8.4 Практические параметры для вычислений

В безразмерной группе для массы потока воздуха ясно, что C_P всегда является постоянным, а D² будет постоянным для данного двигателя. Поэтому безразмерная группа записывается в виде:

,

которая часто используется для описания массового потока, хотя при этом величина его величина уже имеет размерность. Аналогично, для потока топлива теплотворная способность будет величиной постоянной и поэтому для топлива расчетная сокращённая форма примет вид:

.

Заметим, однако, что температура торможения на входе, находится в числителе для воздуха, но в знаменателе для топлива. Только незнающий, после ознакомления с правилами размерного анализа обращался бы с массой потока топлива и массой потока воздуха, как эквивалентными величинами и не замечал бы различия.

Тот же самый подход исключения постоянных терминов используется для других переменных, так например, безразмерная скорость, сокращённая до примет вид приведенной скорости:

,

где , а - стандартная температура на входе, обычно составляющая 288.15 К. Величина θ - обычно близка к единице, следовательно, значение величины приведенной скорости стремится к величине фактической скорости, и поэтому интуитивный смысл величины сохранён. Та же самая зависимость может быть применена для вычисления фактической величины приведенного массового потока (выраженного в единицах кг /сек), полученной из безразмерного выражения:

,

где значения величин θ и δ находятся как: и , соответственно.

Билет № 33

1. Шум двигателя и его регулирование.

Ограничение уровня шума

Работа реактивного воздушного транспорта в 1960-ых стала настолько интенсивной, что увеличила раздражение людей, проживающих и работающих вокруг главных аэропортов. Инструкции, воздействующие на международный воздушный транспорт управляются Международной Организацией Гражданской Авиации (IСАО), но этот орган действовал настолько медленно, что в 1969 Федеральное авиационное агентство США (FAA) внесло предложения о максимуме разрешенного уровня шума. После обширных обсуждений в США они были формально одобрены как Федеральное Авиационное Регулирование (FAR) Часть 36 от 1971 с обратной силой до 1969, но только для нового самолета. Вскоре комитет ИКАО по шуму самолета издал подобные рекомендации, известные как Приложение 16, формальное приложение к Чикагскому Соглашению по Гражданской Авиации1944; каждое государство - член должно было тогда принять правила в Приложении 16 и придать им юридическую (законную) силу. Основной принцип оценки шума самолета с уровнями и правилами по FAR Часть 36 и Приложению 16 фактически идентичны, подобны, и остались неизменными с тех пор,

Оценка шума полагается на измерения в трех позициях, два для взлета, именуемые как боковой и в коридоре, и один для приземления . Уровни выражены в децибелах (EPNdB), в величинах эффективного воспринятого уровня шума (EPNL), описаны в схеме классификации, показанной на рис ниже.

Шум в боковой позиции - самый высокий шум, измеренный по линии, параллельной взлетно-посадочной полосе, пока самолет взлетает на полной мощности, и максимум которого обычно приходится на высоту, когда самолет поднялся приблизительно на 1000 футов. Шум в коридоре измеряется непосредственно под курсом полета, пока происходит набор безопасной высоты, после чего возможно сокращение мощности и уменьшение шума. Шум подхода также измерен непосредственно под курсом полета, пока самолет готовится приземляться с тщательно управляемым скользящим наклоном. Оценки выполняются для полетов с максимумом позволенного веса самолета и соответствуют стандартным температурам дня. Само собой разумеется, самолет не всегда работает как определено для испытаний, но испытания, по крайней мере, предусматривают стандартный путь сравнения самолета и ограничения.

Уровни шума, чтобы приобрести официальную квалификацию приводят к взлетному весу брутто до 400 тонн для бокового шума, 385 тонн для коридора и 280 тонн для подхода. Допустимый шум эстакады (коридора) самый высокий для четырехмоторных самолетов и самый низкий для двухмоторных, чтобы делать послабление на более медленный подъем с четырьмя двигателями. Показанные на рисунках величины уровней ограничений для современного самолета, показывают очень ясно, что недавние типы самолетов - значительно хуже допустимых уровней

Глава 4 Приложения 16 была ратифицирована ИКАО осенью 2001, и как ожидается, будет включено в закон всеми его членами. Глава 4 требует сокращения шума не менее 10 EPNdB от уровней в Главее 3. Глава 4 применима только к новым проектам самолета, то есть тем, которые еще не в производстве, но промышленность предполагает, что правила будут ко всем самолетам.

Рисунок 2. Ограничения уровня шума по FAR Части 36 и Приложения 16 ИКАО

Измерение шума

Шум состоит из колебаний давления, распространяющихся через воздух как акустические волновые колебания. Звуковой уровень давления (SPL) связывает уровень амплитуды давления к тому, который человеческое ухо может только обнаруживать в его наиболее чувствительной частоте, pref =20x10 ' 6 Pa. Поскольку ухо способно воспринимать широкий диапазон амплитуд, общепринято использовать логарифмический масштаб, чтобы задать звуковой уровень давления

и выражают его в децибелах (dB). Изменение 3 dB м. б. замечено, тогда как изменение 1 dB обычно незаметно. Достаточно далеко от источника шума в открытой окружающей среде уменьшение давления пропорционально квадрату расстояния от источника, так что при удвоении расстояния SPL падает примерно до 6 dB.

