МЕТОДИКА ВРАХУВАННЯ АКУСТИЧНИХ ВТРАТ...

ДП «Антонов»

Державний концерн «Укроборонпром»

Національний авіаційний університет

Міністерство освіти і науки України

ДП «Запорізьке машинобудівне конструкторське бюро «Прогрес»

імені академіка О.Г. Івченка

Державний концерн «Укроборонпром»

Кваліфікаційна наукова

праця на правах рукопису

УСЕНКО ВЯЧЕСЛАВ ЮРІЙОВИЧ

УДК 629.7.035(043.5)

МЕТОДИКА ВРАХУВАННЯ АКУСТИЧНИХ ВТРАТ СПІВВІСНОГО

ГВИНТОВЕНТИЛЯТОРА В ЕНЕРГЕТИЧНОМУ БАЛАНСІ

АВІАЦІЙНОЇ СИЛОВОЇ УСТАНОВКИ

05.05.03 – Двигуни та енергетичні установки

Подається на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук

Дисертація містить результати власних досліджень. Використання ідей,

результатів і текстів інших авторів мають посилання на відповідне джерело

_______________В.Ю. Усенко

Науковий керівник Дорошенко Катерина Вікторівна, д.т.н, доц.

Київ – 2019

2

АНОТАЦІЯ

Усенко В.Ю. Методика врахування акустичних втрат співвісного

гвинтовентилятора в енергетичному балансі авіаційної силової

установки. – Рукопис.

Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук зі

спеціальності 05.05.03 – двигуни та енергетичні установки. – ДП «Антонов»,

Державний концерн «Укроборонпром»; Національний авіаційний

університет МОН України; ДП «Запорізьке машинобудівне конструкторське

бюро «Прогрес» імені академіка О.Г. Івченка», Державний концерн

«Укроборонпром», Запоріжжя, 2019.

Дисертаційна робота присвячена вирішенню актуального науково-

прикладного завдання підвищення економічності турбогвинтовентиляторних

авіаційних двигунів шляхом зменшення акустичних втрат

гвинтовентилятора.

Об’єктом дослідження є робочий процес співвісного


Предметом дослідження є параметри і характеристики співвісного

гвинтовентилятора турбогвинтовентиляторного двигуна.

В роботі використовуються сучасні теоретичні та експериментальні

методи дослідження. Теоретична частина роботи формулює основні задачі,

шляхи їх вирішення та ґрунтується на теорії авіаційної акустики, теорії

газотурбінних двигунів, теорії повітряних гвинтів. Розрахунково-

експериментальна частина роботи ґрунтується на використанні методів

чисельного експерименту.

Акустична емісія співвісного гвинтовентилятора – це втрати енергії в

енергетичному балансі турбогвинтовентиляторного двигуна, урахування цих

втрат дозволить більш точно оцінювати питомі параметри двигуна. До

теперішнього часу не існує методики урахування акустичних втрат

3

співвісного гвинтовентилятора в енергетичному балансі авіаційної силової

установки.

Вперше розроблено методику урахування акустичних втрат

гвинтовентилятора в енергетичному балансі авіаційної силової установки.

Розроблена методика дає можливість оцінити внесок акустичних втрат в

загальному енергетичному балансі, а також дає можливість оцінити

підвищення паливної економічності при проведенні заходів щодо зниження

рівня шуму гвинтовентилятора. Урахування втрат на акустичне

випромінювання здійснюється за допомогою коефіцієнту втрат енергії

акустичного випромінювання, що показує долю потужності на вивідному

валу гвинта, що переходить в акустичне випромінювання.

У роботі проведено уточнення формули для розрахунку питомої

витрати палива з урахуванням втрат на акустичне випромінювання


Для досліджень акустичної емісії співвісного гвинтовентилятора

обрано чисельний експеримент. Розрахунок течії виконувався за допомогою

осереднених за Рейнольдсом рівнянь Нав'є-Стокса. При створенні блокової

структурованої розрахункової сітки початкова висота комірок у стінки склала

0,01 мм. Значення безрозмірної координати першого пристінного вузла у+ не

перевищувало 1,0. Для моделювання течії обрано розрахункову схему

другого порядку з локальним використанням розрахункової схеми першого

порядку.

В роботі проведено обґрунтування вибору моделі турбулентної

в'язкості для моделювання шуму співвісним повітряним гвинтовентилятором

авіаційної силової установки з гвинтовентиляторним двигуном. Серед

досліджуваних моделей турбулентності k-ω, SST і SST Gamma Theta

Transitional Model перевагу для подальших досліджень було надано SST

Gamma Theta Transitional Model.

Досліджено механізм генерування акустичного випромінювання

співвісного гвинтовентилятора. Показано, що рівень звукового тиску, що

4

генерує другий ряд гвинта співвісного гвинтовентилятора вище, ніж рівень

звукового тиску, що генерує перший ряд гвинта. Одна з причин цього явища

є колова та радіальна нерівномірність на вході в другий ряд гвинта, що

створює аеродинамічний слід за першим рядом гвинта.

Отримали подальший розвиток розрахунково-експериметальні

дослідження аероакустичних характеристик співвісних гвинтовентиляторів,

що дозволяють визначити напрями вдосконалення силових установок з

турбогвинтовентиляторними двигунами.

Розроблено рекомендації щодо раціонального співвідношення

діаметрів другого і першого рядів співвісного гвинтовентилятора D з метою

зниження акустичної емісії гвинтовентилятора.

Встановлено, що зменшення діаметру другого ряду гвинтовентилятора

впливає на інтенсивність акустичного випромінювання першого і другого

рядів гвинтовентилятора. Зменшення периферійного діаметру другого ряду

гвинтовентилятора від 5% до 25% ( D =0,95…0,75) для першої роторної

гармоніки приводить до зменшення рівня акустичного тиску від 2,7 до

4,33 дБ першого ряду і від 0,63 до 4,3 дБ другого ряду гвинта. Сумарний

рівень акустичного тиску зменшується від 1,2 до 4,15 дБ.

Розроблено рекомендації щодо визначення співвідношення частот

обертання першого і другого рядів співвісного гвинтовентилятора n з метою

зниження акустичної емісії.

Встановлено, що збільшення частоти обертання другого ряду

гвинтовентилятора n >1 призводить до збільшення сумарного рівня

акустичного тиску. При зменшенні частоти обертання другого ряду

гвинтовентилятора досягнутий ефект покращення акустичної емісії другого

ряду гвинтовентилятора (від 1,9…6,6 дБ) практично повністю витрачається

на компенсацію збільшення акустичної емісії першого ряду

гвинтовентилятора, де відбувається збільшення рівня акустичного тиску на

2,1…5,4 дБ. В результаті чого, сумарний рівень акустичного тиску

співвісного гвинтовентилятора зменшується на 0,2…0,6 дБ. Найбільша

5

ефективність ( L =0,6дБ) спостерігається при збільшенні потужності

першого ряду на 10% в порівнянні з базовим варіантом.

З метою зменшення акустичного випромінювання співвісним

гвинтовентилятором доцільно зменшувати одночасно частоту обертання

першого і другого рядів гвинтовентилятора.

Розроблено рекомендації щодо раціональної кількості лопатей першого

і другого рядів співвісного гвинтовентилятора з метою зниження акустичної

емісії.

Показано, що є тенденція зменшення акустичної емісії при збільшенні

кількості лопатей першого і другого рядів співвісного гвинтовентилятора.

Отримані результати свідчать, що при збереженні тягових характеристик

гвинтовентилятора і збільшенні кількості лопатей першого і другого рядів до

12, зменшення частоти обертання до 1 2n n =743,76 об/хв., зменшення

відношення діаметрів другого і першого рядів співвісного гвинтовентилятора

до D =0,942 дозволяє покращити акустичні характеристики

гвинтовентилятора на 4дБ.

Розроблено рекомендації щодо підвищення паливної економічності

турбогвинтовентиляторного двигуна за рахунок зниження акустичної емісії

співвісного гвинтовентилятора.

Отримані результати показують, що можна підвищити економічність

одного двигуна від 0,19 до 0,41 кг/год при зміні співвідношення діаметрів D

(зменшенні діаметру другого ряду співвісного гвинтовентилятора відповідно

від 5% до 25% при D =0,95…0,75). Для літака з силовою установкою із

чотирьох двигунів прогнозована економічність може складати від 1,824 тон

до 3,936 тон на рік (при середньомісячній експлуатації 200 годин).

Зміна співвідношення частот обертання рядів співвісного

гвинтовентилятора від n =2,1 до 1,26 може привести до покращення паливної

економічності від 0,066 до 0,123 кг/год відповідно. Для літака з силовою

установкою, що має чотири двигуни, прогнозована економічність може

6

складати при середньомісячній експлуатації 200 годин від 0,633 тон до

1,180 тон на рік.

Отримані результати показали, що при збереженні характеристик

потужності можна підвищити економічність турбогвинтовентиляторного

двигуна шляхом модифікації гвинтовентилятора. Виявлено, що при

збільшенні лопатей співвісного гвинтовентилятора першого ряду до 10…12 і

другого ряду до 8…12, зменшенні частоти обертання на 7,17…12,5%,

зменшенні відношення діаметрів другого і першого рядів співвісного

гвинтовентилятора до D =0,987…0,942 для силової установки із чотирьох

турбогвинтовентиляторних двигунів при середньомісячній експлуатації

200 годин економія палива може становити близько 2,34…3,9 тон за рік.

