научная статья по теме ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ СНИЖЕНИЯ УЗКОПОЛОСНОГО ШУМА ПРЕДКРЫЛКА С ПОМОЩЬЮ ШЕВРОНОВ Физика

Текст научной статьи на тему «ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ СНИЖЕНИЯ УЗКОПОЛОСНОГО ШУМА ПРЕДКРЫЛКА С ПОМОЩЬЮ ШЕВРОНОВ»

АКУСТИЧЕСКАЯ ЭКОЛОГИЯ. ШУМЫ И ВИБРАЦИЯ

УДК 534.83

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ СНИЖЕНИЯ УЗКОПОЛОСНОГО ШУМА ПРЕДКРЫЛКА С ПОМОЩЬЮ ШЕВРОНОВ © 2012 г. М. Ю. Зайцев, И. В. Беляев, В. Ф. Копьев, М. А. Миронов*

Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского 140180Жуковский, ул. Жуковского 1 E -mail: vkopiev@mktsagi.ru *Акустический институт им. Н.Н. Андреева 117036 Москва, ул. Шверника 4

E-mail: mironov_ma@mail.ru Поступила в редакцию 02.02.2012 г.

Проведена экспериментальная проверка новой концепции снижения шума предкрылка за счет применения шевронной формы нижней кромки. Представлены результаты параметрических исследований, выполненных на маломасштабной модели участка крыла (масштаб 1 : 18) с отклоненными элементами механизации (предкрылком и закрылком) в посадочной конфигурации. В результате акустических измерений было получено снижение (до 4.5 дБ) узкополосного шума для некоторых шевронных геометрий по сравнению с обычным предкрылком. Величина снижения является сложной функцией частоты, геометрии крыла и предкрылка и характеристик потока.

Ключевые слова: шум обтекания элементов планера самолета, шевронный предкрылок, акустическая заглушенная камера с потоком.

В последнее время значительно увеличилось количество зарубежных работ, посвященных исследованию аэродинамического шума при обтекании элементов планера самолета (см. обзорные статьи [1—3]). Во многом интерес обусловлен тем, что последние достижения в создании современных турбореактивных двигателей с большой степенью двухконтурности привели к значительному снижению шума силовой установки [4, 5]. В результате шум реактивной струи перестает быть доминирующим источником шума при заходе самолета на посадку, когда двигатели работают в режиме малого газа, и возникает проблема шума, образуемого при обтекании выпущенного шасси и отклоненных элементов механизации крыла (предкрылков, закрылков, интерцепторов и т.д.). В связи с этим создание перспективных пассажирских самолетов с улучшенными акустическими характеристиками, которые удовлетворяли бы все более жестким нормам ИКАО по шуму на местности, требует заметного снижения шума обтекания элементов планера самолета. Поэтому повышенное внимание в последнее время стало уделяться способам, которые снижают аэродинамический шум этих источников [6—8]. Исследование физических механизмов генерации шума турбулентностью вблизи твердых границ в приложении к снижению шума элементов шасси рассматривалась авторами в [9, 10]. В настоящей работе рассматриваются экспериментальные ре-

зультаты, направленные на разработку способа снижения шума предкрылка — одного из доминирующих источников шума механизации крыла в целом.

Совокупность проведенных исследований, касающихся шума предкрылка, позволяет выделить основные механизмы его генерации. В качестве основных механизмов видятся следующие: шум задней кромки предкрылка; присоединение вихревой пелены на внутреннюю поверхность предкрылка; неустойчивость вихря, находящегося во внутреннем углублении; нестационарное движение крупномасштабных когерентных структур в канале между предкрылком и крылом. Это позволяет выдвигать концепции снижения шума предкрылка. Наиболее распространены пассивные методы, связанные с влиянием на сдвиговый слой за нижней кромкой и задней кромкой предкрылка, а также связанные с использованием звукопоглощающих конструкций (ЗПК) на внутренней поверхности предкрылка.

Анализ возможных механизмов генерации звука предкрылком показывает, что одним из наиболее вероятных источников узкополосного шума является нестационарное движение крупномасштабных когерентных структур в канале между предкрылком и крылом. Численные расчеты (рис. 1а) демонстрируют наличие вихря, коррелированного вдоль размаха крыла и примыкающего к внутренней поверхности предкрылка.

Исходя из такого понимания акустического источника, авторами была предложена концепция шумоглушения предкрылка, основанная на применении шевронной формы нижней кромки предкрылка (рис. 1б).

Применение шевронов, по мнению авторов, должно привести к уменьшению пространственного масштаба корреляции источника звука вдоль размаха крыла и существенному снижению излучаемой акустической мощности. Предварительные аналитические оценки показывают потенциал снижения шума на 3—5 дБ. Для подтверждения работоспособности данной концепции, в первую очередь, требуется экспериментальная проверка концепции в рамках акустических и аэродинамических экспериментов. С этой целью в заглушенной камере с потоком АК-2 были проведены параметрические исследования, выполненные на маломасштабной модели участка крыла с отклоненными элементами механизации (предкрылком и закрылком) в посадочной конфигурации. Заглушенная камера АК-2 представляет собой помещение, облицованное изнутри звукопоглощающими конструкциями в виде клиньев, обеспечивающими поглощение звуковых волн от источника шума. Воздушный поток пода-

ется в заглушенную камеру от системы газгольдеров (контур высокого и среднего давления) или от автономной вентиляторной установки (контур низкого давления). В подводящих воздуховодах установлены глушители шума и детурбулизирую-щие сетки, предназначенные для снижения уровня помех от пульсаций давления и скорости. Основные технические характеристики АК-2 представлены в таблице.

