5.4. Методи і засоби зниження авіаційного шуму
Зниження шуму літальних апаратів – частина важливої проблеми захисту навколишнього середовища. Шум, що створюється літаками, справляє шкідливий фізіологічний вплив на населення, яке проживає поблизу аеродромів, на персонал, який обслуговує авіаційну техніку, на пасажирів, які перебувають на борту.
За своєю природою звук – це коливальний процес у пружному середовищі, що характеризується певною частотою (або довжиною хвилі), тобто певним тоном.
Звичайно, звуки навколо нас створюються різними джерелами, мають різні частоту і амплітуду коливань. Для аналізу звукових збуджень будуються акустичні спектри (залежності амплітуди від частоти). Якщо спектр звукового впливу є практично безперервний, тобто містить коливання практично всіх частот усередині певного діапазону, то така його дія сприймається як шум. Часто шумом називається будь-який звук, що подразливо впливає на слухові органи та психіку людини. Отже, шумовий вплив треба контролювати й обмежувати. Для цього введено низку фізичних величин, що нормують рівень шуму.
Основні поняття і визначення
Джерело звуку характеризується акустичною потужністю W, під якою слід розуміти кількість звукової енергії, що випромінюється джерелом за одиницю часу в навколишнє середовище. Акустична потужність джерела звуку вимірюється у ватах (Вт). [10]
Інтенсивність (сила) звуку J – це енергія, що переноситься за 1 с звуковою хвилею через елемент поверхні площею 1 м2, розташованої перпендикулярно до напряму руху звукової хвилі.
У разі поширення звукових хвиль виникає надмірний, відносно атмосферного тиск, який називається звуковим тиском Рзв. Інтенсивність (сила) звуку визначається по наступному співвідношенню:
де рн та ан – густина незбуреного потоку та швидкість поширення звукових збурень у ньому відповідно.
Одиницею сили звуку є ват на квадратний метр (Вт/м2).
Вухо людини здатне сприймати багаторазову зміну сили звуку від найнижчого значення (порогу чутності) до найвищого, що спричиняє появу больових відчуттів. Силу звуку оцінюють її рівнем:
що еквівалентно
де індексом «0» позначено величини, які відповідають порогу чутності:
Одиницею рівня сили звуку є бел. На практиці частіше використовується одиниця у 10 разів менша – децибел (дБ). Тоді вище наведені співвідношення можна подати у наступному вигляді:
Людина нормально сприймає звуки, рівень яких лежить у межах 0...140 дБ.
Однак при оцінюванні впливу звукових сигналів і шумів важливе значення має їх частота f, що вимірюється у герцах (Гц). Частоти, які сприймаються вухом, лежать у діапазоні від 20…20000 Гц. Найбільш неприємним для людини є шум у діапазоні частот 3000…5000 Гц.
Звуки, що мають однакові рівні, але різні частоти, по-різному сприймаються людиною. Для зіставляння подразливого впливу звукових хвиль різних рівнів і частот введенорівень шуму PNL (абревіатура від «perceived noise level» - сприймаємий рівень шуму), що вимірюється у PNдБ.
Для прикладу, на рис. 5.1 показано криву, що відображає сприйняття людиною звуків різних частоти та рівня, як рівношумних, по відношенню з рівнем шуму PNL = 100 PNдБ.
На рис. 5.2 відображено рівні шумів, створюваних літальним апаратом та іншими об’єктами, з використанням шкали PNдБ. Важливе значення має також тривалість дії шуму, для врахування якої введено ефективний рівень шуму EPNL (абревіатура від «effective perceive noise level»), що
вимірюється в EPNдБ.
Значення PNL та EPNL визначаються за допомогою залежностей, які враховують реакцію людини на шум різного частотного складу. Обидва параметри використовуються під час сертифікації авіаційних силових установок і ЛА.