Практичне значення отриманих результатів полягає полягає в тому, що

застосування у практиці створення авіаційних

турбогвинтовентилятиляторних двигунів запропонованих рекомендацій

щодо раціональних значень параметрів співвісних гвинтовентиляторів і

розробленої методики дозволяє з нових позицій вирішувати наукове-

прикладне завдання підвищення економічності і акустичної досконалості

турбогвинтовентиляторних двигунів.

Практичне значення отриманих результатів підтверджується актами

реалізації та впровадження результатів, одержаних в дисертаційній роботі, в

ДП «Антонов» (від 14.05.2019), в Центральному науково-дослідному

інституті озброєння та військової техніки Збройних Сил України (від

17.05.2019 та від 19.06.2019).

Ключові слова: економічність, акустична емісія, співвісний

гвинтовентилятор, турбогвинтовентиляторний двигун, енергетичний баланс,

методика, втрати, акустичний коефіцієнт корисної дії, чисельний

експеримент.

7

СПИСОК ОПУБЛІКОВАНИХ ПРАЦЬ ЗА ТЕМОЮ ДИСЕРТАЦІЇ

Наукові праці, в яких опубліковані основні наукові результати

дисертації

1. Усенко В. Ю. Чисельне моделювання шуму гвинтовентилятора

[Текст]/ В.Ю. Усенко // Вісник інженерної академії України. – 2018. - №3. -

с.45-48.

2. Усенко В.Ю. Оцінка акустичної емісії гвинтовентилятора при

зменшенні діаметру другого ряду гвинтовентилятора [Текст]/ В.Ю. Усенко ,

К.В. Дорошенко // Вісник інженерної академії України. – 2018. - №4. -

с.17-20.

3. Усенко В.Ю. Вибір моделі турбулентної в'язкості для моделювання

шуму гвинтовентилятора [Текст]/ В.Ю. Усенко, М.М. Мітрахович,

К.В. Дорошенко // Вчені записки Таврійського національного університету

ім. В.І. Вернадського. Серія Технічні науки. – 2019. - Т.30(69), №1. - С. 6-11.

4. Усенко В.Ю. Методика урахування акустичних втрат

гвинтовентилятора в енергетичному балансі авіаційної силової установки

[Текст]/В.Ю. Усенко // Екологічні науки. -2019. -№24. - С. 164-168.

5. Усенко В.Ю. Діаграма направленості акустичного випромінювання

співвісного гвинтовентилятора [Текст]/ В.Ю. Усенко // Наукоємні технології.

– 2019. - Т.41, №1. - С. 152-156.

Наукові праці, які засвідчують апробацію матеріалів дисертації

6. Усенко В. Ю. Шум повітряних гвинтів [Текст]/ В.Ю. Усенко //

Матеріали XXVI Всеукраїнської практично-пізнавальної конференції

"Наукова думка сучасності і майбутнього" (28-29 січня, м. Дніпро, Україна,

2019 р.), с. 3-5.

7. Усенко В. Ю. Проблема зниження шуму літаків [Текст]/

В.Ю. Усенко // Матеріали ХІХ Міжнародної науково-практичної конференції

молодих учених і студентів «Політ. Сучасні проблеми науки», 1-5 квітня,

Київ, 2019р.

8

8. Usenko V. Y. Effect of reduced diameter of the propeller fan second row

on acoustic emission [Текст]/ V. U. Usenko, K.V. Doroshenko // Proceeding of

The Fourteenth International Scientific Conference "AVIA-2019", April 23-25,

2019, Kyiv, P. 20.12-20.14

9. Усенко В. Ю. Урахування акустичних втрат гвинтовентилятора в

енергетичному балансі авіаційної силової установки [Текст]/ В.Ю. Усенко,

К.В. Дорошенко // Матеріали Всеукраїнської конференції «Авіація та

космонавтика: стан, досягнення і перспективи», 16 квітня, м.Кропивницький,

Україна.

10. Usenko V.Y. Effect of RPM on acoustic emission of the gas turbine

engine coaxial propfan [Текст]/ V.Y. Usenko, K. V. Doroshenko // Материалы

Международной научно-технической конференции "Новые и

нетрадиционные технологи в ресурсо- и энергосереджении», 16-18 мая,

Одесса, Украина, 2019, С.180.

Наукові праці, які додатково відображають наукові результати


11. Проектирование систем защиты воздухозаборников силовых

установок самолетов от попадания постронних предметов [Текст]

монография / В.М. Смирнов, Е.Т. Василевский, А.Г. Гребенников,

А. М. Гуменный, В. Ю Усенко. – Х.: ФЛП Лісенко И.Б., 2017. –148с.

12. Терещенко Ю.М. Урахування режимів запирання течії в останніх

ступенях при розрахунках газодинамічної стійкості багатоступеневого

компресора [Текст] /Ю.М. Терещенко, Ю.Ю. Терещенко, К.В. Дорошенко,

В.Ю. Усенко // Вісник інженерної академії України. – 2018. - №2. - с.234-238.

13. Терещенко Ю.Ю. Профільний опір мотогондоли газотурбінного

двигуна з турбовентиляторною приставкою [Текст]/ Ю.Ю. Терещенко,

Ю.М. Терещенко, К.В. Дорошенко, В.Ю. Усенко // Проблеми тертя та

зношування. – 2018. - №4(81). – С. 64-73.

9

14. Терещенко Ю.М. Комплексне газодинамічне управління течією в

ступені осьового компрессора газотурбінного двигуна [Текст]/

Ю.М. Терещенко, Ю.Ю. Терещенко, К.В. Дорошенко, В.Ю. Усенко // Збірник

наукових праць ДНДІ авіації. – 2018. – Вип.14 (21). – С.77-81.

SUMMARY

Usenko V.Y. Method for calculating acoustic loss of the coaxial

propeller fan in the energy balance of the aircraft power plant. – Manuscript.

Thesis for Degree of Candidate of Engineering Science, specialty 05.05.03 –

Engines and Energy Installations. – Antonov State Company, Ukroboronprom

Ukrainian Defence Industry; National Aviation University, Ministry of Education

and Science of Ukraine, Zaporozhye Machine-Building Design Bureau Progress

State Enterprise named after Academician A.G. Ivchenko, Ukroboronprom

Ukrainian Defence Industry, Zaporizhzhia, 2019.

The thesis work is dedicated to the solution of a scientific-applied pressing

task of increasing turbopropfan aero engines effectiveness due to reducing acoustic

loss of the propeller fan.

The object of research is the working process of coaxial propfan.

The subject of research is the acoustic characteristics of coaxial propfan.

Modern theoretical and experimental methods of investigation are used in

the research. The theoretical part of research states the main tasks, ways of

addressing them, and is based on the theory of aviation acoustics, theory of gas

turbine engines, and theory of propellers. Calculated - experimental part of the

research is based on application of numerical experiment methods.

Acoustic emission of a coaxial propfan is a loss of energy in the energy

balance of a turbopropfan engine. This loss calculation will allow more accurate

estimation of specific engine parameters. To date, there is no methodology for

10

calculating the acoustic loss of coaxial propfan in the energy balance of aircraft

power plant.

Method for calculating acoustic loss of the coaxial propeller fan in the energy

balance of the aircraft power plant has been developed for the first time. The

developed method makes it possible to estimate the contribution of acoustic loss in

the overall energy balance, and also makes it possible to estimate the change in

fuel economy when carrying out measures to reduce the noise level of the propfan.

Acoustic radiation loss is calculated using the acoustic energy loss coefficient

which shows the fraction of propeller output shaft power that converts to acoustic

radiation.

The formula has been improved in the research for calculation of specific

fuel consumption considering acoustic radiation loss of the propeller fan.

The numerical experiment has been selected to investigate acoustic emission

of coaxial propeller fan. The flow calculation was performed using Reynolds

averaged Navier-Stokes equations. When creating a block-structured calculating

grid the initial height of cells in the wall was 0.01 mm. The value of dimensionless

coordinate of the first wall node y + did not exceed 1.0. In order to simulate flow

the second-order calculation scheme with local use of the first-order calculation

scheme has been selected.

The research includes justification for choosing a turbulent viscosity model

for noise simulation by a coaxial propeller fan of the aircraft power plant equipped

with a propfan engine. Among the studied models of turbulence k-ω, SST and SST

Gamma Theta Transitional Model, the advantage for further research was provided

by the SST Gamma Theta Transitional Model.

The generating mechanism of acoustic radiation of coaxial propfan is

investigated. It is shown that the sound pressure level that the second row of the

coaxial propfan propeller generates is higher than the sound pressure level that the

first row of the propeller generates. One of the reasons for this phenomenon is the

circular and radial unevenness at the propeller second row inlet created by an

aerodynamic trace behind the first propeller row.

11

There were subsequently expanded the experiment-calculated investigations

for aeroacoustic characteristics of coaxial propfans which allow determining the

ways of improvement of the power plants equipped with turbopropfan engines.

The science-based recommendations have been provided for determining

appropriate ratio of the diameters of the first and the second rows of the coaxial

propeller fan D in order to reduce acoustic emission of the propeller fan.