Для исследования шума обтекания маломасштабных моделей крыла самолета был выбран внешний контур со скоростями истечения 60— 80 м/с и диаметром сопла 400 мм, начальный уровень турбулентности не превышает 0.5%. Для целей настоящего исследования такой диапазон скоростей вполне приемлем, так как шум предкрылка проявляется в наибольшей степени в режиме посадки самолета. Максимальный размах элемента крыла в данном случае не должен превышать 0.3 м, оставаясь внутри однородного начального участка струи с диаметром 40 см.

В работе исследовалась модель участка крыла (масштаб 1 : 18), изготовленная методом лазерной стереолитографии, со сменным набором шевронных предкрылков. Общий вид модели с модифицированным предкрылком и боковыми шайбами

Основные технические параметры АК-2

Система сбора и обработки данных:

Общий объем камеры: 211 м3 Многоканальный анализатор акустических данных B&K PULSE 3560C,D (число каналов 32)

Размеры рабочей части: 9.6 х 5.5 х 4.0 м3 Скорость опроса данных до 200 кГц на канал

Рабочий частотный диапазон: 160—20000 Гц Точность измерения звукового давления ±0.5 дБ

Максимальная скорость струи контура:

1-й контур: диаметр сопла: В = 0.8 м, М = 0.25

(в)

(г)

Рис. 2. Модель участка крыла с элементами механизации в сборе: (а) вид сверху, (б) вид снизу; (в) базовый предкрылок, (г) предкрылок с шевронной формой нижней кромки.

Рис. 3. Сменный набор шевронных предкрылков: 80 — предкрылок без шевронов (базовый); 81—87 шевронные предкрылки различной геометрии.

приведен на рис. 2а, 2б. Модификация предкрылка заключается в изменении формы нижней кромки на зубчатую. Базовый предкрылок приведен на рис. 2в, один из модифицированных — на рис. 2г. Фотография сменного набора шевронных предкрылков 80—87 представлена на рис. 3 (увеличение порядкового номера предкрылка соответствует увеличению шага и высоты шеврона).

Программа акустических испытаний включала измерения шума микрофонами, установлен-

ными в дальнем поле для модели с базовым 80 и шевронными 81—87 предкрылками. Скорость набегающего потока изменялась в диапазоне, характерном для режима посадки самолета (V = 50, 55, 60, 65, 70, 75 м/с), геометрический угол атаки а = = 12°, угол отклонения предкрылка — 28°, закрылка — 35° (8предкр « 28°, 8закр « 35°). Частотный диапазон измерений: 0.2—25.6 кГц. Максимальное число Рейнольдса Re, вычисляемое для скорости V=

Рис. 4. Схема акустических измерений в заглушённой камере с потоком АК-2: 1) модель участка крыла с шевронным предкрылком, 2) сопло, 3) полярная решетка микрофонов.

= 75 м/с и длины хорды профиля с = 21.4 см, равно Re = V*c/v ~ 1.07 х 106.

Схема акустических измерений приведена на рис. 4. Для того чтобы избежать отражения звуковых волн от решетчатого пола и уменьшить вредную интерференцию прямого и отраженного сигнала, полярная микрофонная решетка устанавливалась под потолком и представляла собой дугу окружности радиусом 1.3 м с центром на передней кромке модели. Модель устанавливалась на расстоянии одного диаметра сопла от его среза в перевернутом положении так, чтобы микрофоны измеряли звуковое поле в нижней полусфере под крылом (это направление представляет интерес с точки зрения шума на местности, генерируемого при обтекании планера самолета). Микрофоны устанавливались с шагом 20° в диапазоне углов 50°—150°, отсчитываемых от направления набегающего потока. Положение микрофона № 1 (вверх по потоку от модели) ограничивалось углом 150° из-за эффекта экранирования звука соплом; положение микрофона № 6 (вниз по потоку от модели) ограничивалось углом 50° из-за помех, вносимых потоком. Предустановленный угол атаки модели внутри боковых шайб составлял 6°, име-

лась возможность изменять угол атаки всей модели от 0° до 30°.

Для измерений использовались полудюймовые микрофоны типа 4189 фирмы "Брюль и Къер" (БК) с предусилителями тип 2669 (частотный диапазон 40—25600 Гц, чувствительность 50 мВ/Па). Запись данных эксперимента на жесткий диск компьютера, а также спектральный анализ и постобработка акустических сигналов выполнялась с помощью двадцатиканальной системы сбора и анализа данных Pulse 3560D (БК). Использовалось программное обеспечение LabShop версии 14.1. Перед началом эксперимента все измерительные каналы калибровались с помощью пистонфона тип 4228 (БК).

Перед проведением основной серии экспериментов с шевронными предкрылками на базовой модели (без шевронов) был проведен ряд методических измерений. На рис. 5 приведены спектры шума базовой модели при выпущенном и убранном предкрылке. Из приведенных измерений видно, что в спектре шума имеется узкополосный пик, превышающий широкополосную составляющую на величину ~20 дБ. Следует отметить, что при закрытии щели между предкрылком и основным крылом эта узкополосная составляющая ис-

------A

Для дальнейшего прочтения статьи необходимо приобрести полный текст. Статьи высылаются в формате PDF на указанную при оплате почту. Время доставки составляет менее 10 минут. Стоимость одной статьи — 150 рублей.

Показать целиком