Допустимий рівень шуму літальних апаратів
Шум, що створюється літальним апаратом, відрізняється від шуму власне силової установки, незважаючи на те, що вона є його основним джерелом. Рівень шуму залежить від компонування двигунів на літальному апараті, їхньої кількості, режимів польоту та інших факторів. [10]
Враховуючи шкідливий вплив шуму на навколишнє середовище, його рівень контролюється. У багатьох промислово розвинених країнах світу існують стандарти, що визначають допустимий рівень шуму, який створюється літальними апаратами різних типів. Міжнародна організація цивільної авіації (ІСАО) на підставі накопиченого досвіду впровадила міжнародний стандарт, згідно з яким на льотному полі вибирають три позиції (рис. 5.3), в яких вимірюється рівень шуму літального апарата: позиція №1 – при розбізі на відстані 450 м від осі злітно-посадкової смуги; позиція №2 – при наборі висоти 500 м на відстані 6500 м від початку розбігу; позиція №3 – при зниженні на відстані 2000 м до початку ЗПС.
Допустимий рівень шуму залежить від злітної маси літального апарата, кількості двигунів, траєкторії польоту. На рис. 5.4 показано допустимі значення EPNL у трьох зазначених вище контрольних позиціях, для літальних апаратів, обладнаних різною кількістю двигунів. Максимальне значення EPNL не перевищує 108 EPNдБ. Стандарти ІСАО враховують, що дво- та трьохдвигунові літаки мають більшу тягоозброєність, ніж чотирьохдвигунові, та можуть набирати висоту за стрімкішою траєкторією. Отже, допустимий рівень шуму для цих літаків у позиції №2 занижений.Шум визначається під час випробування лише одного літака, а результати виміру поширюються на усі аналоги того самого типу, що мають незмінні злітно-посадкові характеристики, злітну масу і тип двигунів. Результати вимірювань мають бути приведені до стандартних умов щодо температури, тиску і вологості навколишнього середовища, а також швидкості вітру. У табл. 5.3 наведено значення рівнів шуму літаків у позиціях №1, 2, 3, що були визначені під час їх сертифікації.
Таблиця 5.3 | |||||||
Рівні шуму літаків, EPNдБ | |||||||
Літак | Позиція | Літак | Позиція | ||||
1 | 2 | 3 | 1 | 2 | 3 | ||
«Boeing 707» | 115 | 114 | 118 | «Lockheed L1011» | 96 | 98 | 102 |
«Boeing 727» | 102 | 101 | 104 | «Airbus A300» | 96 | 91 | 102 |
«Boeing 737» | 101 | 96 | 102 | «Airbus A310» | 97 | 89 | 100 |
«Boeing 747» | 101 | 105 | 105 | «Airbus A320» | 93 | 85 | 92 |
«Boeing 757» | 94 | 89 | 97 | «BAe Trident» | 106 | 105 | 105 |
«Boeing 767» | 96 | 90 | 102 | «BAe 1-11» | 103 | 96 | 102 |
«Douglas DCS» | 114 | 114 | 117 | «BAe 146» | 88 | 85 | 96 |
«Douglas DC8-70» | 93 | 95 | 99 | «Fokker F28» | 100 | 93 | 101 |
«Douglas DC9» | 102 | 97 | 102 | «Fokker F100» | 89 | 84 | 93 |
«Douglas DC10/MD11» | 98 | 100 | 106 | «Concorde» | 119 | 119 | 116 |
Отже, усі створювані та раніше розроблені літальні апарати цивільної авіації, виробництво яких триває, мають відповідати стандартам ІСАО. Обмеження та зниження шуму літаків, що експлуатуються і не задовольняють вимоги чинних стандартів, є важливою проблемою, а її розв’язання може бути успішним лише за умови впровадження комплексу заходів, основними з яких є конструктивні вирішення, спрямовані на послаблення джерел шуму.
Джерела шуму ГТД
В авіаційних двигунах основними джерелами шуму є реактивний струмінь, компресор, турбіна, а також вентилятор у ТРДД та гвинт у ТГД (ТГВД).
На рис. 5.5, за даними фірми «Роллс-Ройс», порівнюються складові загального рівня шуму одно- і двоконтурного ТРД з великим ступенем двохконтурності. В одноконтурному ТРД найвищий рівень шуму створює реактивний струмінь 4, а на режимах пониженої тяги – турбіна 3. У двоконтурному ТРД з невеликими значеннями ступеня двохконтурності (m ≤ 2) основним джерелом шуму є вентилятори 1 і 2, а рівень шуму, що створюється реактивним струменем, набагато нижчий. У разі зростання ступеня двохконтурності загальний рівень шуму зменшується, оскільки знижується швидкість витікання газів із реактивного сопла.