It was established that the decrease in diameter of the second row of propeller

fan affects the intensity of acoustic radiation of the first and second rows of

propeller fan. Reducing the peripheral diameter of the second row of propeller fan

from 5% to 25% ( D = 0.95 ... 0.75) for the first rotor harmonic leads to the

decrease in acoustic pressure from 2.7 to 4.33 dB of the first row and from 0.63 to

4.3 dB of the second row of propeller. Total acoustic pressure decreases from 1.2

to 4.15 dB.


rotational speed ratio of the first and the second rows of the coaxial propeller fan

n to reduce the acoustic emission.

It was established that the increase in rotation speed of the second row of

propeller fan n >1 leads to the increase in the total acoustic pressure level. When

reducing the rotational speed of the second row of propeller fan the effect achieved

in improving the acoustic emission of the second row of propeller fan (from

1.9...6.6 dB) is almost completely used to compensate for the increase of acoustic

emission of the first row of propeller fan, where the acoustic pressure is increased

by 2.1 ... 5 .4 dB. As a result, the total level of acoustic pressure of the coaxial

propeller fan decreases by 0.2 ... 0.6 dB. The highest efficiency ( L = 0.6 dB) is

observed with increase of power of the first row by 10% in comparison with the

basic variant.

In order to reduce the acoustic radiation by coaxial propfan it is expedient to

reduce simultaneously the rotational speed of the first and second rows of propfan.

12


appropriate number of blades of the first and the second rows of coaxial propeller

fan in order to reduce acoustic emission.

It is shown that there is a tendency towards reducing the acoustic emission

when increasing the number of blades of the first and the second rows of coaxial

propfan. The results obtained indicate that while maintaining the thrust

characteristics of the propeller fan and increasing the number of blades of the first

and the second row to 12, reduced rotational speed to 1 2n n = 743.76 rpm,

reduced ratio of diameters of the second and the first row of coaxial propeller fan

to D = 0.942 allows improving the acoustic characteristics of propeller fan in

source by 4dB.

The science-based recommendations have been provided for increasing fuel

economy of the turbopropfan engine due to reducing acoustic emission of the

coaxial propeller fan.

The results obtained show that it is possible to increase the efficiency of one

engine from 0.19 to 0.41 kg / hr while changing the ratio of diameters D (reducing

the diameter of the second row of coaxial propfan from 5% to 25% where

D = 0.95 ... 0.75). For an aircraft equipped with four-engine power plant the

predicted effectiveness can range from 1.824 tons to 3.936 tons per year (with an

average monthly operating time of 200 hours).

Changing the ratio of rotational speeds of the coaxial propeller fan from

n =2.1 to 1.26 can improve the fuel economy from 0.066 to 0.123 kg/hr

respectively. For an airplane equipped with four-engine power plant the predicted

effectiveness can be from 0.633 tons to 1.180 tons per year when average monthly

operating time is 200 hours.

The results obtained indicate that while maintaining the thrust characteristics

it is possible to increase the efficiency of the turbopropfan engine modified the

propeller fan. It was found that when increasing the blades number of coaxial

propfan of the first row up to 10 ... 12 and the second row up to 8 ... 12, reducing

the rotational speed by 7.17 ... 12.5%, decreasing the ratio of diameters of the

13

second and first row of coaxial propfan up to D = 0.987...0.942 for power plant

including four turbopropfan engines with average monthly operation of 200 hours,

the fuel economy can be about 2.34...3.9 tons per year.

The practical significance of the results obtained is that the application of the

proposed recommendations in the practice of turbopropfan engines development

regarding the parameters of coaxial propeller fans and the developed method

allows solving the scientific-applied issue of increasing the efficiency and acoustic

perfection of turbopropfan engines with a fresh approach.

The practical significance of the results obtained in the thesis work is

confirmed by the act of their implementation at Antonov Company, at Central

Science and Research Institute of Armament and Military Equipment, Armed

Forces of Ukraine (dated 17.05.2019 and dated 19.06.2019).

Key words: efficiency, acoustic emission, coaxial propfan, turbopropfan engine,

energy balance, method, loss, acoustic efficiency, numerical experiment.

LIST OF PUBLICATIONS ON THE TOPIC OF THESIS

Published scientific works reflecting main results of thesis

1. Usenko V. Yu. Numerical simulation of propeller fan noise [Text]/

V. Yu. Usenko// Bulletin engineering academy of Ukraine. – 2018. - №3. -

P.45-48.

2. Usenko V. Yu. Estimation of acoustic emission of a propfan while

reducing the diameter of the second row of a propfan [Text] / V. Yu. Usenko,

K.V. Doroshenko // Bulletin engineering academy of Ukraine. – 2018. - №4. -

P.17-20.

3. Usenko V. Yu. The selection of turbulent viscosity model for modeling

propeller fan noise [Text] / V. Yu. Usenko, M.М. Міtrаkhоvych, K.V. Doroshenko

// Scolarly notes of V.I. Vernadsky Tavrida National University. Technical science

series. – 2019. - Т.30 (69), №1. - P. 6-11.

14

4. Usenko V. Yu. Methodology for calculation of acoustic loss of the

propeller fan in the energy balance of aircraft power plant [Text]/V. Yu. Usenko//

Environmental sciences. -2019. - №24. - P. 164-168.

5. Usenko V. Yu. Acoustic emission directivity pattern of the coaxial

propeller fan [Text]/ V. Yu. Usenko// Science-based technologies.. – 2019. - T.41,

№1. - P. 152-156.

Scientific works confirming the approbation of the materials of the

thesis

6. Usenko V. Yu. Noiseof Propellers [Text]/ V. Yu. Usenko// Proceeding of

XXVI Ukrainian practical-informative conference "Scientific thought of modernity

and future" (January 28-29, c. Dnieper, Ukraine, 2019 y.), P. 3-5.

7. Usenko V. Yu. Aircraft noise reduction problem [Text]/ V. Yu. Usenko //

Proceeding of ХVІI International scientific-practical conference of young scientists

and students «Flight. Modern problems of science», April1-5, c. Kyiv, 2019y.


on acoustic emission [Text]/ V. Y. Usenko, K.V. Doroshenko // Proceeding of The

Fourteenth International Scientific Conference "AVIA-2019", April 23-25, 2019,

Kyiv, P. 20.12-20.14

9. Usenko V. Yu. Acoustic loss accounting of propfan in energy balance of

aviation power plant [Text]/ V. Yu. Usenko, K.V. Doroshenko // Proceeding of

Ukrainian Conference «Aviation and Astronautics: state, achievements and

prospects», April 16, c. Kropyvnytskyi.


engine coaxial propfan [Text]/ V.Y. Usenko, K. V. Doroshenko // Proceeding of

International scientific and technical Conference "New and innovative

technologies in resource and energy saving», May 16-18, c. Odesa, Ukraine, 2019,

P.180.

Published scientific works wich additionally reflecting results of thesis

11. Design of systems for protecting the air intakes of aircraft power plants

against the ingress of foreign objects [Text] monograph / V.M. Smirnov,

15

Е.Т. Vasilevsky, А.G. Grebennikov, А. М. Gumennyy, V. Yu. Usenko. – Kh.: FLP

Lysenko I.B., 2017. –148p.

12. Tereshchenko Yu.M. Accounting of flow locking modes in the last

stages when calculating the gas-dynamic stability of a multistage compressor

[Text] /Yu.M. Tereshchenko, Yu.Yu. Tereshchenko, K. V. Doroshenko,

V. Yu. Usenko // Bulletin engineering academy of Ukraine . – 2018. - №2. -

с.234-238.

13. Tereshchenko Yu.Yu. Profile resistance of gas-turbine engine nacelle

with turbofan attachment [Text]/ Yu.Yu. Tereshchenko, Yu.M. Tereshchenko,

K. V. Doroshenko, V. Yu. Usenko . // Problems of friction and wear. – 2018. -

№4(81). – С. 64-73.

14. Tereshchenko Yu.M. Complex gas dynamic control of the flow in the

axial compressor stage of the gas turbine engines [Text]/ Yu.M. Tereshchenko,

Yu.Yu. Tereshchenko, K. V. Doroshenko, V. Yu. Usenko// Collection of scientific

papers Збірник наукових праць SSRI of aviation. – 2018. – N.14 (21). – P.77-81.

