АКУСТИЧЕСКАЯ ЭКОЛОГИЯ. ШУМЫ И ВИБРАЦИЯ
534.83
ВЛИЯНИЕ ШЕВРОНОВ НА ШУМ ПРЕДКРЫЛКА ПРЯМОГО И СТРЕЛОВИДНОГО КРЫЛА © 2015 г. И. В. Беляев, М. Ю. Зайцев, В. Ф. Копьев
ФГУПЦА1И, Научно-исследовательский Московский комплекс ЦАГИ 105005 Москва, ул. Радио 17 Пермский национальный исследовательский политехнический университет 614990Пермь, Комсомольский пр. 29 E-mail: vkopiev@tsagi.ru Поступила в редакцию 12.02.2015 г.
Проведено экспериментальное исследование шума обтекания маломасштабных моделей крыла c механизацией (предкрылком и закрылком). Показано, что установка шевронов на нижней кромке предкрылка приводит к снижению шума как для прямого, так и для стреловидного крыла. Одновременные акустические и аэродинамические измерения показали, что шевроны приводят к подавлению тональных компонент шума предкрылка, не оказывая значительного влияния на аэродинамические характеристики крыла.
Ключевые слова: шум предкрылка, шум обтекания, снижение шума. DOI: 10.7868/S0320791915050032
АКУСТИЧЕСКИЙ ЖУРНАЛ, 2015, том 61, № 6, с. 754-763
УДК
ВВЕДЕНИЕ
Шум обтекания элементов конструкции планера является одним из основных источников шума современных гражданских самолетов при заходе на посадку [1, 2] и поэтому важен с точки зрения выполнения самолетами сертификационных норм по шуму на местности. К главным источникам шума обтекания относятся шасси и элементы механизации крыла, такие как предкрылки и закрылки. Результаты летных экспериментов для самолетов А340 [3] и Боинг-777 [4] показали, что предкрылок действительно является важным источником шума самолета при заходе на посадку. Подробный обзор механизмов генерации шума предкрылка и способов его снижения приведен в [2]. Среди предлагаемых методов снижения широкополосного шума предкрылка можно упомянуть уменьшение расстояния между задней кромкой предкрылка и основным крылом, облицовку поверхности полости предкрылка звукопоглощающими конструкциями, заполнение полости предкрылка непроницаемым материалом, установку на задней кромке предкрылка проницаемых для потока щеток.
Спектры шума предкрылка, получаемые при проведении экспериментов в аэродинамических трубах с заглушенной рабочей частью и при численном моделировании, могут содержать помимо широкополосной компоненты также сильные тональные гармоники в области низких и средних частот. В настоящий момент единое мнение относительно причины их возникновения не вырабо-
тано. Наиболее часто в литературе встречаются два возможных объяснения. Обе гипотезы исходят из того, что тональные компоненты в спектре шума предкрылка связаны с возникновением акустической обратной связи при протекании потока через область между предкрылком и крылом.
Согласно первой гипотезе тональное акустическое излучение является ламинарным эффектом и связано с образованием обратной связи между акустическими волнами и волнами неустойчивости Толлмина—Шлихтинга в пограничном слое на нижней поверхности предкрылка. Аналогичный механизм исследовался ранее применительно к шуму изолированного профиля [5—9]. Исходя из этого предположения, генерация тональных компонент шума предкрылка является следствием малого числа Рейнольдса и полностью исчезает при натурных числах Рейнольдса, когда пограничный слой предкрылка становится турбулентным. На основании предположения, что для образования обратной связи необходим ламинарный пограничный слой на нижней кромке предкрылка, для подавления тональных компонент в спектре шума предкрылка, измеряемого в заглушенных аэродинамических трубах, обычно используются турбули-заторы на нижней кромке предкрылка. Ряд исследований [10—12] показал, что такие турбулизаторы действительно подавляют тональные компоненты в спектре шума предкрылка, тогда как в ряде других исследований [13—15] было обнаружено, что тональные компоненты присутствуют и после установки турбулизаторов. Поэтому представляется,
что простое увеличение числа Рейнольдса не является достаточным для подавления тональных гармоник, так что механизм генерации тональных гармоник может в принципе реализовывать-ся и при течениях с большим числом Рейнольдса.
Другой возможный сценарий связан с образованием обратной связи между сдвиговым слоем, сходящим с нижней задней кромки предкрылка, и акустическим источником, образующимся в месте натекания сдвигового слоя на внутреннюю поверхность предкрылка. Данный процесс аналогичен механизму генерации шума при обтекании неглубокой полости [13, 16—18].
В упомянутых выше работах турбулизаторы, которые продемонстрировали свою эффективность с точки зрения подавления тонального шума, были неоднородны в направлении размаха крыла: шевронный турбулизатор в [11] или зигзагообразная пленка в [12]. Эти турбулизаторы, помимо увеличения эффективного числа Рейнольдса потока, приводили также к возмущениям потока в направлении размаха крыла, что могло оказывать влияние на сход вихрей с нижней кромки предкрылка. Как следствие, вихри, сходящие с нижней кромки предкрылка, становились менее двумерными и менее когерентными в направлении размаха крыла, переход к трехмерной вихревой структуре начинался раньше, а сами вихревые структуры становились слабее, что могло привести к ослаблению обратной связи, ответственной за генерацию тональных акустических компонент.
