Диссертация (Прогнозирование и снижение шума на местности легких винтовых самолетов), страница 8

Ниже в таблице 2.3 приведены результаты оценки значений показателейстепени при эффективной мощности (Nе) и при числе Маха окружной скорости (Мокр), когдарежимы работы силовой установки самолета Ан-2 соответствуют изменению числа Махаокружной скорости винта в диапазоне Мокр = 0,42-0,8.Таблица 2.3 – Оценка значений показателей степени при мощности (Nе) и при числе Махаокружной скорости (Мокр) для различных спектральных составляющих акустическогоизлучения СУ «Ан-2» в статических условияхШирокополосные составляющиеСум.Гармоники шума винташума СУизлучен.f=161000400161612345610000Гц5000Гц 800Гц 315Гц 100ГцNе2,83,64 3,87 4,1 3,44 2,66 2,322,322,82,82,74Мокр6,059,66,4 6,1 4,86 4,33 4,454,945,466,096,33№1234567891011п/п40На рисунке 2.9 показаны изменения значений степеней в графической форме.Представленные здесь идентификационные номера спектральных составляющих излучениясоответствуютприведеннымвтаблице2.3.Представленныеоценкиявляютсяприближенными, поскольку при расчете мощности акустического излучения акустическоеполе СУ полагалось осесимметричным относительно оси винта, а в качестве мощности (Ne)рассматривалась эффективная мощность силовой установки.12Показатель степениМокрNе10864200123456789101112Номер спектральной составляющей излученияРисунок 2.9 - Оценка значений показателей степени при эффективной мощности и числе Махаокружной скорости для разных спектральных составляющих излучения СУ «Ан-2» встатических условияхПолучено, что для мощности суммарного акустического излучения (16-10000 Гц) СУсамолета Ан-2 справедливы пропорции:Пониженная зависимость суммарной акустической мощности излучения СУ отокружной скорости винта связана, по-видимому, с тем, что в суммарном излученииприсутствует значительная часть энергии от излучения двигателя.

Об этом же можетсвидетельствовать и повышенное (свыше 2) значение показателя степени при Ne.Для мощности излучения на частоте первой гармоники шума вращения винтаполучено, что.Здесь показатели степеней при Nе и Мокр близки к значениям, которые следуют изсоотношения (2.2). Для остальных гармонических и широкополосных составляющих шумавращения винта и широкополосных составляющих шума винта и двигателя показателистепени при Ne и Мокр изменяются (рисунок 6) в пределах:.41КолебанияпоказателястепениприМокрсвидетельствуетоформированииакустического поля СУ посредством различных механизмов генерации шума, для которыхзависимость мощности излучения от скорости обтекания может быть разной.

Например, намощность акустического излучения на частотах высших гармоник шума вращения винта сномерами гармоник 4,5,6, при Мокр>0,72 может оказывать заметное влияние сжимаемостьвоздуха.Отмеченные колебания в показателе степени зависимости мощности акустическогоизлучения источников шума от параметра Мокр могут быть обусловлены также различиями врежимах обтекания профиля лопасти, характеризуемых числом Рейнольдса (Re).

На это былообращено внимание при исследовании вихревого шума обтекания цилиндрического профиля[97].Для зависимости суммарной мощности акустического излучения на гармониках,кратных частоте следования вспышек топлива в цилиндре, от частоты вращения коленваладвигателя получено, что эта мощность пропорциональна частоте вращения в степени 3,8. Этозначение показателя степени соответствует значениям степеней 3 4, характерных длябензиновых двигателей наземного применения.Среди общих акустических характеристик силовой установки ЛВС важную роль впонимании способности генерировать акустическое излучение играет акустический КПД,который показывает отношение мощности акустического излучения к мощности силовойустановки. Экспериментальное значение акустического КПД для режима максимальноймощности силовой установки для самолета Ан-2 (двигатель «АШ-62ИР», винт 4-х лопастной)составляет ≈0,055%, что несколько ниже значений акустического КПД СУ самолета «Як-18Т»[44] – 0,15% (двигатель «М-14П», винт 2-х лопастной) и СУ самолета «Вильга-35А» [91] –0,123% (двигатель «АИ-14РА», винт 2-х лопастной).Вседвигателизвездообразные,9-тирассматриваемыхцилиндровые,самолетоввоздушноговыполненыохлаждения.пооднойПониженноесхеме–значениеакустического КПД у СУ самолета Ан-2, обусловлено, возможно, применением на самолете 4х лопастного винта, по сравнению с 2-х лопастными винтами на других самолетах.