16

ЗМІСТ

Анотація…………………………………………………………... 2

Summary…………………………………………………………… 9

Перелік скорочень та позначення основних параметрів……….. 17

Вступ………………………………………………………………… 20

Розділ 1 Проблема підвищення паливної економічності і

зменшення акустичної емісії авіаційних двигунів………………… 26

1.1 Методи підвищення паливної економічності авіаційних

газотурбінних двигунів………………………………………………. 26

1.2 Шум повітряних гвинтів і гвинтовентиляторів………………... 32

1.3 Висновки …………………………………………………………. 42

Розділ 2 Моделі та методи моделювання шуму гвинтовентилятора 44

2.1 Моделі розрахунку акустичної емісії гвинтовентилятора……. 44

2.2 Методи розрахунку акустичної емісії гвинтовентиляторів…... 53

2.3 Тестова задача……………………………………………………. 63

2.4 Висновки …………………………………………………………. 76

Розділ 3 Вплив параметрів гвинтовентилятора на шум……..…….. 77

3.1 Генерація акустичної емісії першим і другим рядом

гвинтовентилятора……………………………………………………. 77

3.2 Вплив осьового зазору між рядами гвинтовентилятора на

шум…………………………………………………………………….. 81

3.3 Вплив співвідношення діаметрів на акустичну емісію

співвісного гвинтовентилятора……………………………………… 86

3.4 Вплив співвідношення частот обертання першого і другого

рядів гвинтовентилятора на акустичну емісію……………………... 92

3.5 Вплив кількості лопатей першого і другого рядів

гвинтовентилятора на акустичну емісію……………………………. 102

3.6 Висновки ………….………………………………………………. 111

Розділ 4 Енергетичний баланс турбогвинтовентиляторного 114

17

двигуна…………………………………………………………………

4.1 Методика урахування акустичних втрат гвинтовентилятора в

енергетичному балансі авіаційної силової установки……………... 114

4.2 Вплив параметрів співвісного гвинтовентилятора на

економічність турбогвинтовентиляторного двигуна………………. 122

4.3 Висновки …………………………………………………………. 128

Висновки…………………………………………………………….… 130

Список використаних джерел……………………………………….. 133

Додаток А……………………………………………………………... 149

Додаток Б…………………………………………………………….... 150

Додаток В……………………………………………………………... 152

Додаток Г…………………………………………………………….... 154

18

ПЕРЕЛІК СКОРОЧЕНЬ ТА ПОЗНАЧЕННЯ ОСНОВНИХ

ПАРАМЕТРІВ

Перелік прийнятих скорочень

ГТД – газотурбінний двигун;

ІКАО – Міжнародна організація цивільної авіації;

ККД – коефіцієнт корисної дії;

МКО – метод контрольних об’ємів;

ТГвВД – турбогвинтовентиляторний двигун;

ТГвД – турбогвинтовий двигун;

ТРД – турбореактивний двигун;

ТРДД – турбореактивний двоконтурний двигун.

Позначення основних параметрів

D – діаметр, м;

G – масова витрата повітря, кг/с;

g – відносна масова витрата повітря (газу, палива), кг/с;

I – потік звукової енергії;

k – кінетична енергія турбулентності; параметр якості профілю;

L – рівень акустичної потужності, дБ;

tl – масштаб турбулентності;

М – число Маха;

m – ступінь двоконтурності;

N – потужність, Вт;

n – частота обертання, хв–1;

р – тиск, Па;

Rе – число Рейнольдса;

r – радіус, м; радиальна координата точки спостереження в

циліндрічній системі координат;

S – обтічна поверхня; замкнута поверхня, що оточує джерело;

19

T – температура, К;

ijT – тензор напружень Лайтхілла;

u – колова швидкість робочого колеса, м/с;

iu – швидкість течії в напрямі ix ;

nu – нормальна швидкість поблизу твердої поверхні;

W – відносна швидкість, м/с; акустична потужність, Вт;

ix , jx – координати точок спостереження;

– ККД;

ак – акустичний ККД;

– динамічна в’язкість, Пас;

t – турбулентна в’язкість;

– кінематична в’язкіcть, м2/с;

– коефіцієнт втрат повного тиску;

ак – коефіцієнт втрат акустичної енергії;

– ступінь підвищення тиску;

– густина, кг/м3.

20

ВСТУП

Актуальність теми. Силова установка літального апарату визначає

його ефективність і економічність. Конкурентоздатний двигун повинен мати

високі тягові, економічні, екологічні, масогабаритні та інші експлуатаційні

характеристики. Унікальне поєднання властивостей і здатність ефективно

функціонувати в істотно різних умовах є однією з основних причин, з яких

авіаційний двигун вважається самостійним, з комерційної точки зору,

продуктом.

Магістральним напрямом авіаційного двигунобудування є збільшення

економічності і зменшення акустичної емісії газотурбінних двигунів. Один із

шляхів підвищення економічності авіаційних двигунів, що обрали світові

авіаційні двигунобудівні компанії, є підвищення ступеня двоконтурності.

Перспективною розробкою виступає двигун Open Rotor, що має

ультрависоку ступінь двоконтруності і штовхаючий співвісний біротативний

гвинтовентилятор.

В умовах конкуренції на ринку авіаційної техніки поряд з високою

економічністю авіаційних двигунів виступає вимога до відповідності

існуючим і перспективним вимогам щодо рівня шуму, що представлено в

додатку 16 до Конвенції міжнародної цивільної авіації. Крім того, однією з

цілей ACARE до перспективних літаків є зниження акустичної емісії до

2050 року на 65% в порівнянні з рівнем шуму літаків 2000 року.

На малих дозвукових швидкостях польоту М<0,7 найбільш

економічним на теперішній час є турбогвинтовий двигун. При швидкості

польоту М>0,7 коефіцієнт корисної дії (ККД) гвинта починає інтенсивно

зменшуватися, а питома витрата палива двигуна – збільшуватися. Деяке

розширення зони економічної експлуатації турбогвинтового двигуна

можливо при застосуванні спеціально спроектованих багатолопатевих

стрілоподібних гвинтів змінного шагу (одно- або дворядних) -

21

гвинтовентиляторів. Такі гвинтовентилятори змінного шагу мають

підвищену навантаженість і зберігають високий ККД до М=0,8…0,85.

Таким чином, турбогвинтовентиляторні двигуни (ТГвВД) мають

суттєву перевагу в порівнянні з турбогвинтовими двигунами. Однак, ТГвВД

мають суттєвий недолік – підвищений рівень шуму в салоні і на місцевості.

Основним джерелом акустичної емісії ТГвВД виступає

гвинтовентилятор. Паливна економічність безпосередньо пов’язана з

акустичною емісією, бо втрати енергії на акустичну емісію є суттєвою

складовою загальних втрат енергії, що для теплових двигунів визначаються

тяговим, внутрішнім та повним ККД. Зменшення енергії, що витрачається на

акустичне випромінювання, призведе до зменшення рівня акустичних втрат і

підвищення тягового ККД силової установки, що, в свою чергу, дозволить

підвищити економічність ТГвВД, а також впливатиме на покращення

акустичних характеристик гвинтовентилятора і літака. Однак, до



установки, що дозволить отримати рекомендації щодо підвищення паливної

економічності за рахунок зменшення акустичної емісії гвинтовентилятора.

Тягова ефективність, паливна економічність і акустична досконалість

ТГвВД багато в чому залежить від параметрів і характеристик повітряного


Дисертаційна робота присвячена вирішенню актуального науково-

прикладного завдання підвищення економічності турбогвинтовентиляторних

авіаційних двигунів шляхом зменшення акустичних втрат


Зв'язок роботи з науковими програмами, планами і темами.

Робота виконана на ДП «Антонов» та кафедрі авіаційних двигунів

Національного авіаційного університету. Вона ґрунтується на результатах

досліджень, що пов’язані з виконанням держбюджетної науково-дослідної

роботи і завдань, у яких здобувач брав участь як співвиконавець окремих

22

розділів, НДР № 14/07.01.03 «Дослідження параметрів та характеристик

силових установок перспективних безпілотних літальних апаратів» (2019 р.);

також на результатах досліджень, що проводились в ДП «Антонов»

№132D.700.Д1-18 «Наземні і льотні випробування по тензометруванню

повітряного гвинта DowtyR408» (2018 р.).

Дана робота є складовою частиною досліджень, що проводяться в

Національному авіаційному університеті і спрямовані на забезпечення

покращення параметрів та характеристик ГТД літаків цивільної та військової

авіації в широкому діапазоні експлуатаційних режимів.

Роботу виконано відповідно до Стратегії відродження українського

авіабудування на період до 2022р. (розпорядження КМУ № 429-р від

10.05.2018р.).

Мета і задачі дослідження.

Метою роботи є розробка заходів для підвищення економічності

турбогвинтовентиляторних двигунів шляхом зменшення акустичної емісії


Для досягнення поставленої мети, що визначена, в дисертації

вирішувалися такі задачі:

1. Дослідження механізму генерування акустичної емісії співвісного

гвинтовентилятора методом чисельного експерименту.

2. Дослідження впливу співвідношення діаметрів другого і першого

рядів співвісного гвинтовентилятора на акустичну емісію гвинтовентилятора.

3. Дослідження впливу співвідношення частот обертання першого і

другого рядів співвісного гвинтовентилятора на акустичну емісію.

4. Дослідження впливу кількості лопатей першого і другого рядів

співвісного гвинтовентилятора на акустичну емісію.

5. Розробка методики урахування акустичних втрат співвісного


23

6. Розробка рекомендацій щодо підвищення паливної економічності



Об’єктом дослідження є робочий процес співвісного


Предметом дослідження є параметри і характеристики співвісного


Методи дослідження. В роботі використовуються сучасні теоретичні

та експериментальні методи дослідження. Теоретична частина роботи

формулює основні задачі, шляхи їх вирішення та ґрунтується на теорії

авіаційної акустики, теорії газотурбінних двигунів, теорії повітряних гвинтів.

Розрахунково-експериментальна частина роботи ґрунтується на використанні

методів чисельного експерименту.

Результати чисельних розрахункових досліджень порівнювались з

результатами натурних фізичних експериментів, що виконані в Державному

підприємстві «Антонов».

Наукова новизна.

1. Вперше розроблено методику урахування акустичних втрат


установки з турбогвинтовентиляторним двигуном. Розроблена методика дає

можливість оцінити внесок акустичних втрат в загальному енергетичному

балансі, а також дає можливість оцінити підвищення паливної економічності

при проведенні заходів щодо зниження рівня шуму гвинтовентилятора.