Застосування спеціальних підходів при проектуванні вентиляторів таких двигунів дає змогу знизити їхній шумовий вплив. [10]
Зниження рівня шуму ГТД
Проблема зниження рівня шуму літальних апаратів з повітряно-реактивними двигунами може розглядатися тільки як комплексна проблема, складовими якої є: створення нових малошумних двигунів; удосконалення машин, що експлуатуються; раціональне компонування літального апарата; оптимізація режимів його польоту та ін.. [10]
Конструктивні заходи, які застосовуються під час проектування і модифікації авіаційних силових установок, мають спрямовуватися на зниження рівня шуму, що генерується елементами проточної частини двигуна.
Різноманітність існуючих підходів, відсутність загальних рекомендацій, суперечливий характер експериментальних даних свідчать про складність проблеми. Деякі з можливих шляхів її вирішення наведені нижче.
До заходів щодо зниження рівня шуму струменів відноситься встановлення на двигун приладів, які дають змогу інтенсифікувати процес змішування. До них належать розсікачі та турбулізатори потоку, розташовані всередині сопла і на його зрізі. З метою зменшення шуму в певних напрямах використовують асиметричні сопла та сопла з екранами. Застосування шумопоглинальних сопел різної конструкції дає змогу знизити рівень шуму, що створюється струменем. Практично шумоглушники такого типу є безпосереднім продовженням реактивної насадки і можуть мати гофровану поверхню з центральним тілом та без нього, багатотрубчасту, пелюсткову, або інші структури. Кількість гофрів і труб може варіюватися у широкому діапазоні.
Звичайно, застосування шумоглушників збільшує гідравлічний опір сопла (зменшується коефіцієнт швидкості φ), що призводить до зниження питомої тяги двигуна та зростання питомої витрати палива. Тому перед конструктором постає складне завдання – розроблення шумопоглинального пристрою, який значно зменшував би акустичну потужність струменя при невеликому збільшенні гідравлічного опору. В добре відпрацьованих шумопоглинальних пристроях зменшення потужності шуму завдяки зміні форми сопла може становити 7…10 дБ на кожні 1…2 % зниження ефективної тяги двигуна.
Для зниження рівня шуму реактивних струменів у ТРД доцільно використовувати сопла з геометрією, що змінюється під час польоту. В конструкції таких сопел є регульовані елементи (пелюстки, розсікачі, лопатки, стрижні), що вводяться в потік на режимах зльоту та посадки і прибираються під час польоту на крейсерському режимі. Такі шумопоглинальні системи можуть мати досить високу акустичну ефективність (зниження рівня шуму на зльоті на 5…7 PNдБ) при втраті тяги на маршовій ділянці приблизно 0,5%. Слід зазначити, що застосування шумопоглинальних пристроїв зменшує шум, створюваний не тільки реактивним струменем, а й іншими джерелами, що містяться всередині двигуна.
Щоб послабити шум вентилятора ТРДД, передбачаються подовжені канали на виході із зовнішнього контуру, використовувати які доцільно при зниженні літального апарата перед посадкою.
Подовження каналів застосовується разом з їх облицюванням звукопоглинальними матеріалами. Облицювання виконується у вигляді панелей (рис. 5.6), в яких пористий шар 4 (див. рис. 5.6, б), що прилягає до потоку, з’єднується з великою кількістю сотових структур 3, обмежених твердою стінкою 2. Саме у цих структурах розсіюється акустична енергія звукових хвиль 1.
Існують звукопоглиначі, що застосовуються для послаблення дискретних тонів, або широкосмугового шуму. При їх конструюванні враховується співвідношення висоти каналу та довжини звукової хвилі. Недоліком такого досить простого способу шумопоглинання, що не потребує зміни конструкції двигуна, є
можливість руйнування звукопоглинача в процесі експлуатації.
З метою зниження рівня шуму, що створюється лопатевими апаратами вентилятора, застосовуються спеціальні заходи. На відміну від двоконтурних авіаційних двигунів 60-х років, вентилятори яких мали кілька ступенів, оснащених вхідним направляючим апаратом (ВНА), малі осьові зазори між вінцями, короткий канал зовнішнього контуру, компресор внутрішнього контуру, а також звукопоглинальне покриття, сучасні двигуни мають одноступеневий вентилятор без ВНА з оптимально віддаленими від нього вздовж осі соплового апарату (СА) зовнішнього та НА внутрішнього контурів, збільшені зазори між лопатевими апаратами, збільшену довжину каналу зовнішнього контуру, а також звукопоглинальне покриття. Ретельно підбираються співвідношення кількості лопатей, що обертаються, та нерухомих лопатей.
