Диссертация (Прогнозирование и снижение шума на местности легких винтовых самолетов), страница 6

Вместе с тем представляет интерес рассмотреть, как изменяетсяакустическое поле СУ при переходе от испытаний в статических условиях к полетным.В полетных условиях масштаб турбулентности набегающего на диск винта потокасущественно ниже, чем в статических условиях. На рисунке 1.10 представлено сравнениеизмеренных узкополосных и третьоктавных спектров уровней звукового давления в полетных ив статических условиях. Представленные спектры соответствуют взлетному режиму работыСУ.В статических условиях, по мнению автора работы [82], низкочастотные гармоническиесоставляющие шума винта обусловлены установившейся аэродинамической нагрузкой налопастях с незначительным вкладом шума вытеснения, в то время как среднечастотныегармоники шума винта и широкополосный шум вызваны неустановившейся аэродинамическойнагрузкой.Вполетныхусловияхсоставляющаяшумавинтаотнеустановившейсяаэродинамической нагрузки исчезает и в спектре (рисунок 1.10а) можно выделить не более 6-тигармоник шума вращения, обусловленных установившейся аэродинамической нагрузкой ивытеснением среды.Доминирующий источник широкополосного шума в полетных условиях не может бытьидентифицирован, но вероятнее всего излучение в области высоких частот обусловленосочетанием вклада винта, двигателя и шума обтекания элементов планера.Следует обратить внимание на тот факт, что коэффициенты тяги и мощностивоздушного винта, несмотря на постоянство располагаемой мощности СУ, будут различны вполетных и в статических условиях.

И представленная автором [82] оценка фактическиподтверждает известные представления об аэродинамических характеристиках воздушныхвинтов. А именно, при увеличении скорости полета КПД винта возрастает, а коэффициент тягиуменьшается. Этот же факт подтверждают спектры давления на поверхности лопасти (рисунок1.11).При движении самолета с небольшой скоростью, т.е. при низкой скорости набегающегопотока, составляющая шума от неустановившейся нагрузки на лопасти исчезает [82,83].Следует заметить, что это справедливо для винтов в тянущей компоновке. Винты в толкающейкомпоновке работают в турбулентном следе от расположенных перед ними элементов планера.Поэтому как в полете, так и в статических условиях следует ожидать, что компонента шума отнеустановившейся нагрузки будет всегда существенной в спектре излучения толкающихвинтов.а)б)Рисунок 1.10 – Узкополосные (а) и третьоктавные (б) спектры излучения в статических иполетных условиях на одном расстоянии от источника и одном режиме работы СУ (взлетныйрежим), данные взяты из работы [82]Рисунок 1.11 – Спектр давления на поверхности лопасти при измерениях в статических иполетных условиях (взлетный режим) ̅[82]Выводы по разделу 1.

Постановка задач экспериментальных исследованийвинтомоторных силовых установокВ разделе 1 представлена классификация источников шума ЛВС на местности, данкраткий обзор механизмов генерации шума воздушным винтом и поршневым двигателем.Предложено соотношение акустического баланса винтомоторной СУ. Проанализированысуществующие методы расчета шума воздушного винта и поршневого двигателя. Наосновании доступных публикаций показано влияние различных факторов на шумвинтомоторной СУ ЛВС и БПЛА.29На сегодняшний день в литературе практически не представлено информации поосновным вопросам, связанным с проблемой шума ЛВС и БПЛА на местности.

Эти вопросыи определили перечень основных задач настоящей работы, решение которых требуетвыполнения экспериментальных исследований акустических характеристик винтомоторныхсиловых установок, характеристик природного акустического фона и критериев аудиозаметности БПЛА.Конечной целью исследований является построение физических моделей процессовобразования и снижения шума и на основании этих данных разработка надежных методикрасчета и проектирования малошумной авиационной техники.В тоже время при проведении модельных испытаний возникает вопрос о возможностипереноса результатов на натурные объекты.

В частности, для сохранения аэроакустическогоподобия воздушных винтов необходимо обеспечить: геометрическое подобие, подобиераспределения аэродинамической нагрузки на поверхности лопасти, а также сохранениесоответствия значений критериев подобия Струхаля (St), Маха (M), Рейнольдса (Re)автомодельным режимам.При соблюдении этих условий моделирования акустические поля модели и натурыбудут подобны.

Выполнение этой задачи является практически невозможным [46]. В случае,если например, при испытании моделей винтов не обеспечить режим автомодельности() следует ожидать резкое изменение аэродинамических характеристик винта(уменьшение коэффициента тяги и КПД) [84-88] и как следствие акустических характеристиквинта.Для корректной оценки шума самолета на местности необходимы данные о реальныхакустическиххарактеристикахвоздушноговинтасучетомегоаэродинамическойинтерференции с элементами планера в условиях конкретной компоновки, и данные о шумеот поршневого двигателя. Последнее обстоятельство затрудняет возможности использованиярезультатов акустических испытаний винтов с приводом от винтового прибора в заглушенныхкамерах или в аэродинамических трубах для корректной оценки шума ЛВС на местности.Известные публикации по акустическим характеристикам зарубежных натурных ЛВС(Scheibe, Pioneer, Eipper, Icarus, Robin различных серий и др.) [17,89,90] как правило,ограничиваются рассмотрением общих данных по шуму самолетов и не содержат внеобходимом объеме спектральных и пространственных характеристик акустического поляСУ самолетов, которые необходимы для решения задач настоящей работы.Поэтому для решения поставленных в рамках диссертации задач было выполненоисследование акустических характеристик следующих натурных легких винтовых самолетов:Як-18Т [44], Вильга-35А [91], Ан-2 [92], МАИ-890, МАИ-890У, МАИ-223М [93], F30 как в30полетных, так и в статических условиях.