2. Отримали подальший розвиток розрахунково-експериментальні

дослідження аероакустичних характеристик співвісних гвинтовентиляторів,

що дозволяють визначити напрями вдосконалення силових установок з

турбогвинтовентиляторними двигунами.

Практичне значення отриманих результатів полягає в тому, що

застосування у практиці створення авіаційних

турбогвинтовентилятиляторних двигунів запропонованих рекомендацій

24

щодо раціональних значень параметрів співвісних гвинтовентиляторів і

розробленої методики дозволяє з нових позицій вирішувати наукове-

прикладне завдання підвищення економічності і акустичної досконалості


Практичне значення отриманих результатів підтверджується актами

реалізації та впровадження результатів, одержаних в дисертаційній роботі, в

ДП «Антонов» (від 14.05.2019), в Центральному науково-дослідному

інституті озброєння та військової техніки Збройних Сил України (від

17.05.2019 та від 19.06.2019)

Особистий внесок здобувача.

Основні ідеї досліджень, концепція роботи, її положення й принципи

вирішення задач розроблені автором самостійно.

Здобувачу належать 5 одноосібних публікацій, а саме: 3 у фахових

виданнях України [1, 4, 5] та 1 теза доповідей на Всеукраїнській практично-

пізнавальній конференції [6] і 1 теза доповідей на Міжнародній науково-

практичній конференції [7].

У наукових працях автора, що опубліковані у співавторстві,

здобувачем: проведено чисельне моделювання течії в співвісному

гвинтовентиляторі, проведено аналіз результатів [2, 3, 8, 10]; уточнено

формули для розрахунку питомої витрати палива з урахуванням акустичних

втрат співвісного гвинтовентилятора [9]; проведено аналіз стану проблеми

проектування систем захисту повітрозабирачів авіаційних силових установок

від попадання сторонніх предметів в двигун [11]; проведено огляд сучасного

стану проблеми забезпечення газодинамічної стійкості [12]; 13 проведено

огляд проблеми підвищення повного ККД газотурбінних двигунів [13];

проаналізовано отримані результати щодо підвищення повного ККД

газотурбінних двигунів [14].

Достовірність отриманих наукових результатів роботи

забезпечується коректними постановкою наукового завдання, мети,

застосуванням математичного апарату для вирішення поставлених задач, та

25

підтверджується задовільним узгодженням результатів розрахункових

досліджень з результатами фізичних експериментів, виконаних за

апробованими методиками.

Апробація результатів дисертації. Основні теоретичні положення,

результати та висновки наукового дослідження доповідались автором,

обговорювались та отримали позитивну оцінку на наукових семінарах

кафедри авіаційних двигунів Національного авіаційного університету

(м. Київ, Україна, 2016-2019 рр.); міжкафедральному семінарі Національного

авіаційного університету (м. Київ, Україна, 2019 р.); науковому семінарі в ДП

«Антонов» (м. Київ, Україна, 2019 р.); XXVI Всеукраїнській практично-

пізнавальній конференції "Наукова думка сучасності і майбутнього" (м. Київ,

Україна, 2019 р.); ХIХ Міжнародній науково-практичній конференції

молодих учених і студентів Політ. Сучасні проблеми науки. (м. Київ,

Україна, 2019 р.); Всеукраїнській конференції «Авіація та космонавтика:

стан, досягнення і перспективи» (м. Кропивницький, Україна, 2019р.); XIV

Міжнародній науково-технічній конференції «АВІА-2019». (м. Київ, Україна,

2019р.); Міжнародній науково-технічній конференції "Нові і нетрадиційні

технології в ресурсо- та енергозбереженні» (м. Одеса, Україна, 2019р.).

Публікації. Основні результати дисертації представлено у колективній

монографії, 8 наукових статтях, опублікованих у журналах, що входять до

переліку фахових видань України з технічних наук, у тому числі 4 статті

індексуються міжнародними наукометричними базами, 5 тезах і матеріалах

конференцій.

Структура дисертації. Дисертація складається зі вступу, 4 розділів,

висновків, списку використаної літератури та 4 додатків. Основний матеріал

викладено на 112 сторінках, на яких наведено 42 рисунки та 2 таблиці.

Список використанних джерел інформації містить 130 найменувань на

15 сторінках. Загальний обсяг дисертації складає 156 сторінок.

26

РОЗДІЛ 1

ПРОБЛЕМА ПІДВИЩЕННЯ ПАЛИВНОЇ ЕКОНОМІЧНОСТІ І

ЗМЕНШЕННЯ АКУСТИЧНОЇ ЕМІСІЇ АВІАЦІЙНИХ ДВИГУНІВ

1.1 Методи підвищення паливної економічності авіаційних

газотурбінних двигунів

Газотурбінні двигуни є основним типом двигунів сучасних літальних

апаратів. Характеристики газотурбінних двигунів багато в чому визначають

льотно-технічні характеристики літальних апаратів, максимальну висоту і

дальність польоту, маневреність, економічність і екологічні характеристики.

Створення ефективних конкурентоспроможних газотурбінних двигунів

вимагає вирішення проблеми підвищення паливної економічності.

Підвищення економічності і ефективності газотурбінних двигунів

залежить від повного ККД п [62]:

п вн тяг (1.1)

Повний ККД дозволяє оцінити досконалість газотурбінного двигуна як

теплової машини, що характеризується внутрішнім ККД вн , і досконалість

газотурбінного двигуна як рушія, який характеризується тяговим ККД тяг .

При аналізі шляхів підвищення внутрішнього ККД тип газотурбінного

двигуна значення не має, так як у всіх газотурбінних двигунах реалізується

термодинамічний цикл Брайтона.

Найважливішим параметром, що визначає досконалість циклу і ГТД в

цілому, як теплового двигуна, є температура газу перед турбіною. Із

збільшенням температури пропорційно збільшується робота циклу і

підвищується внутрішній ККД. Аналіз параметрів двигунів, наведений в [62],

дозволяє зробити висновок: збільшення температури газу перед турбіною з

900 ... 1000К до 1650К, при цьому ступінь підвищення тиску повітря зростає

27

з 3,5 до 27...40, приводить до зміни питомої витрати палива з 1,4 до

0,5 кг / (кН ∙ год) і зменшення питомої маси з 0,8 до 0,12 кг / кН [17].

Величезна кількість теоретичних і експериментальних досліджень

присвячені методам підвищення температури газу перед турбіною [19, 20, 33-

36, 75-77, 79, 82, 96, 98, 99, 114, 123]. Це, в першу чергу, ефективна система

охолодження турбіни високого тиску [33-36, 75-77], створення нових

жароміцних матеріалів [19, 20, 79, 82, 96, 98, 99, 114, 123], які можуть

забезпечити високу температуру. У сучасних двигунах п'ятого покоління

реалізується температура газу перед турбіною в діапазоні 1600…1900К.

Для будь-якого типу ГТД підвищення температури газу перед

турбіною означає поліпшення питомих параметрів двигуна:

- підвищення питомої тяги і економічності турбореактивних двигунів

(ТРД) і турбореактивних двоконтурних двигунів (ТРДД);

- підвищення питомої потужності і економічності турбогвинтових

двигунів (ТГвД), і турбовальних двигунів;

- зниження питомої маси всіх типів ГТД;

- підвищення лобової тяги ТРД і ТРДД.

Максимально досяжна температура (стехіометрична) визначається з

умови повного використання в процесі горіння кисню повітря. Для

вуглеводневого палива ця температура також залежить від температури в

кінці процесу стиснення. Значення стехіометричної температури становить

2200 ... 2800К в залежності від складу палива.

Фактична величина значень температури газу перед турбіною, що

реалізується, в сучасних ГТД обмежується, в основному, технологічними

можливостями.

У реалізованих на даний час перспективних програмах розвитку

авіаційних ГТД (IHPTET, UEET, AMET) Європи і США розробляються

технології і випробовуються дослідні зразки двигунів, що забезпечують

роботу з максимальною температурою газу перед турбіною 2000 ... 2200К.

28

Підвищення температури газу перед турбіною одночасно вимагає

збільшення ступеня підвищення тиску в компресорі.

Вибір ступеня підвищення тиску є одним із завдань оптимізації

параметрів ГТД з метою забезпечення найкращих характеристик двигуна і

літального апарату. Вибір розрахункового значення ступеня підвищення

тиску залежить від цільової функції оптимізації - максимізація роботи циклу

(розрахункове значення ступеня підвищення тиску вибирається близьким до

оптимального) або мінімізація питомої витрати палива (розрахункове

значення ступеня підвищення тиску вибирається близьким до економічного).

Найбільшого значення робота циклу досягає при оптимальному ступені

підвищення тиску повітря [62] і одним з основних факторів, що впливає на

opt є ступінь підігріву повітря = Т*г/Т

*н.

2( 1)

Σopt c p( )

k

km (1.2)

Наприклад, перехід на більш високі значення температури газу перед

турбіною Т*г призводить до необхідності збільшення з метою одержання

максимальних значень роботи циклу.

Ступінь підвищення тиску повітря в компресорі може бути визначений з

умов одержання мінімальної питомої витрати палива (*к.ек). Співвідношення

для визначення *к.ек дуже складне і на практиці, зазвичай, будують

залежності питомої витрати палива СR = f(*к), одержані на основі виконаних

розрахунків.

