Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1. Анализ состояния проблемы 16
1.1 Нестационарные явления в турбомашинах 16
1.2 Шум вентилятора авиационного двигателя 17
Выводы к главе 1 26
ГЛАВА 2. Физико-математическая модель нестационарных явлений в вентиляторе ГТД 27
2.1 Метод численного моделирования нестационарного течения газа в изолированной лопатке 27
2.1.1 Модифицированный метод крупных частиц 28
2.1.1.1 Конечно-разностная аппроксимация модифицированного метода крупных частиц 29
2.1.1.2 Граничные условия 43
2.2 Развитие метода крупных частиц для расчета нестационарного статор-ротор взаимодействия 48
2.2.1 Осредненные граничные условия статор-ротор взаимодействия 49
2.2.2 Нестационарные граничные условия статор-ротор взаимодействия 50
2.3 Верификация численных методов 52
2.3.1Сравнение расчетных и опытных данных обтекания
изолированной лопатки в слое переменной толщины 52
2.3.2 Тестирование передачи данных через границу раздела областей на примере движущихся прямоугольников 57
2.3.3 Тестирование передачи данных через границу раздела областей (статор-ротор интерфейс) в слое переменной толщины 69
Выводы' к главе 2 74
ГЛАВА 3. Численное моделирование источников шума в элементах ГТД 76
3.1 Разложение зависимости функции от времени в частотную область 76
3.2 Основы акустического моделирования, заложенные в программном комплексе SYSNOISE 77
3.3 Общая схема и требования к численным газодинамической и акустической моделям 84
3.4 Верификация вычислительного комплекса акустики SYSNOISE v 5.6
на примере обтекания цилиндра 86
3.5 Верификация вычислительного комплекса акустики SYSNOISE v 5.6
на примере расчета шума струи 99
Выводы к главе 3 111
ГЛАВА 4. Применение методики при проектировании "акустической" лопатки вентилятора 113
4.1 Методика и система измерения шума двигателя на открытом испытательном стенде , 113
4.1.1 Акустическая аппаратура 114
4.1.2 Условия проведения испытаний 118
4.1.3 Точки проведения измерений 119
4.1.4 Порядок проведения испытаний 120
4.2 Применение методики при проектировании "акустической" лопатки вентилятора 121
4.2.1 Численное исследование нестационарного течения газа в ступени- вентилятора , 122
4.2.1.1 Решение газодинамической задачи 123
4.2.1.2 Решение акустической задачи 129
4.2.2 Сопоставление результатов расчета с экспериментом 132
Выводы к главе 4 136
Выводы 138
Список использованных источников
- Шум вентилятора авиационного двигателя
- Конечно-разностная аппроксимация модифицированного метода крупных частиц
- Основы акустического моделирования, заложенные в программном комплексе SYSNOISE
- Применение методики при проектировании "акустической" лопатки вентилятора
Введение к работе
В настоящее время перед компаниями, создающими газотурбинные двигатели, стоит серьезная задача по созданию экологически совершенного двигателя. Выполнение требований ИКАО по шуму является необходимым условием успешной эксплуатации самолетов.
Основным источником шума авиационного газотурбинного двигателя с большой степенью двухконтурности является вентилятор. В связи с этим актуальной является задача проектирования вентиляторной ступени с низким уровнем шума.
Эта задача решается путем уменьшения генерации акустической мощности в источнике в результате нестационарного статор-ротор взаимодействия. Для этого требуется глубокое понимание физики процессов, происходящих при газодинамическом взаимодействии потока газа с рабочей лопаткой и направляющим аппаратом. Решить данную задачу можно расчетными и экспериментальными методами.
Прогресс в области вычислительной техники, совместно с последними достижениями в численных методах, позволяет решить задачу о моделировании нестационарного взаимодействия и распространения акустических волн на достаточно высоком уровне.
Одним из основных, если не главным, направлением совершенствования газотурбинных двигателей является повышение их экологичности, в частности, снижение уровня шума. Требования по экологии для гражданских воздушных судов изложены в томе I по шуму и в томе II по эмиссии в форме приложения 16 к Чикагской конвенции по гражданской авиации.