Застосування СА з кількістю лопатей, що більш ніж удвічі перевищує кількість лопатей робочого колеса (РК), що дає змогу досягти ефекту відсікання шуму взаємодії ротора і статора.
Правильний вибір співвідношення кількості лопатей може привести до зниження рівня акустичної потужності на 5…7 дБ. Певного зниження шуму можна також досягти і при встановленні нахилених лопатей. Навіть невелике зменшення колової швидкості кінців лопатей може дати істотне зниження шуму. Так, перехід від колової швидкості 400 м/с до 375 м/с знижує рівень акустичної потужності приблизно на 10 дБ. Просторове профілювання лопатей вентилятора дає змогу оптимізувати кути натікання потоку.
Прагнення до збільшення потужності вентиляторів і подальшого підвищення ступеня двохконтурності сприяло появі ТГВД різних типів.
Порівняно з традиційним гвинтом турбогвинтового двигуна, гвинтовентилятор має більшу кількість лопатей, менший діаметр і вищу частоту обертання. Шаблеподібна (зігнута назад) у кінці форма лопаті створює такий самий ефект, що й стріловидна форма крила надзвукового літака. Вона дає змогу знизити нормальну (відносно вхідної кромки) складову відносної швидкості потоку. Це сприяє зменшенню рівня максимальних швидкостей на профілі, даючи змогу або уникнути появи ударних хвиль, або знизити їхню інтенсивність, а значить, зменшити рівень шуму, що генерується. Збільшення кількості лопатей гвинтовентилятора (порівняно з повітряним гвинтом) знижує навантаження на одну лопать і підвищує частоту тонів. Наслідком цього є швидше згасання звукових коливань в атмосфері. Акустична взаємодія вінців, які обертаються у протилежних напрямах, при оптимально вибраних осьових зазорах між роторами приводить до зниження рівня шуму, що поширюється від вентилятора за рухом потоку та проти нього.
Шум, який створюється літальним апаратом і контролюється відповідно до стандартів ІСАО, може значно відрізнятися від шуму, що створюється власне силовою установкою.
Раціональне компонування двигуна на літальному апараті може знизити шум, який генерується. Таке компонування передбачає використання позитивних ефектів екранування прямого акустичного випромінювання або корисної інтерференції. Наприклад, встановлення двигуна під крилом або на фюзеляжі (за крилом і вище від нього) зменшує шум компресора, особливо на посадковому режимі. Аналогічний ефект зниження шуму досягається на трьохдвигунових літаках при встановленні середнього двигуна у хвостовій частині фюзеляжу, коли вхідний пристрій має S–подібну форму. У разі компактного розташування двигунів зменшується шум, що поширюється у площині їх компонування.
Характеристики випромінювання та поширення шуму можуть бути істотно
знижені застосуванням асиметричних вхідних і вихідних пристроїв. Оскільки до землі доходять лише звукові хвилі, які випромінюються під час польоту в нижню півсферу, для зниження рівня шуму використовують будь-які засоби, що відбивають більшу частину звукової енергії вгору та вбік. Такими засобами є сопла не круглого перерізу, повітрозабірники з висувними елементами та поворотними сегментами, вихідні пристрої з неконцентричним розташуванням сопел, тощо. [10]
- Міністерство освіти і науки україни
- Дипломна робота (пояснювальна записка)
- Національний авіаційний університет
- Завдання на виконання дипломної роботи
- Реферат
- Перелік умовних позначень, скорочень, термінів
- Перелік креслень
- Розділ 1 основна частина. Проект вантажного смл вступ
- 1.1. Вибір проектних параметрів літака
- 1.1.1. Обробка статистичних даних
- 1.1.2. Формування технічного завдання на проект
- 1.1.3.1. Розташування крила та оперення відносно фюзеляжу, їх форма
- 1.1.3.2. Розташування двигунів, їх тип та кількість