Необхідно підкреслити, що при однакових температурах газу перед

турбіною та інших однакових умовах ступені підвищення тиску, при яких

досягається найменша питома витрата палива, більш ніж в три рази

перевищують ступені підвищення тиску, які відповідають максимуму роботи

циклу.

29

При цьому, не дивлячись на те, що залежності СR від мають пологий

мінімум, збільшення (або *к) вище оптимального значення дозволяє

значно знизити питому витрату палива. Вплив різноманітних факторів на

*к.ек залишається таким самим, як і для

*к.р opt.

Значним резервом для вдосконалення циклу і поліпшення параметрів

ГТД є підвищення ККД компресорів і турбін, зниження втрат і витоків по

тракту ГТД і витрати повітря на охолодження [62, 63].

Безліч теоретичних і експериментальних робіт присвячені зниженню

втрат в лопаткових машинах [6, 7, 12, 13, 21-23, 27, 49-54, 55-59, 63, 78, 81,

89, 117, 118]. Серед цих робіт варто відзначити роботи, присвячені

управлінню прикордонним шаром в лопаткових машинах [6, 21-23, 27, 48-54,

56, 59, 78, 81, 117, 118].

Одним із найважливіших шляхів підвищення ефективності двигунів як

теплової машини є застосування двигунів складних схем. Наприклад, в

рамках проекту NEWAC (2006-2011 рр.) розглядаються концепції ТРДД з

високим ступенем двоконтурності на основі газогенераторів з проміжним

охолодженням і регенерацією тепла, з активним управлінням (активним

управлінням запасом газодинамічної стійкості за помпажем, регулюванням

радіальних зазорів, охолодженням охолоджуючого повітря та ін.), з активним

управлінням течією [108].

Підвищення тягового (польотного) ККД, в першу чергу, пов'язано з

підвищенням ступеня двоконтурності ГТД [61] і відродженням схем двигунів

«OPEN ROTOR», які розроблялись в 1980-1990 роках, але через технічні

проблеми їх подальші розробки були припинені.

Компанією Rolls Royce ведуться розробки двигунів за двома

програмами Advance і UltraFan, які плануються завершити в 2020 і

2025 роках, відповідно. Для забезпечення заданої тяги діаметр вентилятора

матиме значення 4,27 м, що виключає компоновку літака з підкриловим

розташуванням силової установки. Особливістю цих двигунів є тривальна

модульна конструкція двигуна з великим ступенем двоконтyрності (для

30

Advance до m=11, для UltraFan до m=15); поліпшена аеродинаміка

лопаткових машин і підвищений ступінь підвищення тиску до 60 для

Advance і 70 для UltraFan; багатопараметрична оптимізація аеродинамічних і

акустичних характеристик, використання концепції «Intelligent Engine»;

застосування технології 3D друку.

Пропоновані заходи дозволяють зменшити масу двигуна і підвищити

паливну економічність на 20% для Advance і на 25% для UltraFan, знизити

рівень шуму і рівень емісії шкідливих речовин [2].

Подальший стратегічний розвиток компанії буде ґрунтуватися на

технологіях двигунів з відкритим ротором Open-Rotor.

Під егідою Євросоюзу 1 лютого 2008-го був запущений проект

DREAM (ValiDation of Radical Engine Architecture systeMs). Метою проекту

DREAM було створення кардинально нової конструкції авіаційного двигуна,

який поєднує в собі економічність турбогвинтового і потужність

турбореактивного, але позбавленого недоліків цих схем. Євросоюз залучив

до проекту відразу 44 фірми з 13 країн. В рамках проекту було розроблено

демонстраційний зразок двигуна Open-Rotor. Французька авіаційна група

Safran в грудні 2017 роки провела наземні випробування першого двигуна

Open-Rotor. Сертифікація даного двигуна очікується не раніше 2030 року.

В роботі [126] аналізуються характеристики двигуна Open-Rotor для

різних режимів роботи. На рис. 1.1 представлено порівняння двигунів.

Паливна економічність двигуна Open Rotor перевершує новий двигун

LEAP. За даними проробок CFM International «Open Rotor» може забезпечити

зменшення витрат палива на 26%, рівня шуму щодо вимог главою 4 - на 10дБ

і забезпечити запас по рівню емісії NOx щодо САЕР6 в 60%.

Незважаючи на досягнуті результати, отримані в рамках проекту

DREAM, двигун Open Rotor має проблему високого шуму, джерелом якого

виступає співвісний гвинтовентилятор (запас за рівнем шуму щодо вимог

гл.4 - на 10дБ).

31

Рисунок 1.1. – Порівняння паливної економічності і запасу за рівнем

шуму двигуна Open Rotor [126]

Вітчизняний турбогвинтовентиляторний двигун (ТГвВД) Д-27 є

аналогом двигуна Open Rotor. Двигун Д-27 призначений для літаків Ан-70,

Ан-70Т, А-42ПЕ та інших високоекономічних пасажирських і транспортних

літаків. Основними перевагами двигуна є висока економічність, надійність і

безвідмовність, низька трудомісткість обслуговування, безперервний

контроль комплексу параметрів за алгоритмами, що оцінюватимуть

технічний стан двигуна і гвинтовентилятора, малі емісії забруднюючих

речовин [66].

На рис. 1.2 показано порівняння питомої витрати палива різних

двигунів [17].

Рисунок 1.2. – Залежність питомої витрати палива від злітної тяги для різних

ГТД

32

Гвинтовентиляторний двигун Д-27 має досить високу паливну

економічність (рис. 1.2), підвищення повного ККД

турбогвинтовентиляторного двигуна дозволить підвищити паливну

економічність і поліпшити емісійні характеристики. Однак суттєвим

недоліком такого двигуна є високий рівень шуму співвісного


1.2 Шум повітряних гвинтів і гвинтовентиляторів

Силова установка з гвинтовентиляторним двигуном має співвісний

повітряний гвинт з шаблеподібними лопатями. Такі силові установки мають

високу економічність, однак рівень шуму таких двигунів є досить високим.

На даний час літак Ан-70, що оснащений маршовою силовою

установкою з гвинтовентиляторними двигунами та співвісними повітряними

гвинтовентиляторами, за результатами випробувань [37], не відповідає

вимогами ІКАО [38, 71]. Крім того, однією з цілей ACARE є зниження

акустичної емісії від літаків до 2050 року на 65% в порівнянні з рівнем шуму

літаків 2000 року [109].

Одним з основних джерел шуму літака Ан-70 на зльоті та при заході на

посадку є акустичне випромінювання гвинтовентилятора силової установки.

Таким чином, дослідження акустичних характеристик і зниження

акустичної емісії співвісного гвинтовентилятора є актуальною проблемою,

що визначена практикою експлуатації літаків.

Для вирішення проблеми зниження шуму ТГвВД необхідно детально

вивчити всі джерела генерування шуму в гвинтовентиляторі. В роботі [95]

представлено детальний аналіз джерел генерації шуму різних типів двигунів,

в тому числі і турбогвинтових. Автором розроблено заходи для подальшого

акустичного удосконалення однорядних та двохрядних гвинтів. В роботі [91,

130] розглядається проблема зниження шуму літаків цивільної авіації. В

роботі [130] проаналізовано джерела акустичної емісії в дальньому і

33

ближньому полі. Надано критичний аналіз методів прогнозування

акустичного випромінювання в дальньому і ближньому акустичному полі. В

роботі [91] розглянуто джерела акустичного випромінювання для літаків з

різними типами силових установок. Показано, що в турбогвинтовому двигуні

основним джерелом акустичної емісії виступає повітряний гвинт. Також в

роботі представлено діаграму направленості акустичного випромінювання

повітряного гвинта.

Шум повітряного гвинта має складну структуру. На фоні періодичного

силового впливу лопатей гвинта на навколишнє середовище (шум обертання)

з лопатей гвинта за всією довжиною відбувається зрив потоку, в результаті

чого за лопатями утворюється вихровий аеродинамічний слід, що є джерелом

вихрового шуму. Повітряний гвинт силової установки з

гвинтовентиляторним двигуном має два ряди гвинта, що обертаються в різні

боки. При роботі співвісного гвинта лопаті заднього ряду знаходяться у

вихровому полі переднього ряду гвинта, в результаті чого в момент

перекриття лопатей переднього і заднього рядів гвинта відбувається

додаткове випромінювання звуку. Шум в даному випадку є нестаціонарним і

періодичним [30].

Дискретні складові мають частоти, кратні числу проходження лопатей.

Дискретні складові одиночного повітряного гвинта теоретично

досліджувалися Б.П. Константиновим, Л.Я. Гутіним, Е.Я Непомнящим в

припущенні рівномірності і одномірності потоку, що проходить через гвинт

[3]. У співвісних гвинтах другий ряд гвинта знаходиться в безпосередній

близькості до першого ряду гвинта і потік, що набігає на другий ряд гвинта

періодично нерівномірний по колу. Такі місцеві нерівномірності потоку

створюють додаткове випромінювання, що у багато разів перевершує шум

обертання.

Дослідження [3] показали можливість зниження дискретних компонент

відповідним вибором відношення числа лопатей однорядного гвинта.