Нормы по шуму самолетов и авиадвигателей непрерывно ужесточаются (рисунок 1, 2). Первые нормы ИКАО по шуму вступили в действие 16 августа 1973 года в виде Главы 2 (том I приложение 16), в 1977 году - более жесткие нормы Главы 3, а с 1 января 2006 года были введены новые нормы Главы 4. За
30 лет произошло ужесточение требований по шуму магистральных самолетов на 30 EPN дБ по сумме в трех контрольных точках.
Предложение
NASA
Годы
Рис. 1. Динамика ужесточения требований ИКАО по шуму самолетов на
местности
Самолеты Гл.З
Самолеты Гл.4
Самолеты Гл.З
Россия
Самолеты Гл.2
Мировой парк
Рис. 2. Показатели акустического совершенства российского и мирового парка
самолетов
Ужесточение экологических норм вызвано тем, что устойчивое увеличение авиаперевозок приводит к росту неблагоприятного воздействия
10 авиации на окружающую среду, и проблема экологии остается весьма
актуальной.
В настоящее время в российских авиакомпаниях преобладают отечественные самолеты, сертифицированные по требованиям норм шума Главы 2 стандарта ИКАО (рисунок 2). Поэтому для гражданской авиации актуален ряд проблем, решение которых крайне необходимо для сохранения российского сектора рынка международных пассажирских и грузовых авиаперевозок и сохранения статуса России как мировой авиационной державы. Для их решения в России принята «Комплексная программа работ на период 2002 - 2010 годы по проблеме снижения шума, эмиссии и повышения точности навигации отечественных самолетов и вертолетов в обеспечение требований норм ИКАО и ЕС».
Главными целями Программы являются обеспечение соответствия эксплуатируемых и вновь создаваемых самолетов и вертолетов современным и перспективным нормам ИКАО по шуму и эмиссии, а также создание опережающего научно-технического задела для разработки новых методов снижения шума и эмиссии.
Отечественная программа по снижению шума самолетов предусматривает комплекс мер по созданию нового двигателя с пониженным уровнем шума. Двигатель нового поколения будет обладать высокой степенью двухконтурности, иметь биротативный вентилятор с широкохордньтми рабочими лопатками и минимально возможным расстоянием между ротором и статором.
Обеспечение работоспособности высоконагруженных лопаток невозможно без новой системы проектирования, учитывающей характеристики реальной среды функционирования турбомашин, в первую очередь нестационарность газовых сил, действующих на лопатки.
В процессе изучения нестационарных явлений на основе натурного эксперимента создана большая база знаний, позволяющая делать значимые для
практики оценки вновь разрабатываемых конструкций турбомашин. Наиболее полно эта база знаний представлена в работах Центрального института авиационного моторостроения (ЦИАМ) [2].
Однако, процесс натурного эксперимента очень дорогостоящий, поэтому решать задачу о снижении шума необходимо еще на этапе проектирования. Прогресс в области вычислительной техники, совместно с последними достижениями в численных методах, уже на этапе проектирования делает возможным оптимизировать основные геометрические параметры турбомашины. Разумеется, применение в процессе проектирования математических моделей не отменяет необходимости проведения экспериментальных исследований и экспериментального подтверждения надежности и работоспособности как самих конструкций газотурбинных двигателей, так и используемых математических моделей. Тем не менее, практическое применение численного моделирования нестационарных явлений позволяет существенно повысить техническую культуру проектирования турбомашин и получить значимые для принятия решений оценки.
Таким образом, основным путем решения проблемы проектирования малошумного двигателя является разработка эффективных математических моделей.
Выбор подхода к задаче численного моделирования шума от какого-либо элемента или узла двигателя, прежде всего, зависит от механизма генерации акустических пульсаций и от образующегося при этом типа акустического источника. В качестве примера на рисунке 3 приведено типичное распределение шума от отдельных узлов ТРДД со степенью двухконтурности 5 в системе самолет-двигатель [1]. Как видно, наибольший раздражающий эффект вызван шумом вентиляторной ступени. Однако с уменьшением степени двухконтурности вклад шума сопла возрастает.
На рисунке 3 по оси абсцисс цифрами обозначены следующие величины:
1. Полный уровень шума.
Шум вентилятора, излучаемый из воздухозаборника.