- 1.1.3.3. Вибір типу та розташування опір шасі
- 1.1.4. Вибір основних параметрів крила
- 1.1.5. Вибір основних параметрів фюзеляжу
- 1.1.6. Вибір оптимального питомого навантаження на крило та наближена оцінка аеродинамічних характеристик літака
- 1.1.7. Оцінка потрібної енергоозброєності літака
- 1.2. Розрахунок злітної маси літака
- 1.2.1. Оцінка відносної маси палива
- 1.2.1.1. Розрахунок питомої витрати палива
- 1.2.1.2. Розрахунок відносної маси палива при польоті на максимальну дальність з максимальним комерційним навантаженням
- 1.2.2. Розрахунок відносних мас основних частин літака
- 1.2.3. Рішення рівняння балансу мас
- 1.3. Підбір двигунів
- 1.4. Розрахунок мас літака
- 1.5. Компоновка літака
- 1.5.1. Оцінка відносної маси палива
- 1.5.1.1. Розрахунок питомої витрати палива
- 1.5.1.2. Геометричні характеристики елеронів
- 1.5.1.3. Компоновка та визначення геометричних параметрів механізації крила
- 1.5.2. Компоновка та розрахунок основних параметрів оперення
- 1.5.3. Компоновка фюзеляжу
- 1.5.3.1. Геометричні та конструктивні параметри фюзеляжу
- 1.5.3.2. Кабіна екіпажа
- 1.5.3.3. Вантажна кабіна
- 1.5.3.4. Люки та двері
- 1.5.4. Компоновка шасі
- 1.6. Центровка літака
- 1.6.1. Визначення центра мас спорядженого крила
- 6.1.2. Визначення центра мас спорядженого фюзеляжу
- 1.6.3. Визначення центра мас спорядженого літака
- 1.6.4. Розрахунок варіантів центровки
- 1.7. Технічний опис конструкції літака
- 1.7.1. Аеродинамічна компоновка літака
- 1.7.2. Конструкція планера
- 1.7.2.1. Фюзеляж
- 1.7.2.2. Крило Крило літака (рис. 1.11) складається з центроплана, лівої і правої консольних частин. [15]
- 1.7.2.3. Оперення
- 1.7.3. Гідравлічна система літака
- 1.8. Оцінка льотно-технічних характеристик літака
- 1.8.1. Визначення злітної дистанції літака
- 1.8.1.1. Розрахунок злітної дистанції нормального зльоту
- 1.8.1.2 Розрахунок злітної дистанції продовженого зльоту
- 1.8.2. Визначення дистанції зниження та посадочної дистанції
- Висновок
- 2.1. Призначення елерона
- 2.2. Технічний опис конструкції елерона
- 2.3. Побудова епюр поперечних сил, згинальних та крутних моментів, що діють на елерон
- 2.4. Розрахунок на міцність силової нервюри елерона
- Визначення коефіцієнтів запасу міцності для відповідних перерізів
- Висновок
- 3.1. Методика розрахунку продуктивності літака і видатків на його експлуатацію
- 3.1.1. Визначення продуктивності літака
- 3.1.2. Визначення видатків на експлуатацію літака
- 3.2. Розрахунок економічності літака
- 3.3. Аналіз факторів, що впливають на економічність літака
- Висновок
- Розділ 4 охорона праці вступ
- 4.1. Перелік небезпечних і шкідливих виробничих чинників під час технічної експлуатації об’єкта, що проектується
- 4.2. Технічні заходи, що виключають або обмежують вплив на персонал небезпечних і шкідливих виробничих чинників
- 4.3. Розрахунок заземлювального пристрою для захисту від статичної електрики
- 4.4. Забезпечення пожежної та вибухової безпеки об'єкта, що проектується
- 4.5. Інструкції з техніки безпеки праці при виконанні то елерона
- Висновок
- Розділ 5 охорона навколишнього середовища вступ
- 5.1. Законодавча база охорони нпс України
- 5.2. Розрахунок викидів окису вуглецю та окислів азоту двигунами проектованого літака
- 5.3. Еколого-економічна оцінка збитку, який спричиняється річними викидами со і nOх
- 5.4. Методи і засоби зниження авіаційного шуму
- 5.5. Розробка заходів по підвищенню екологічної безпеки проектованого літака
- Висновок
- Розділ 6
- 6.1.2. Завдання та функції системи управління безпекою польотів пс
- 6.2. Розрахунок злітної дистанції продовженого зльоту
- Висновок
- Розділ 7 метрологічне забезпечення
- Висновки
- Список використаних джерел