34

В роботі [29] представлені результати розрахунково-

експериментального дослідження впливу кількості лопатей і діаметра на шум

повітряного гвинта, що працює при числах Рейнольдса понад 106. Показано,

що збільшення кількості лопатей за умови збереження геометричної і

аеродинамічної подібності гвинтів, а також сталість числа Маха колової

швидкості, призводить до істотного зниження шуму від аеродинамічного

навантаження. При цьому шум витіснення і широкосмуговий шум

збільшуються несуттєво. Результати, що представлені в роботах [29, 32, 86,

102, 103] дозволяють зробити висновок про те, що геометричні параметри

впливають на інтенсивність акустичного випромінювання співвісних гвинтів

і гвинтовентиляторів.

В роботі [103] показано, що змінюючи форму вихідної кромки лопатей

першого ряду можна впливати на шум взаємодії між першим і другим рядом

співвісного гвинта. В роботі [86] показано, що навіть для однорядного гвинта

хвилеподібна вихідна кромка дозволяє знизити рівень шуму гвинта. В роботі

[102] показано, що зменшення діаметру другого ряду гвинта дає можливість

знизити рівень шуму, однак в роботі розглядався модельний

гвинтовентилятор.

Крім того, в роботі [106] показано, що зменшуючи діаметр

трансзвукового гвинта при постійній швидкості обертання, можна досягти

значного зниження шуму. Але при цьому для збереження тяги кількість

лопатей повинно бути збільшено. Також, як зазначають автори, необхідно

використовувати ефективні аеродинамічні профілі для лопатей гвинта. Як,

наприклад, в роботі [89], яка присвячена розробці методики чисельної

оптимізації для визначення оптимальної форми лопаті гвинта з метою

підвищення його аеродинамічній ефективності. Однак питання акустичної

емісії в даній роботі не розглядалися.

Причини утворення широкосмугового шуму і локалізація його джерел

менш очевидні. Було встановлено, що широкосмуговий шум прямо

пропорційний шостому ступеню окружної швидкості гвинта [3].

35

Широкосмуговий шум пов'язаний перш за все з турбулізацією потоку, що

викликається набігаючим потоком, і аеродинамічним слідом за лопатями

гвинта. З метою зменшення широкосмугового шуму необхідно вивчити його

механізм генерації. Наприклад, в роботі [84] детально вивчений механізм

утворення аеродинамічного сліду від гвинта. В результаті розрахунку

показано, що при низьких коефіцієнтах навантаження вихори в периферійній

частині зливаються один з одним і з сусідніми замикаючими вихорами,

утворюючи більший вихор, який пересувається вниз за течією. При високих

коефіцієнтах навантаження аеродинамічний слід умовно розділяється на три

зони: ядро потоку, вихори вільного потоку і вихори, що зриваються із

кінцівок лопатей.

При прогнозуванні шуму важливим є урахування багатьох факторів,

наприклад, вхідна турбулентність. В роботі [127] досліджується механізм

генерації акустичного шуму при обертанні восьми лопатевого повітряного

гвинта з урахуванням вхідної нерівномірності потоку. Автори роботи [113]

представили результати впливу вхідної турбулентності на загальний рівень

шуму гвинта з чотирма лопатями при швидкості обертання 3000 об/хв.

Показано, що при збільшенні вхідної турбулентності на 1%, широкосмугова

складова шуму збільшується на 2 дБ. В роботі [85] розглядається вплив

пограничного шару фюзеляжу на шум гвинта в дальньому полі при різних

кінематичних і геометричних параметрах гвинта. Показано, що наявність

пограничного шару на фюзеляжі, що взаємодіє з шумом гвинта, призводить

до модифікації його в дальньому акустичному полі.

Таким чином, можна зробити висновок, що на шум літака з

турбогвинтовими (турбогвинтовентиляторними) двигунами впливають

багато факторів. Суттєвий вплив на інтенсивність і направленість

акустичного випромінювання мають параметри гвинтовентилятора (діаметр,

частота обертання, відстань між рядами гвинтів, стрілоподібність та ін.), а

також інтерференція з пілоном і фюзеляжем.

Складність вирішення завдання зменшення гучності в тому, що

36

механізми шумоутворення в співвісних гвинтовентиляторах різноманітні і

тісно пов'язані з властивостями, що визначають їх основні технічні

характеристики. Аналітично розрахувати рівень шуму, що генерується

твердими тілами, обтічними потоком повітря, в більшості випадків

неможливо, тому роботи, присвячені шуму повітряних гвинтів та

гвинтовентиляторів, переважно виконані за допомогою чисельного або

натурного експерименту.

У роботах [28, 29, 44, 45,] представлені результати експериментальних

досліджень акустичного випромінювання силових установок з повітряними

гвинтами.

В роботі [28] узагальнено експериментальні дані щодо спрямованості

акустичного випромінювання поршневих силових установок, що

застосовуються на літальних апаратах. Отримано чинники спрямованості

сумарного акустичного випромінювання силової установки і окремих його

складових, що можуть використовуватися при розрахунку шуму,

створюваного на місцевості легкими літаками і малорозмірними

безпілотними літальними апаратами.

В роботі [45] представлені основні результати експериментального

дослідження акустичних характеристик силової установки літака Ан- 2 в

статичних умовах. Отримано енергетичні, просторові і спектральні

характеристики акустичного випромінювання силової установки. Авторами

встановлено, що основна частка енергії акустичного випромінювання силової

установки зосереджена в області низьких частот (16 - 100 Гц). У цій області

частот максимальна спектральна густина відповідає випромінюванню на

частотах, кратних частоті проходження лопатей гвинта, а також частотам,

кратним частоті проходження спалахів в циліндрах двигуна. Джерелом

низькочастотної (до 500 Гц) складової широкосмугового випромінювання є

гвинт і двигун. Домінуючим джерелом широкосмугової високочастотної

складової є вихрова завіса за гвинтом. Частка високочастотного

37

широкосмугового акустичного випромінювання (1000 - 5000 Гц) в загальній

акустичній потужності силової установки не перевищує 1%.

В роботі [44] представлені основні результати експериментального

дослідження акустичних характеристик легкого гвинтового літака типу

Як-18Т в статичних умовах. Наведено просторово-часові, спектральні та

енергетичні характеристики акустичного випромінювання силової установки.

Результати проведених досліджень дозволили виявити новий механізм

генерації дозвуковим повітряним гвинтом акустичного випромінювання

імпульсного типу. Авторами встановлено, що акустична потужність силової

установки визначається потужністю сумарного акустичного випромінювання

повітряного гвинта і двигуна.

Важливим завданням при вирішенні проблеми зниження шуму

повітряних гвинтів є вибір методів прогнозування акустичних характеристик.

У роботах [107, 112] представлені напівемпіричні моделі для розрахунку

акустичного випромінювання повітряного гвинта.

В роботі [107] запропонована напівемпірична модель для оцінки рівнів

шуму, що створюються авіаційними поршневими силовими установками в

дальньому акустичному полі, яка враховує основні джерела шуму.

Результати розрахунків, отриманих за допомогою використання

напівемпіричної моделі добре узгоджуються з результатами

експериментальних досліджень.

В роботі [112] запропонований напівемпіричний метод оцінки шуму

повітряного гвинта на основі аналогії Лайтхілла. Проведене порівняння

розрахункових і експериментальних даних за потужністю акустичного

випромінювання і октавними спектрами показало гарне узгодження.

В роботі [105] для дослідження генерації шуму гвинтовентилятора

пропонується полуемпірична модель розрахунку тонального шуму.

Запропонована модель дає високу точність.

Найбільш повну картину генерації шуму в джерелі і в дальньому полі

дозволяє отримати використання чисельного моделювання. У роботах [87,

38

94, 110, 115, 120, 127] представлені результати дослідження акустичних

характеристик за допомогою чисельного моделювання.

В роботі [127] представлені результати чисельного дослідження

обтікання повітряного гвинта. Отримано аеродинамічні і акустичні

характеристики. Крім того, в роботі запропоновано ряд рекомендацій, що

дозволяють поліпшити його акустичні характеристики.

В роботі [87] запропоновано метод чисельного розрахунку акустичного

випромінювання. В роботі розглядаються акустичні характеристики базового

і удосконаленого гвинта на трьох режимах роботи, розраховано діаграми

направленості акустичного випромінювання. В роботі [120] за допомогою

чисельного моделювання розрахована діаграма направленості акустичного

випромінювання з урахуванням інтерференції пілону, фюзеляжу літака і

повітряного гвинта турбогвинтового двигуна. З метою покращення

економічності двигуна можуть використовуватися співвісні гвинти.

Роботи [94, 110] присвячені чисельному розрахунку шуму

трансзвукових гвинтів. В роботі [94] представлені результати аналізу різних

чисельних методів прогнозування шуму в джерелі і дальньому полі,

розглядаються питання пов’язані з впливом ударних хвиль.

Особливої уваги заслуговують дослідження, які проводяться для

біротативного гвинтовентилятора (співвісного гвинтовентилятора) двигуна

Open Rotor. Як вже зазначалось вище, співвісний гвинтовентилятор двигуна

Д-27 є прототипом біротативного гвинтовентилятора двигуна Open Rotor.

Інтенсивні дослідження акустичних і аеродинамічних характеристик

біротативного гвинтовентилятора двигуна Open Rotor проводились в 1980-

1990 роки, однак потім проект було закрито у зв’язку з не змогою

забезпечити низький шум двигуна. Огляд результатів акустичних досліджень

представлено в роботі NASA [97]. Результати стендових експериментальних

досліджень при умові взльоту і посадки представлено в роботі [124].