Основываясь на идее разрушения когерентности источника вдоль размаха крыла, был предложен [19, 20] новый способ снижения шума предкрылка, который состоит в установке шевронов на нижней кромке предкрылка. Эксперименты в заглушенной камере АК-2 Центрального аэрогидродинамического института (ЦАГИ) с маломасштабной (1 : 18.5) моделью элемента прямого крыла показали [20], что этот метод эффективно подавляет тональные компоненты и приводит к некоторому снижению широкополосного шума. Стоит отметить, что возмущение потока, неоднородное по размаху крыла, может также быть реализовано, например, с помощью вдува потока [21] или с помощью плазменных актуаторов [22—24].
Приведенные выше соображения относительно работы шевронного предкрылка основываются на двумерной модели прямого крыла, и поэтому данный метод снижения шума требует проверки для более реалистичных конфигураций крыла (стреловидных, сужающихся и т.д.), когда трехмерные эффекты могут быть существенными. Кроме того, требуется, чтобы метод снижения шума предкрылка не приводил к ухудшению аэродинамических характеристик крыла. Так как в заглушенной камере АК-2 измерение аэродинамических характеристик не предусмотрено, модель прямого крыла с шевронным предкрылком исследовалась в аэро-
динамической трубе Т-5 ЦАГИ, и было показано, что шевроны не оказывают значительного эффекта на аэродинамические характеристики крыла [20]. Однако аэродинамическая труба Т-5 не является заглушенной, и поэтому одновременные акустические и аэродинамические измерения в ней не могли быть проведены.
Данная работа посвящена экспериментальному исследованию влияния шевронов, расположенных на нижней кромке предкрылка, на шум прямого и стреловидного крыла. В ней впервые приводятся результаты одновременных акустических и аэродинамических измерений, проведенных для прямого крыла с базовым и шевронными предкрылками. Эти измерения были выполнены в заглушенной аэродинамической трубе AWB Германского центра авиации и космонавтики (DLR), что позволило, в том числе, сравнить результаты исследования шевронных предкрылков на двух различных установках: АК-2 ЦАГИ (Москва) и AWB DLR (Брауншвейг, Германия).
Исследование концепции шевронного предкрылка применительно к стреловидному крылу проводится впервые. Эксперименты с маломасштабной моделью стреловидного крыла были проведены в заглушенной камере АК-2 ЦАГИ.
ОПИСАНИЕ МОДЕЛЕЙ И ТЕСТ-МАТРИЦЫ ЭКСПЕРИМЕНТА
Экспериментальное исследование включало изучение влияния на шум обтекания крыла различных параметров, таких как угол атаки а, угол стреловидности х, углы отклонения предкрылка Sslat и закрылка Sflap, скорость потока U и геометрические параметры шевронов. Шевроны задавались высотой H и углом при вершине ß (рис. 1). Они устанавливались на нижней кромке предкрылка, как схематично показано на рис. 2. Для маломасштабной модели (1 : 13.2) крыла F16, исследовавшейся в AWB DLR, шевронная нижняя кромка предкрылка была реализована с помощью сменных полос с шевронами (рис. 3б). Для моделей крыла, исследовавшихся в АК-2 ЦАГИ, менялись предкрылки целиком (рис. 3а).
В заглушенной аэродинамической трубе AWB DLR были проведены одновременные измерения акустических и аэродинамических характеристик модели прямого крыла. Тест-матрица этих экспериментов приведена в табл. 1.
В заглушенной трубе с открытой рабочей частью AWB DLR поток истекает из сопла высотой 1.2 м и шириной 0.8 м, имеющего степень поджатия 1 : 9. Максимальная скорость потока составляет 60 м/с. На стороне разрежения установлен коллектор, который можно передвигать таким образом, чтобы учесть отклонение потока нагруженной моделью крыла. Подробное описание характеристик трубы AWB DLR приведено в [25].
Рис. 1. Геометрические параметры шевронов предкрылка.
Рис. 2. (а) Предкрылок без шевронов (базовый); (б) предкрылок с шевронами.
Модель крыла в AWB DLR устанавливалась горизонтально (рис. 4). Микрофоны располагались в нижней полусфере (это направление представляет интерес с точки зрения шума на местности,
генерируемого при обтекании планера самолета) под углами 0 = 50°, 70°, 90° и 110° к оси струи, вдоль горизонтальной линии на расстоянии 119 см от передней кромки основного крыла (см. рис. 5). Расстояние от микрофонов до пола составляло 20 см, расстояние от передней кромки предкрылка до передней кромки основного крыла — 4.5 см. Для измерений использовались полудюймовые микрофоны Bruel & Kjaer 4189 с предусилителями типа 2669 (частотный диапазон 40—25600 Гц, чувствительность 50 мВ/Па). Запись данных эксперимента выполнялась с помощью четырехканаль-ной системы сбора и анализа данных Bruel & Kjaer LAN-XI module type 3160-A-042. Перед началом эксперимента все измерительные каналы калибровались с помощью пистонфона Bruel & Kjaer типа 4228. Для выполнения измерений по методу "бим-форминга" использовалась собственная
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.