Человеческое ухо наиболее чувствительно к частотам в среднем диапазоне ( приблизительно 3 кГц) и полученную меру раздражения SPL необходимо исправить, чтобы учесть это. Эффективный Воспринятый Шумовой Уровень, EPNL, который измерен в единицах EPNdB. Инструкции, принятые FAA, ИКАО, и многими аэропортами, изложены в терминах EPNdB.

Регулирование шума на местности

Некоторые Европейские аэропорты приняли схему, основанную на системе квот для взлета и посадки. При взлете процедура для вычисления квоты должна брать арифметическое среднее уровня шума в EPNdB для измерений сбоку и в коридоре полета. Для вычисления квоты для посадки 9.0 EPNdB вычитается из измеренных EPNL при подходе с учетом различий в расстоянии измерения. Нижний уровень EPNL для каждой полосы квот (QC) следующий:

(QC) 0.5 (QC) 1 (QC) 2 (QC) 4 (QC) 8 (QC) 16 Минимум EPNL - 90 93 96 99 102 (EPNdB)

Точные правила действия системы счета квот были различны за эти годы, но есть некоторые общие особенности, которые могут быть иллюстрированы в соответствии с предложениями, становящимися эффективными в 2002 и которые служат, чтобы демонстрировать, как важен стал шум оператору авиалинии. Полная квота вечерних(ночных) полетов (то есть произведение числа полетов и соответствующего (QC) для типа самолета для Heathrow в течение целого года была установлена в 9750. Никакие намеченные взлеты для (QC)4 не будут позволяться между 23:30 и 6:00, тогда как для (QC) 8 и (QC) 16 это запрещение - с 23:00 до 7:00. Отсроченным вылетам (QC) 4 взлеты позволяются после 23:30, но (QC) 8 взлеты не разрешаются между 23:30 и 6:00, даже если вылет был отсрочен. В аэропорту Heathrow есть также система контроля шума, измеренного в dBA, гарантирующая, что фактические уровни шума не превышены, со штрафами, наложенными в случаях нарушений. В Лондоне правила распространяются на многих из клиентов Airbusа A380, и подобные строгие правила могут быть предъявлены в других аэропортах.

Генерация шума

Понимание генерации шума в количественном выражении - одна из наиболее актуальных задач в механике жидкости. Любой неустойчивый поток или любой движущийся объект, типа лопатки вентилятора, является источником шума. Проблема усложнена для двигателей самолета общей тенденцией для скоростей лопатки и скоростей потока внутри двигателя, которые близки к звуковой. Даже в качественном смысле нет полного соглашения ни по тому, что является источником шума, ни какова их относительная важность; это - наиболее ясно в случае с широкополосным шумом от вентилятора и от турбины НД. Самый большой широкополосный источник шума - шум реактивной струи с бурным смешиванием, которое обязательно имеет место. Известно, что шум пропорционален восьмой степени реактивной скорости; то есть акустическая мощность больше чем удваивается (увеличения 3dB) при увеличении на 10 % реактивном скорости.

Замечено, что с умеренно высокой степенью двухконтурности (и поэтому относительно низкой реактивной скоростью) реактивный шум - все еще самый большой источник в боковой позиции, и он сопоставим с излучаемым шумом вентилятора (вход и выход вентилятора) в коридоре полета. (Можно добавить, что маневр снижения тяги двигателя, когда безопасная высота была достигнута, точно предназначен, чтобы уменьшить реактивный шум.) Шум вентилятора на выхлопе более важен, чем шум от входа при взлете для этого двигателя, особенность, которая не соответствует субъективным полученным впечатлениям, полученным стоя около взлетно-посадочной полосы в течение взлета. При подходе реактивный шум незначителен, но вентилятор теперь наиболее важный источник от двигателя, более современный двигатель имеет значительно ниже реактивный шум,, чем шум вентилятора,

Рисунок A3. Приблизительная раскладка главных шумовых источников в трех условиях контроля . (Степень двухконтурности 4)

Важная особенность, показанная на рис. A3 для условия посадки - высокий уровень шума от корпуса. В показанном случае это почти сопоставимо шуму от двигателей, но с более современными двигателями, с более высокой степенью двухконтурности и низкой реактивной скоростью, типа Airbusа A 380, шум корпуса, вероятно, доминирует при посадке. Высокий уровень шума корпуса в целом не удивителен, когда рассматривается конфигурация самолета в течение подхода. По причинам стабильности откидные створки выдвинуты достаточно далеко, чтоб приводит к высокому сопротивлению с созданием крупномасштабных срывов, с бурей и шумом, который это влечет за собой. Высокий коэффициент подъемной силы при подходе, из-за низкой скорости, требует сильное перемещение предкрылков, которые являются бурными и шумными. Наконец щитки и колеса - серьезные источники шума.