Шум вентилятора, излучаемый из сопла.
Шум камеры сгорания.
Шум турбины.
Шум струи.
Шум планера.
а) б)
Рис. 3. Вклад отдельных источников в полный уровень шума двигателя при
режиме захода на посадку (слева) и при взлетном режиме (справа).
а) степень двухконтурности 5, б) степень двухконтурности 3
Задачу оценки шума можно разбить на два этапа. Первый этап -численное моделирование структуры потока в области, непосредственно примыкающей к источнику, с учетом нелинейных эффектов. Второй этап -использование линейной теории по распространению колебаний малой амплитуды в области, несколько удаленной от источника, где эффектами нелинейности потока можно пренебречь.
На основании вышесказанного следует, что для решения задачи проектирования малошумного вентилятора необходимо решение совместной задачи аэродинамики и акустики. Существующие в настоящее время решатели такого типа являются достаточно трудоемкими и требуют большое количество временных ресурсов. В связи с вышеизложенным, является актуальной тема
13 диссертационной работы, посвященная моделированию нестационарного
статор-ротор взаимодействия решеток профилей и его применению при
проектировании «акустической» лопатки вентилятора.
Работа выполнена на кафедре «Общая физика» Рыбинской
государственной авиационной технологической академии имени
П.А. Соловьева и открытом акционерном обществе «Научно производственное
объединение «Сатурн».
Шум вентилятора авиационного двигателя
В настоящее время весьма актуально проблема снижения авиационного шума, рост которого обусловлен, прежде всего, быстрым увеличением парка реактивных самолётов и интенсивности их эксплуатации. Шум авиационных двигателей оказывает неблагоприятное воздействие на человека, которое обычно связано с общим раздражением, невозможностью уснуть или пробуждением, трудностью сосредоточиться для выполнения конкретной работы, а при длительном воздействии шума возможны ухудшения состояния здоровья, например, потеря слуха.
Введение в действие Главы 4 Стандарта ИКАО законодательно утвердило ужесточение международных экологических требований к авиационной технике, и в частности норм по шуму на местности. Для российских самолётов это означает ограничение полётов, а значит снижение конкурентоспособности на мировом рынке авиаперевозок. За последние 30 лет по нормам ИКАО допустимый уровень шума авиационных двигателей снизился более чем на 30 ЕРКцБ.
Для оценки раздражающего воздействия шума используется пять типов акустических критериев: 1) максимальные уровни шума с учётом психофизиологической реакции человека, учитываемой с помощью стандартных коррекций, например, уровень звука LA (В дБА), уровень воспринимаемого шума PNL или PNLT (соответственно в PN дБ и TPN дБ). Их логическим развитием являются эффективные уровни шума, характеризующие действие шума на местности при единичном пролёте с учётом продолжительности шума, например, эффективный уровень воспринимаемого шума EPNL (в EPN дБ) или эффективный уровень звука LAE (В ДБА); 2) критерии суммарного воздействия шума, учитывающие не только максимальные уровни шума при каждом пролёте с использованием приведённых выше единиц, но и число пролётов за определённый период времени; 3) площадь, ограниченная контуром шума на земной поверхности с заданным максимальным уровнем или критерием суммарного воздействия; 4) количество населения, подверженного заметному раздражающему воздействию шума авиационного двигателя; 5) комплексные и комбинированные критерии.
Известно, что критерии первого типа широко используются для оценки раздражающего воздействия при единичном пролёте самолета (одиночное воздействие) и, в частности, при сертификационных испытаниях самолёта по шуму. Их основным достоинством является возможность оценки раздражающего воздействия шума одной величиной с учётом таких его важнейших и сложных по своей природе показателей, как частотный состав и продолжительность звучания.
Критерии второго типа учитывают общее неблагоприятное влияние максимальных уровней шума при многократных воздействиях, степень воздействия которого в этом случае, зависит также и от времени суток (известно, что шум в вечернее и ночное время при прочих равных условиях вызывает существенно большее раздражение). Критерием второго типа, нашедшим широкое применение для характеристики снижения авиационного шума вблизи аэропортов, может служить эквивалентный уровень звука L3KB (в дБА).