Приувеличении числа лопастей нагрузка распределяется по большей площади диска винта ипоэтому следует ожидать снижении интенсивности генерируемого винтом шума.Характеристики направленности акустического излучения СУНиже представлены экспериментальные данные по направленности акустическогоизлучения СУ самолета Ан-2 как для суммарного излучения, так и для излучения на частотахотдельных спектральных составляющих.42На рисунке 2.10 приведены измеренные характеристики направленности суммарногоуровня звукового давления (16-10000 Гц) в дальнем акустическом поле для 6-ти режимовработы СУ.На первых (пониженных) четырех режимах работы СУ характеристика направленностипо суммарному уровню звукового давления имеет два характерных максимума – в переднейполусфере самолета в области малых азимутальных углов (практически на оси винта), и взадней полусфере в направлениях, соответствующих азимутальным углам 105 о-140°.

Такаянаправленность излучения является характерной для источников шума дипольного типа, осикоторых направлены по нормали к поверхности лопасти на относительном радиусе,соответствующем максимуму распределенной вдоль размаха аэродинамической нагрузки.120L∑, дБ110Режим 1Режим 2100Режим 3Режим 490Режим 5Режим 6800153045607590 105 120 135 150 165φ, градРисунок 2.10– Характеристики направленности суммарного акустического излучения вдиапазоне частот 16-10000 Гц при различных режимах работы СУПри повышенных режимах работы СУ (режимы 5 и 6) максимум характеристикинаправленности суммарного акустического излучения имеет место в задней полусфересамолета в направлениях, соответствующих азимутальным углам 100о-105°. При этом впередней полусфере на оси самолета уровни звукового давления изменяются незначительно.Аналогичныехарактеристикинаправленностисоответствуютгармоническомуакустическому излучению винта – первой (рисунок 2.11) и второй (рисунок 2.12) гармоникамшума вращения винта при повышенных режимах работы (режимы 5 и 6).

Это подтверждаетсделанный ранее вывод о доминировании шума винта в акустическом излучении СУ самолетапри повышенных режимах работы (Мокр > 0,72).43120110L1в, дБРежим 1100Режим 290Режим 3Режим 480Режим 5Режим 6700153045607590105 120 135 150 165φ, градРисунок 2.11 – Характеристики направленности излучения на частоте 1-й гармоники шумавращения винта при различных режимах работы СУ110100L2в, дБРежим 190Режим 280Режим 3Режим 470Режим 5Режим 6600153045607590 105 120 135 150 165φ, градРисунок 2.12– Характеристики направленности излучения на частоте 2-й гармоники шумавращения винта при различных режимах работы СУЧто касается широкополосного акустического излучения СУ самолета в области частотсвыше 1000 Гц, то характеристика направленности (рисунок 2.13) имеет четыре характерныхмаксимума,длякоторыхнаправленияраспространенияакустическогоизлучениясоответствуют азимутальным углам 0о, 45о, 105о и 150о.

Сложная пространственная формахарактеристики направленности высокочастотного широкополосного излучения указывает наналичие разных источников, важнейшими из которых являются: вихревая пелена за винтом иее взаимодействие с системой воздушного охлаждения двигателя, а также вихреваясоставляющая шума выхлопа двигателя и высокочастотный структурный шум.44L∑широк, дБ90Режим 180Режим 2Режим 3Режим 470Режим 5Режим 6600153045607590 105 120 135 150 165φ, градРисунок 2.13- Характеристики направленности суммарного непрерывного широкополосногоизлучения в диапазоне частот 1000-5000 ГцНарисунке2.14представленыхарактеристикинаправленностисуммарногогармонического излучения на первых 10-ти частотах, кратных частоте следования вспышек вцилиндрах двигателя. Максимумы соответствуют азимутальным углам 0° – в переднейполусфере и 120 - 135° – в задней полусфере.