Снижение шума

Весьма значительные сокращения шума самолета были достигнуты за последние порядка 30 лет. Сокращение при каждом из 3-х условии было достигнуто приблизительно 20 EPNdB, несмотря на происшедшее увеличение размера самолета и веса. В большой степени это было достигнуто выбором цикла двигателя, приведшего к уменьшению реактивного шума, осторожным выбором числа лопаток в вентиляторе и турбине НД, и использованием акустических покрытий на твердых стенках канала входного и выходного отверстий вентилятора. Принимая во внимание, что проектирование формы лопатки, необходимой для выполнения хорошей аэродинамической работы с максимальной эффективностью хорошо продвинуто; подобный выбор формы лопатки, чтобы минимизировать шум - в настоящее время в его младенчестве. Более широкие шаги, которые могут понизить шум , внесены в список ниже с некоторыми ограничениями и отмеченными трудностями.

Понижение реактивной скорости, для которого основными средствами является выбор более высокой степени двухконтурности и более низкой степени повышения давления в реактивном сопле. Это одновременно дает эффект увеличения тяговой эффективности и, при изменении степени двухконтурности от низких до скромных величин, ведет к существенному сокращению удельного топливного потребления. Для установленного уровня тяги двигателя, понижение реактивной скорости требует большего массового потока через двигатель. Величина реактивной тяги достигнута, но увеличивается сопротивление двигательной мотогондолы, за этим тянется деградация крыла и увеличенный вес, что ведет к большей полной топливной затрате. Для самых последних двигателей, предложенных для A380 оптимум был пересечен, так что уменьшение шума ведет уже к более высокому потреблению топлива на 1 %. Кроме того, еще и эффекты установки двигателя на самолете ограничивают возможности уменьшения шума реактивной струи.

Понижение скорости вращающихся компонентов, особенно вентилятора. Более низкие скорости лопатки вообще, хотя не всегда, связаны с более низким шумом. С движением к более низкой реактивной скорости снижается степень повышения давления, требуемая от вентилятора и частота вращения. Проблемы теперь связаны с турбиной НД, которые из-за уменьшенной вращательной скорости испытывает более высокую безразмерную нагрузку ступени. Одно решение состоит в том, чтобы добавить дополнительный ступень турбины НД, но они тяжелы и дороги. Может также быть предел на момент крутящий вала НД, диаметр которого ограничен диаметром ступицы дисков турбины и компрессора.

Предотвращение искажения потока в вентиляторе. Это желательно, но некоторые аспекты - вне управления проектировщиков: действует влияние ветра и углов атаки и скольжения, которые создают тенденцию возникновения неоднородности потока. Влияют пилоны (стойки) вниз по потоку вентилятора, это налагает постоянную неоднородность давления на вентилятор. Принимаются шаги, чтобы минимизировать все эти эффекты, но какое-то искажение потока окажется неизбежным в некоторых условиях полета.

Выбор число лопаток ротора и статора, чтобы избежать возникновения сильных высоких тонов. Это наклонные лопатки турбомашин, проектируют лопатки, отступая от оптимума по стоимости или эффективности. Практически это означает увеличение больше чем вдвое числа лопаток статора чем лопаток ротора для вентиляторов и приблизительно 1.5 раз больше в статоре чем в роторе для турбины НД. Предотвращение резонанса вынуждает также налагать ограничения на число лопаток.

Большой осевой промежуток между роторами и статорами, чтобы ослабить взаимодействие между перемещающейся и неподвижной лопаткой. Это наиболее важно для вентилятора потока обхода, но также важно для вентилятора основного потока и в турбине НД. Большие осевые промежутки также желательны для сокращения принудительной вибрации. Однако осевые промежутки добавляют проблемы в терминах длины двигателя, жесткости и веса, так что здесь есть пределы. насколько можно двигаться, чтобы ослабить взаимодействие статора ротора.

Применение акустических панелей в каналах обхода и иногда в реактивнм сопле газогенератора. Они - обычно перфорированный металлический слой, под которым устанавливается сотовидная структура и затем твердая поддержка. Пористость перфорированной пластины и глубины сот настроены для того, чтобы максимизировать воздействие на EPNL. Для двигателей больших гражданских лайнеров обыкновенно используются в каналах обхода и иногда вниз по потоку канала турбины НД. Они существенно увеличивают стоимость и могут быть причиной увеличенного обслуживания. Лайнеры улучшенного выполнения исполнены с двухслойными панелями (то есть перфорированная пластина по сотам по другой перфорированной пластине и сотам различной глубины) - уже в эксплуатации (ПС90А).

2. Камера сгорания двигателя боевого самолета. (16.2) Порядок вычисления параметров камеры сгорания. (15.2.4)