Для оценки акустической эффективности различных мероприятий, внедряемых в практику гражданской авиации с целью снижения негативного звукового воздействия, всё чаще используется критерий третьего типа, представляющий собой площадь, ограниченную контуром шума на земной поверхности с заданным его уровнем отдельно для основных этапов полёта (взлёт, набор высота, снижение на посадку) или в целом для единичного взлёта и посадки. Результаты проведённых исследований свидетельствуют о том, что существует достаточно надёжная взаимосвязь между площадью такого контура (или частью его) и уровнями шума в контрольных точках. В качестве характерной обычно используют площадь, ограниченную контуром равного возмущения, создаваемого при единичном взлёте и посадке самолёта данного типа.
Всё более широкое применение в авиационной акустике находит критерий четвертого типа, характеризующий процент населения Р, сильно страдающего от авиационного шума.
Определённый практический интерес представляет оценка с помощью рассмотренных критериев общего раздражающего воздействия шума, наблюдаемого вблизи аэропортов, вызванного эксплуатацией самолётов различных типов. Это важно, например, при разработке и определении очерёдности внедрения мероприятий по снижению шума в аэропорту, решении вопроса о целесообразности модификации самолётов с целью снижения негативного акустического воздействия, определении размеров сборов, которые должны взиматься с различных авиакомпаний с учётом того, какой вклад в общий уровень шума вносят все эксплуатируемые самолёты в данном аэропорту. Понятно, что проведение эффективных мероприятий для сравнительно малошумных самолётов не решает в полной мере проблемы экологического и акустического характера в аэропорту. Подобная ситуация возникает, например, при внедрении новых менее шумных самолётов, если наряду с ними продолжают интенсивно эксплуатироваться заведомо более шумные самолёты, или при внедрении для самолётов отдельных типов эффективных приемов пилотирования, если для других подобные приёмы не используются.
Конечно-разностная аппроксимация модифицированного метода крупных частиц
Исходная система уравнений Навье-Стокса (совместно с уравнениями неразрывности и сохранения энергии) может быть записана в виде: Ut + (Fi + Fv)x + (Gi + Gv)y + ( + Hv)z = 0, (1) где индексы t, x, у, z относятся к частным производным по времени и пространственным координатам, i, v - к невязким и вязким потокам соответственно. U, F, G, Н - векторы параметров, форма которых определяется видом уравнения сохранения. С пространственной точки зрения процесс будем рассматривать в квазитрехмерной постановке. Для замыкания системы дифференциальных уравнений (1) используется уравнение состояния:
Основная идея метода крупных частиц состоит в расщеплении по физическим процессам исходной нестационарной системы уравнений Навье-Стокса, записанной в форме законов сохранения. Среда здесь моделируется системой из жидких (крупных) частиц, совпадающих в данный момент времени с ячейками эйлеровой сетки. Весь процесс вычисления состоит из многократного повторения шагов по времени. Расчёт каждого временного шага (вычислительного цикла) разбивается на три этапа:
1 - эйлеров этап, когда пренебрегаем всеми эффектами, связанными с перемещением элементарной ячейки (потока массы через границы ячеек нет), и учитываем эффекты ускорения жидкости лишь за счёт сил давления; здесь для крупной частицы определяются промежуточные значения искомых параметров потока (р(ії,7,е);
2 - лагранжев этап, где при движении жидкости вычисляются потоки массы, импульса и энергии через границы эйлеровых ячеек;
3 - заключительный этап — определяются в новый момент времени окончательные значения газодинамических параметров потока \j/(u, v, є, р) на основе законов сохранения массы, импульса и энергии для каждой ячейки и всей системы в целом на фиксированной расчётной сетке.
Для моделирования течения газа с вязкими свойствами (решение осредненных уравнений Навье-Стокса с использованием модели турбулентности) метод крупных частиц необходимо модифицировать в направлении повышения порядка точности аппроксимации слагаемых лагранжевого этапа по пространству до второго или третьего. Соответственно необходимо повысить устойчивость метода. Модификация метода крупных частиц (МКЧ) заключается в исключении эйлерова этапа и введении неявной коррекции по давлению [14]. В результате МКЧ преобразуется в стандартную численную схему конечного объема [7].
