более высокооборотным по сравнению с Д.18Т. Увеличение числа оборотов тур­бины вызывает возрастание турбулентности выхлопной струи и, как следствие, более сильный "размыв" энергии дискретной составляющей шума при дроссельных режимах работы двигателя.

Обобщенная характеристика направленности шума турбины в третьоктавных полосах частот, построенная для ТРДД с низкой степенью двухконтурности и общей камерой смешения потоков внутреннего и наружного контуров, показывает (рисунок 7.3), что максимум акустической энергии турбины приходит в дальнее поле в направлениях θ =120°. У ТРДД с высокой степенью двухконтурности, раздельным выхлопом потоков и укороченным каналом наружного контура максимум акустического излу­чения имеет место (рисунок 7.4) в направлениях θ =120⁰-130°.

Рисунок 7.3

Рисунок 7.4

Различие в характеристиках направленности обусловлено особенностями организаации выхлопа ТРДД разных типов. Эти данные в целом согласуются с результатами исследований шума отдельных турбинных ступеней и двигателей в целом, полученными за рубежом. Полученные обобщенные характеристики направленности акустического излучения могут использоваться в методиках расчета шума турбины.

Расчет шума турбины может быть выполнен по следующим формулам. Суммарный уровень звукового давления в направле­нии максимального излучения (θ=120°) равен:

(7.12)

Уровень дискретной составляющей излучения турбины на частоте следования ло­паток РК последней ступени в направлении максимума интенсивности излучения определяется как:

(7.13)

В приведенных формулах приняты следующие обозначения: - концевое число М в относительном движении на входе в рабочее колесо турбины; F - площадь проточной части на выходе из рабочего колеса; S - осевой зазор между СА и РК; b - хорда лопатки СА; R - расстояние от центра сопла до точки измерения шума; ∆T/T = - относительный перепад темпера­туры в турбине; π_т^* - степень понижения полного давления в турбине; γ- показатель адиабаты.

Рассеяние звуковой энергии, излучаемой турбиной, в слое смешения реактивной струи с окружающей средой, вызывает уменьшение уровня дискретной составляющей шума турбины в дальнем акустическом поле на величину, которая для ТРДД с раздельным выхлопом потоков из внутреннего и наружного контуров приближенно может быть оценена с помощью соотношения:

, (7.14)

где U_c – cскорость истечения реактивной струи, D – диаметр сопла наружного контура двигателя, l- расстояние между срезами сопел каналов внутреннего и наружного контуров ТРДД.

Для снижения шума внутренних источников не­обходимо улучшать аэроди­намику внутренних каналов двигателя, снижать неста­ционарность потоков. Весь­ма эффективным средством снижения этого шума явля­ется размещение в выхлоп­ных трактах двигателя зву­копоглощающих конструк­ций. Кроме того, значительного снижения «внутреннего» шума мож­но добиться с помощью экранирования его крылом, оперением и фюзеляжам самолета.

Внутренние источники шума

К внутренним источникам шума газотурбинного двигателя относятся все источники акустического излучения, расположенные в тракте газогенератора, за исключением вентилятора, компрессора, турбины и реактивной струи.

Камера сгорания создает широкополосный низкочастотный шум, обусловленный турбулентным горением и резонансными яв­лениями в камере сгорания, а также взаимодействием потока на выходе из камеры сгорания с лопатками турбины.

Обтекание потоком различных конструкций в тракте двигателя также приводит к возникновению широкополосного шума. Шум этих источников испытывает дифракцию на кромке сопла, рас­сеяние и преломление при пересечении пограничного слоя струи, и направлен преимущественно в заднюю полусферу двигателя.

Дополнитель­ный шум образуется в результате взаимодействия с соплом вну­треннего контура потока, обладающего высокой степенью турбу­лентности, сохраняющего остаточную закрутку и содержащего крупномасштабные неоднородности.

Для двигателей с большой степенью двухконтурности главным внутренним источником шума является камера сгорания. Шум ка­меры сгорания возникает в процессе горения вследствие воздействия тур­булентных пульсаций потока на локальную скорость химической реакции и прохождения неоднородностей энтропии через области с градиентами средних скоростей и статического давления. Наи­более полные данные имеются о шуме открытого турбулентного пламени, то есть пламени, находящемся в таких условиях, когда влиянием отраженных звуковых волн на пламя и на результаты измерений шума можно пренебречь.

Характерным отличием шума пламени, расположенного в огра­ниченном объеме, от шума открытого пламени является присутствие дискретных составляющих в спектре шума горения, частоты которых соответствуют колебаниям газа в данном объеме.