Основная часть этих исследований была выполненана аэродроме Московского авиационного института (д. Алферьево, Волоколамский р-н,Московскойобл.).Атакжебыливыполненытрубныеакустическиеиспытаниямалоразмерного БПЛА с винтокольцевым движителем в толкающей компоновке [94].312. Экспериментальные исследования акустических характеристиквинтомоторных силовых установок ЛВС и БПЛА2.1. Экспериментальное исследование акустических характеристик силовой установкисамолета «Ан-2» в статических условияхОбъект исследования, методика проведения акустических испытаний и обработкиизмеренного звукового давленияВ данном подразделе представлены основные результаты акустических испытанийлегкого винтового самолета Ан-2 в статических условиях [92]. Общий вид самолетапредставлен на рисунке 2.1. Стояночный угол самолета составляет 11,83°. Максимальнаявзлетная масса самолета составляет 5500 кг.Силовая установка состоит из 9-ти цилиндрового звездообразного четырехтактногопоршневого двигателя воздушного охлаждения «АШ-62ИР», заключенного в капот, итянущего 4-х лопастного автоматического воздушного винта прямой схемы «АВ-2»диаметром 3,6 м.

На двигателе установлен редуктор, передаточное число которого равно0,6875.Система выхлопа двигателя организована таким образом, что выхлопные газывыбрасываются через один выхлопной патрубок с правой стороны самолета. В свою очередь,измерительные микрофоны располагались с другой стороны относительно выхлопа двигателя,и поэтому следует ожидать, что полученные экспериментальные данные относятся в большейстепени к шуму только воздушного винта.Рисунок 2.1 – Общий вид самолета Ан-2Акустические испытания проведены для шести различных режимов работы силовойустановки, характеризующихся различной частотой вращения коленвала двигателя и,32следовательно, различной эффективной мощностью двигателя.

При испытаниях частотавращения коленвала двигателя изменялась в пределах 1100 ÷ 2100 об/мин с шагом 200 об/мин.Данные о режимах работы силовой установки в статических условиях, включающие значениячастоты вращения коленвала двигателя (nкв), эффективной мощности двигателя (Ne) [95,96],давления наддува (pнад) и числа Маха окружной скорости потока в концевом сечении лопастивинта (Mокр) представлены в таблице 2.1. Данные об эффективной мощности были взяты сдроссельной характеристики двигателя, представленной на рисунке 2 [95].

Точки на рисунке2.2 с номерами 3÷6 соответствуют режимам работы СУ, представленным в таблице 2.1.Во время испытаний измерялось звуковое давление в 13-ти точках акустического поля,расположенных на дуге окружности радиусом 30 метров и с шагом 15° (рисунок 2.3). Центрокружности совпадал с проекцией втулки винта на земную поверхность. Направление 0°соответствовало излучению в переднюю полусферу в плоскости, проходящей через ось винта,а направление 90° соответствовало направлению излучения в плоскости диска винта.Измерительные точки располагались на уровне земной поверхности, что позволяло исключитьвлияние интерференции звука на измеряемые уровни шума.Таблица 2.1 - Режимы работы силовой установки самолета «Ан-2» при испытаниях встатических условиях№nкв, об/мин pнад, мм.рт.стNe, кВтMокррежима111000,42213000,4931500530220,650,5741700615312,60,6451900745422,90,7262100900603,110,8Для регистрации акустических измерений и последующей обработки данныхиспользовалась измерительная система "PORTABLE‖.

Основные параметры регистрациисигнала на цифровом магнитофоне: частота квантования сигнала – 51200 Гц, протяженностьзаписи на одном режиме – 30 с., регистрация полезного сигнала осуществлялась параллельно с13-ти измерительных каналов. Обработка измеренного звукового давления включала в себяполучение узкополосных спектров с шириной полосы 1,56 Гц в диапазоне частот 0-10000 Гц итретьоктавных спектров звукового давления в диапазоне частот 16-10000 Гц.Во время испытаний проводилось измерение параметров атмосферы (температуры,давления и относительной влажности), а также скорости и направления ветра.33Рисунок 2.2 – Внешняя скоростная и дроссельная характеристики двигателя «АШ-62ИР»Рисунок 2.3 - Схема расположения точек измерения шума на дуге окружности радиусом 30 м.Спектральные характеристики акустического излучения СУНа рисунках 2.4 и 2.5 представлены спектры уровней звукового давления в узких и втретьоктавных полосах частот при работе силовой установки самолета в статических условияхна «номинальном» режиме работы [95,96] (режим 6, таблица 2.1).