Основная идея метода конечных объемов с неявной коррекцией по давлению состоит в использовании совместного решения эйлерово-лагранжевого представления. Область решения разбита неподвижной, фиксированной по пространству (эйлеровой) расчетной сеткой, а сплошная среда трактуется дискретной моделью, т. е. рассматривается совокупность частиц фиксированной массы (лагранжева сетка частиц), которые движутся через эйлерову сетку ячеек. Частицы служат для определения параметров самой жидкости, в то время как эйлерова сетка используется для определения параметров поля. После того, как все величины найдены на новом временном слое, выполняется расчет давления на следующий временной слой (неявная коррекция по давлению).
В данном подходе используется совместное решение эйлерово лагранжевого представления. Область решения разбита неподвижной, фиксированной по пространству (эйлеровой) расчетной сеткой, а сплошная среда трактуется дискретной моделью, т. е. рассматривается совокупность частиц фиксированной массы (лагранжева сетка частиц), которые движутся через эйлерову сетку ячеек. Частицы служат для определения параметров самой жидкости, в то время как эйлерова сетка используется для определения параметров поля.
Распишем численную схему на примере двумерных уравнений Навье-Стокса и к - є модели турбулентности. Аппроксимация частных производных по пространству применяется на криволинейную структурированную сетку (рисунок 8).
Для удобства записи выше названные уравнения в конечно-разностном виде для декартовой системы координат (х, у) запишутся как:
Значения величин на предыдущем временном слое обозначаются с индексом п, на новом временном слое - п + 1 или n + 2. Индексы i, j принадлежат центрам ячеек расчетной сетки (рисунок 9). Фир — матрица консервативных переменных, используемая для аппроксимации производных по Аппроксимация производных на криволинейную сетку происходит с применением метрических коэффициентов (,х, Ъ,у, Чх, гу) и Якобиана преобразования координат J = х гу - у т\к (рисунок 9.а). На рисунке 9.a Fb j -произвольный параметр центре ячейки, и первая производная для величины F1;J запишется в виде: ДЕ: AF. J і Ax Ay = F,+V2j "Fi-V2jK +Tlx )+(FIJ+V2 "Fij-vaX y + )W} Половинные индексы по і и j принадлежат граням расчетной ячейки (рисунок 9.6). Для системы уравнений (3 - 7) частная производная по пространству для криволинейной системы координат в центе ячейки (i, j) с помощью центральных разностей второго порядка точности:
Основы акустического моделирования, заложенные в программном комплексе SYSNOISE
Аэроакустический комплекс SYSNOISE основывается на реализации аэроакустической аналогии полученной Лайтхиллом [19] и расширенной Курле [20], Фокс-Вильямсом и Хоукингсом [21] (рисунок 36).
Звук аэродинамического происхождения можно определить как возмущение, возникающее в результате воздействия воздушного потока на окружающую среду, т. е. причинами образования являются не колебания твердых тел, как обычно рассматривается в классической акустике, а движение воздушной среды. В связи с развитием авиационной техники появились, многочисленные работы, по исследованию звука аэродинамических источников.
В 1952 - 1954 гг. появились работы Лайтхилла, в которых изложены основы общей теории аэродинамического шума, получившей широкое применение, особенно в изучении шума турбулентных струй. Данный подход, предложенный Лайтхиллом, основан на акустической аналогии для расчета акустического излучения, генерируемого, занимающим относительно небольшую область, турбулентным потоком, помещенным в неограниченную однородную среду, в которой скорость звука а0 и плотность р0 сохраняются постоянными. Предполагая, что пульсации плотности на больших скоростях от области, занятой турбулентностью, должны вести себя подобно акустическим волнам, Лайтхилл на основании точных уравнений неразрывности и количества движения получил для области, отстоящей на большом расстоянии от турбулентного потока, однородное волновое уравнение
Таким образом, получено точное уравнение движения жидкости без каких-либо допущений, которое в случае небольших по величине скоростей может быть применено и к сжимаемым сплошным средам, в том числе и к воздуху.
Члены, представленные в правой части уравнения (29), характеризуют причины появления аэродинамического шума. Слагаемое aQ/at описывает звук от источника потока, д/дх[ описывает источник от взаимодействия потока и препятствия, а последний член д Тц/дх\дХ} - собственные источники звука в потоке, в частности: звук, генерируемый потоком, конвекцию, распространение и отражение звуковых волн.