Уровень шума в камере сгорания может быть оценен по известным харак­теристикам шума открытого пламени, если известны акустические характеристики камеры сгорания и можно пренебречь воздей­ствием отраженных от стенок звуковых волн на процесс горения. Шум камеры сгорания ослабляется при переходе через тур­бину, и это ослабление приближенно можно оценить с помощью соотношения

(7.14)

где φ= (рс)₁ /(рс)₂ - отношение акустических сопротивлений на входе в турбину и на выходе из нее. Характерные значения φ из­меняются для двигателей от трех до восьми, поэтому ослабление, связанное с прохождением шума горения через турбину, равно 1...4 дБ. Примерно в два раза большую величину имеет ослабление, связанное с переходом звуковых волн из камеры сгорания в кольцевой канал перед турбиной.

Повышенный уровень турбулентности потока, выходящего из камеры сгорания, а также турбулентность, образовавшаяся в первых ступенях турбины, приводят к росту широкополосного шума, генерируемого последними ступенями турбины. Кроме того, флюктуации температуры, возникающие в камере сгорания и распространяющиеся через области больших градиентов давления и скоростей потока, вызывают образование низкочастотного сплош­ного шума. Интенсивность этого шума сильно зависит от величины флюктуации температуры, масштабов корреляции, перепада статического давления на лопаточном венце турбины.

При излучении шум внутренних источников претерпевает зна­чительную трансформацию. Часть акустической энергии отражается от среза сопла двигателя. Когда акустическая волна проходит через турбулентную зону смешения, происходят локальные изменения скорости ее распро­странения, что может быть связано с изменениями скорости звука, вызванными пульсациями температуры, и случайными отражением и конвекцией звуковой волны турбулентными вихрями. Оба эф­фекта приводят к случайным изменениям фазы вдоль фронта вол­ны и увеличивают рассеяние дискретной составляющей шума.

Нормированный третьоктавный спектр уровней шума камеры сгорания имеет максимум в диапазоне частот 300.. .500 Гц (рисунок 7.5); а максимум интенсивности излуче­ния отмечается в направлении θ=120° (рисунок 7.6). Угол направленности θ отсчитывают от входа в двигатель, а начало координат совпадает с центром сопла.

Рисунок 7.5

Рисунок 7.6

Экспериментально установлена относительно слабая зависимость фактора направленности излучения от частоты.

Расчет шума внутренних источников может быть, выполнен по формулам, полученным в результате обобщения эксперимен­тальных данных. Уровень мощности акустического излучения, генерируемого каме­рой сгорания, может быть определен с помощью следующего соотношения:

, (7.15)

где G₃ — расход воздуха, кг/с; (T₄^*— Т₃^*) - перепад температур в камере сгорания; (Т₄^* —T₈^*) - перепад температур на турбине (T₄^* — полная температура на входе в турбину, T₈^* - на выходе); p₃, T₃^* - соответственно полное давление и температура воздуха, входящего в камеру сгорания; индекс «0» соответствует стандарт­ным атмосферным условиям.

Суммарный по спектру излучения уровень звукового давления (L_c) определяется по известным уровню мощности излучения (L_W) и фактору направленности (10lgФ)

;

(7.16)

где дБ – для случая излучения в сферу, и дБ – для случая излучения в полусферу. Фактор направленности акустического излучения (10lgФ) определяется с помощью обобщенной графической зависимости, приведенной на рисунке 7.6.

Спектр звукового давления в третьоктавных полосах частот рассчитывается на основе обобщенного спектра звукового давления (рисунок 7.5) в соответствии с соотношением

,

где - спектральный уровень звукового давления в третьоктавной полосе с центральной частотой f_i в направлении θ_j , L_сj – суммарный уровень звукового давления для направления распространения звука “θ_j” , - ординаты обобщенного спектра звукового давления камеры сгорания .

Лекция 8

Методы снижения шума ТРДД. Реактивная струя – глушители шума акустического и механического типа. Лопаточные машины – снижение шума в источнике, системы шумоглушения активного и пассивного типов. Звукопоглощающие конструкции – параметры и акустические характеристики.

Основные направления снижения шума силовой установки самолета

При анализе основных методов снижения шума силовой установки самолета рассматриваются следующие два основных направления:

· борьба с шумом в источнике, то есть воздействие на генерацию шума элементами двигателя – лопаточными машинами, камерой сгорания, и на генерацию шума реактивной струей;

· снижение интенсивности излучения в процессе его распространения по каналам двигателя и по воздухозаборному каналу.