Реальные источники звука, как правило, очень сложны. Обычно их можно представить в виде совокупности простейших источников: монополей, диполей, квадруполей.
Гармоническим монополем (рисунок 37) называют источник звука, представляющий собой сферу, которая пульсирует (расширяется/сжимается) во времени, излучая звуковые волны во всех направлениях. Радиус этой сферы мал по сравнению с длинной звуковой волны на данной частоте. Волновое уравнение (29) в этом случае имеет вид:
Физический механизм излучения звука монопольным источником можно представить как вынужденные флуктуации массы в фиксированном объеме. Например, шар малого диаметра сжимается и расширяется так, что масса жидкости в окружающей его области периодически меняется. Вытеснение массы движущейся поверхностью приводит к изменению плотности на поверхности, которое передается далее в виде звуковых волн. Таким образом, источником звука может быть тело с фиксированной поверхностью, имеющей пульсации давления, распространяющиеся как звук.
Вводя характерные величины для скорости U, размеров L и частоты f U/L, мощность акустического излучения монополя в волновой зоне можно выразить формулой: WM = pU3L2M. (31) со Совокупность двух одинаковых противофазных монополей, расстояние между которыми мало по сравнению с длинной волны, называют диполем [16]. Волновое уравнение в этом случае примет вид: д2р 2 д2р д: т-4—т = —L (32) at2 дх2 дх{ к где член правой части уравнения (32) характеризует изменение массовых сил в пространстве.
Простейшим диполъным источником является малая по сравнению с длинной волны сфера, гармонически колеблющаяся по оси диполя со скоростью v, она излучает звук также как диполь. Диполь имеет «восьмеричную» характеристику направленности с максимумом на его оси (рисунок 38). Важной особенностью дипольного источника является эффект направленности: большая часть звука излучается в плоскости диполя.
Для дипольного возбуждения нужна гармоническая сила, действующая со стороны твердой границы.
Мощность акустического излучения диполя можно найти, отвлекаясь от деталей характеризующих источник, и вводя характерные величины для скорости U, размеров L и частоты f U/L, таким образом: Wg pU3L2M3. (33)
Квадрупольное излучение (рисунок 39) характерно для свободной струи газа, турбулентного пограничного слоя и т. д. Квадруполи могут быть продольными, поперечными и их комбинациями. Они образуются одновременно работающими близко расположенными диполями, различным образом ориентированными друг относительно друга.
В этом случае существуют два взаимно перпендикулярных направления, каждая точка которых получает скомпенсированный «нулевой» сигнал. Наибольшая интенсивность излучения сигнала будет под углом 45 . Они описываются волновым уравнением вида: -а2 в_ і_ (34) а2 ах2 дк{дх} к } где правая часть уравнения (34) характеризует турбулентные пульсации в потоке. Мощность акустического излучения квадрупольного источника вычисляется по следующей формуле: Wk pU3L2M5 (35)
Сравнивая формулы (31), (33) и (35) видно, что при М 1 излучение монопольного источника более эффективно, чем излучение диполя и тем более излучение квадруполя. Таким образом, при дозвуковых скоростях потока действие массовых сил и турбулентность являются менее эффективными генераторами звука.
Обобщенная теорема Кирхгофа. В теории распространения волн большое значение имеет теорема Кирхгофа, позволяющая выразить колебания в любой точке пространства через колебание на поверхностях, ограничивающих рассматриваемое пространство (включая и бесконечно удаленную поверхность).
Применение методики при проектировании "акустической" лопатки вентилятора
Непосредственно на стенде снимаются контрольные характеристики двигателя: значение тяги и расход топлива по линии рабочих режимов. Снятие характеристик производится на установившихся режимах, соответствующих режимам, на которых измеряется шум.
До и после проведения испытаний микрофоны должны быть откалиброваны. Микрофон должен устанавливается так, чтобы его сеточный колпачок отступал 0.25 дюйма (6.35 мм) от поверхности земли, а диафрагма направлена вниз над специально подготовленной пластиной.