При этом по каждому из обозначенных направлений могут применяться как пассивные, так и активные методы борьбы с шумом. На рисунке 8.1 рассмотрены основные направления проводимых исследований по повышению акустической эффективности системы шумоглушения силовой установки для перспективного самолета.

Рисунок 8.1

· Улучшение ЗПК в воздухозаборнике – повышение акустической эффективности и расширение диапазона частот характеристики эффективного поглощения звука. Достигается за счет применения новых высокоэффективных ЗПК, применения бесшовных конструкций, облицовки ЗПК поверхности воздухозаборника в зоне расположения противообледенительной системы.

· Управление шумом вентилятора – оптимизация конструкции ступени вентилятора, включающая оптимальные форму лопатки РК и СА, расстояние между колесами РК и СА, соотношение между числом лопаток РК и СА.

· Управление формой канала воздухозаборника – выбор формы канала и выходного сечения воздухозаборника, при которых обеспечивается экранирование излучения сверхзвукового вентилятора на гармониках роторной частоты и экранирование излучения верхней части РК вентилятора в направлении к земной поверхности (отрицательный скос входного сечения воздухозаборника).

· Полная облицовка ЗПК стенок канала наружного контура – размещение ЗПК как на «холодной» внешней поверхности канала наружного контура , так и на «горячей» внутренней поверхности КНК.

· Облицовка ЗПК стенок камеры смешения потоков каналов внутреннего и наружного контуров ТРДД (для двигателей с общей камерой смешения).

· Управление шумом камеры сгорания – оптимизация геометрических и термогазодинамических характеристик камеры сгорания по критерию минимальной интенсивности акустического излучения КС.

· Управление шумом реактивной струи – оптимизация параметров смесителя потоков внутреннего и наружного контуров, размещение на срезе сопла устройств, влияющих на структуру и газодинамические характеристики реактивной струи

Структура и акустическая эффективность систем шумоглушения СУ самолетов

Структура системы шумоглушения СУ определяется характером доминирующих источников шума самолета на местности. Если в СУ самолета установлены ТРДД с низкой (менее 2¸2.5) степенью двухконтурности, то основными источниками шума на местности являются лопаточные машины двигателя и реактивная струя. Поэтому эффективная система шумоглушения таких СУ должна включать в свой состав шумоглушащие устройства для снижения шума лопаточных машин двигателя - компрессоров контура низкого давления и турбины, и глушитель шума реактивной струи.

Если в СУ самолета установлены ТРДД с высокой (более 4) степенью двухконтурности, то в самолетах проектов 80-90 годов основными источниками шума на местности являются вентилятор и турбина двигателя. В этом случае система шумоглушения СУ состоит только из ШГУ, предназначенных для снижения шума вентилятора и турбины. Развитая система шумоглушения, размещаемая в газовоздушных каналах СУ находящихся в эксплуатации магистральных самолетов, является основным средством для уменьшения шума ТРДД с высокой степенью двухконтурности.

В новых магистральных самолетах (рисунок 8.2) доминирующими источниками шума на режиме взлета являются реактивная струя и лопаточные машины двигателей, а на режиме захода на посадку – планер самолета и лопаточные машины двигателей.

Рисунок 8.2

Дальнее акустическое поле самолета формируется как суперпозиция излучений от планера, реактивных струй, и от двигателей.

Излучение от двигателей распространяется:

* в переднюю полусферу самолета - через воздухозаборные каналы СУ,

* в заднюю полусферу - через выхлопные тракты.

В целях снижения интенсивности шума самолета нового поколения, распространяющегося по каналу воздухозаборника двигателя, разрабатываются следующие мероприятия:

· адаптивные звукопоглощающие конструкции (ЗПК);

· увеличение относительной площади облицованной ЗПК поверхности канала за счет ликвидации стыков между отдельными элементами конструкции и облицовки губы воздухозаборника;

· применение трехмерных ЗПК;

· скос входного сечения воздухозаборного канала,

· применение системы «антишум» в отношении гармонического излучения вентилятора.

В отношении выхлопного тракта двигателя, включающего реактивное сопло, газовоздушные тракты вентилятора, газогенератора и камеры смешения потоков внутреннего и наружного контуров (при ее наличии), рассматриваются возможности существенного повышения эффективности ЗПК за счет оптимизации параметров конструкции и применения новых технологий создания ЗПК, особенно в тракте газогенератора. Исследуются различные методы воздействия на структуру и акустические характеристики реактивной струи посредством изменения конструкции внутренней поверхности и выходной кромки выхлопных сопел.