Акустические данные собираются на приведенных частотах вращения вентилятора, указанных в официальном запросе на испытания. Во время сбора данных РУД (рычаг управления двигателем) не должен перемещаться для компенсации колебаний оборотов двигателя. Контрольные точки после стабилизации должны быть в пределах 25 об/мин от заданной приведенной частоты вращения вентилятора и отклонения или колебания не должны превышать 15 об/мин во время сбора данных. Все показания записываются не менее двух раз.
Во время проведения измерений, согласно программе испытаний, на каждом из режимов работы двигателя фиксируются следующие характеристики [23]: сигнал звукового давления от микрофонов дальнего поля; сигнал звукового давления от микрофонов ближнего поля; сигнал звукового давления от микрофонов расположенных внутри двигателя. Во время сбора акустических данных на установившемся режиме параметры двигателя и атмосферные условия записываются с частотой 10 Гц.
Уровни фонового шума записываются перед началом измерений на неработающем ГТД, при включении всех вспомогательных стендовых механизмов и устройств, обеспечивающих работу двигателя на испытаниях.
На современных пассажирских самолетах наибольший шум создают турбореактивные двигатели, основными источниками шума которых являются реактивная струя и вентилятор.
Шум выхлопной струи ТРД возникает вследствие турбулентного пульсационного движения при перемешивании частиц газа, имеющих большую скорость течения с частицами окружающего воздуха.
Шум вентилятора слагается из шума, обусловленного вращением ротора и взаимодействием ротора со статором, в результате чего образуется бесконечное число вращающихся структур, и шумов, обусловленных турбулентностью потока, конечной толщиной лопаток, флуктуацией нагрузки на лопатки. На рисунке 62 представлен шумовой спектр ТРДД с большой степенью двухконтурности, построенный для стенда, применительно к режиму взлета самолета и снижению его на посадку. На рисунке показаны зоны излучения каждого вида шума, их относительный уровень, а также направление наибольшего звучания.
При малой степени двухконтурности (п 1..1,5) основным источником шума на взлете и при наборе высоты является реактивная струя; на режиме снижения на посадку основным источником шума оказывается компрессор низкого давления, который обычно вплоть до режима глубокого дросселирования маскирует шум турбины, а также внутренний шум. При большей степени двухконтурности (n = 4..6) основным источником шума на всех взлетно-посадочных режимах уже становится вентилятор [17].
Одним из способов оценки шума, создаваемого вентиляторной ступенью в дальнем поле является трехмерное акустическое моделирование на основе газодинамических расчетов.
Для решения задачи в данной постановке необходимо выполнить следующее: провести моделирование газодинамического статор-ротор взаимодействия вентилятор — спрямляющий аппарат на основе решения квази-трехмерных нестационарных уравнений Навье-Стокса; на основании информации о потоке, полученной из CFD (Computational Fluid Dynamics - вычислительная газовая динамика) расчета, определить эквивалентные источники звука; провести расчеты по определению уровней звукового давления в исследуемых точках среды.
В качестве объекта исследования выбрана вентиляторная ступень двигателя SaM146. Выбранная вентиляторная ступень имеет следующие характеристики: число лопаток вентилятора 24, направляющего аппарата наружного контура-76, внутреннего контура - 67. Для газодинамического расчета течение рассматривалось на геометрических струйках тока (рисунок 63).
В качестве режима, на котором производились расчеты, был выбран режим работы двигателя близкий к режиму посадки (n = 4545 об\мин). Такой режим является одним из трех характерных режимов работы двигателя, на которых производится контроль уровня шума двигателя. На двух других контрольных режимах (режим взлета и режим набора высоты) существенный вклад в суммарный уровень шума двигателя вносят скачки уплотнения в вентиляторе, расположение которых изменяется за период нестационарного взаимодействия. Проблема адекватного описания скачков, их взаимодействия между собой и тем более генерации этими скачками акустических источников, представляет собой отдельную газодинамическую задачу.
В качестве граничных условий на входе в расчетную область задавались полные параметры (Р = 103968.3 Па, Т = 290.67), угол на входе а = 0. На выходе задавалось статическое давление, равное по внешнему контуру р = 119259 Па. Частота вращения вентилятора п = 4545 об/мин. Константы модели турбулентности ScaleTu - 5.0е-2, LTu -3.0е-3.