Отримані результати показали як впливає кут установки лопатей першого і

другого рядів співвісного гвинтовентилятора на акустичну емісію. В роботі

39

[104] експериментально досліджено характеристики чотирьох модельних

однорядних гвинтовентиляторів. Показано, що форма лопатей,

аеродинамічний профіль і кількість лопатей значно впливають на

аероакустичні характеристики гвинтовентиляторів. Автори роботи

відзначають, що отримані результати свідчать про значне покращення

економічності двигунів з досліджуваними гвинтовентиляторами. Залежність

від числа Маху і стріловидності лопатей досліджено в роботі [92]. Отримані

результати дозволяють стверджувати, що акустична емісія

гвинтовентилятора різко зростає при досягненні швидкості на кінцях лопатей

М=1,05, крім того, стріловидні лопаті можуть забезпечити зниження

акустичної емісії гвинтовентилятора. Робота [126] присвячена дослідженню

акустичних характеристик біротативного гвинтовентилятора. В ході

стендових випробувань були отримані діаграми направленості біротативного

гвинтовентилятора за умови різної величини осьового зазору між рядами

лопатей. Визначено, що величина осьового зазору між рядами біротативного

гвинтовентилятора впливає на направленість і інтенсивність акустичного

випромінювання. Як вже зазначалось вище, на шум гвинтів і

гвинтовентиляторів впливають різні фактори. В роботі [125]

експериментально доведено, що при зменшенні діаметру другого ряду

біротативного гвинтовентилятора до 85% від діаметру першого ряду, рівень

шуму може бути зменшено до 7 дБ для модельного гвинтовентилятора при

числі Маха М=0,2. Також, в роботі приведено результати впливу кута

установки лопатей першого і другого рядів гвинтовентиляторів.

В рамках програми Clean Sky роботи щодо розробки двигуна Open

Rotor було відновлено. В роботі [115] представлені перші результати

перевірки чисельного моделювання з використанням експериментальних

даних випробувань для гвинтовентилятора двигуна типу Open Rotor, що

генеруються в ході випробувань аеродинамічної труби під керівництвом

Airbus. В роботі [111] представлено результати досліджень механізму

генерації шуму дворядним гвинтом з протилежним обертанням. В роботі [93]

40

розглядаються методи прогнозування шуму для двигуна з біротативним

гвинтовентилятором Open Rotor, доступні в NASA Langley. Порівнюються

три програмні коди під назвою ASSPIN (Advanced Subsonic-Supersonic

Propeller Induced Noise), FW - Hpds (Ffowcs Williams-Hawkings з проникною

поверхнею даних) і FSC (Fast Scattering Code). Перші два коди знаходяться в

тимчасовій області, а третій код - код частотної області. Представлені

можливості цих кодів і вимоги до вхідних даних, а також вихідні дані. Крім

того, авторами запропоновані процедури для подальшого поліпшення цих

кодів. Зокрема, описано метод, заснований на еквівалентних джерелах, щоб

позбутися від хибних сигналів в коді FW - Hpds.

Роботи [16, 100, 129] присвячені дослідженню акустичних

характеристик біротативного гвинтовентилятора Open Rotor. Результати

роботи [16] показали, що в спектрі шуму двигуна додатково до традиційних

компонентів шуму додаються піки тонального шуму на комбінаційних

частотах в низькочастотній частині спектру. Це створює значні труднощі в

зниженні шуму літака з такими двигунами на місцевості.

В роботі [100] дослідження виконано за допомогою чисельного

експерименту з застосуванням NLH (Linear Harmonic method), отримані

результати дозволили досліджувати механізм генерування акустичного

випромінювання біротативного гвинтовентилятора Open Rotor. Біротативний

гвинтовентилятор мав наступні параметри: перший лопатковий вінець мав

9 лопаток, другий - 12, кінцевий радіус 2,5 м, втулковий радіус - 0,75 м,

частота обертання першого лопаткового вінця - 783,6 об/хв, частота

обертання другого лопаткого вінця - 763,8 об/хв.

Результати роботи [129] показують, що для зменшення акустичного

випромінювання необхідно зменшити слід за першим ротором і знизити

акустичний вплив від вихорів за другим ротором, які зриваються з кінців

лопатей.

В роботі [46] представлені результати оптимізації числа лопаток

біротативного гвинтовентилятора, який був розроблений в рамках

41

європейської програми VITAL. Крім того, в роботі представлений метод

оцінки акустичних характеристик вентилятора. Метод заснований на

отриманні аналітичних рішень теорії Тайлера-Софріна і теорії

розповсюдження збурень в каналі.

Після оптимізації кількості лопаток біротативного гвинтовентилятора

кількість мод зменшилася на 38,5%, що передбачає відповідне зниження

рівнів шуму. Автори відзначають, що дана методика буде більш досконалою,

якщо в неї ввести вагові коефіцієнти моди для кращого урахування людської

фізіології слуху і більш оптимальної настройки характеристик ЗПК.

Результати роботи [90] показали, що при зменшенні діаметру другого

робочого колеса співвісного гвинтовентилятора для двигуна Open Rotor на

20%, акустична емісія від взаємодії першого і другого РК зменшується.

Таким чином, можна зробити висновок, що роботи направлені на

дослідження впливу параметрів (діаметр, частота обертання, кількість

лопатей, аеродинамічна форма лопатей) співвісного гвинтовентилятора на

акустичну емісію є актуальними і залишаються до кінця не вирішеними.

Зниження акустичної емісії гвинтовентиляторів актуальна проблема,

вирішення якої дозволить забезпечити конкурентоспроможність вітчизняних


З іншого боку, акустична емісія гвинтовентилятора – це втрати енергії

в енергетичному балансі турбогвинтовентиляторного двигуна. Оцінці рівня

втрат в енергетичному балансі газотурбінного двигуна присвячено багато

робіт. В роботах [62, 101] розглянуто енергетичний баланс одноконтурних

двигунів. В роботі [62] розглянуто також питання енергетичного балансу

турбогвинтових і турбогвинтовентиляторних двигунів. В роботі [60]

досліджено енергетичний баланс триконтурного двигуна. Авторами

проводиться порівняльний аналіз економічності одноконтурного,

двоконтурного та триконтурного турбореактивного двигунів на основі

порівняння повного і тягового коефіцієнтів корисної дії цих двигунів.

42

В роботі [2] авторами розглянуто перспективи розвитку шляхів

збільшення тягового ККД і внутрішнього ККД газотурбінних двигунів.

Зазначається, що для цього необхідно вдосконалювати

турбогвинтовентиляторні двигуни і двоконтурні двигуни з надвисоким

ступенем двоконтурності, а також відроджувати схеми двигунів, що

розроблялись у 80-роках, але із-за технічних проблем були зупинені.

Як показали результати, що представлені в роботі [64] в енергетичному

балансі газотурбінного двигуна доцільно враховувати акустичні втрати. В

роботі [64] розглянуто енергетичний баланс двоконтурного

турбореактивного двигуна з урахуванням втрат енергії на акустичне

випромінювання. Отримано залежності, що дозволяють визначити коефіцієнт

корисної дії з урахуванням втрат енергії на акустичне випромінювання.

Однак цю методику для турбогвинтовентиляторних двигунів застосовувати

неможливо, тому в рамках дисертації роботи цьому питанню буде приділено

основну увагу з метою створення відповідної методики.

За результатами проведеного аналізу виявлено основні фактори, що

впливають на акустичні втрати для турбогвинтовентиляторних авіаційних

двигунів та їх паливну ефективність. В роботі планується дослідити вплив

співвідношення діаметрів другого і першого рядів співвісного

гвинтовентилятора, співвідношення частот обертання першого і другого

рядів співвісного гвинтовентилятора, кількості лопатей першого і другого

ряду співвісного гвинтовентилятора на акустичну емісію і паливну

економічність.

1.3 Висновки

1. Актуальними проблемами сучасного авіаційного двигунобудування є

підвищення економічності і зниження акустичного випромінювання

авіаційних двигунів. Підвищення економічності газотурбінних двигунів

залежить від підвищення повного ККД. Підвищення повного ККД, з одної

43

сторони, пов’язано з вдосконаленням термодинамічного циклу: підвищення

температури газу перед турбіною, збільшення ступеня підвищення тиску,

вдосконалення внутрішньої аеродинаміки лопаткових машин за рахунок

управління пограничним шаром. З іншої сторони, підвищення повного ККД

залежить від підвищення тягового ККД. Турбогвинтовентиляторні двигуни

мають достатньо високий тяговий ККД. Таким чином, підвищення повного

ККД турбогвинтовентиляторного двигуна дозволить отримати

високоекономічний конкурентоспроможний двигун вітчизняного

виробництва.

2. Проведений аналіз показав, що одним із основних недоліків

турбогвинтовентиляторних двигунів є високий рівень шуму на місцевості і в

салоні літака. Літературний огляд досліджень в області шуму гвинтів і

гвинтовентиляторів показав, що такі параметри гвинтів і гвинтовентиляторів

як діаметр, частота обертання, кількість лопатей, форма лопатей значно

впливають на акустичну емісію.

3. Акустична емісія співвісного гвинтовентилятора – це втрати енергії в

енергетичному балансі турбогвинтовентиляторного двигуна, урахування цих

втрат дозволить більш точно оцінювати питомі параметри двигуна. До



установки, а тому розроблення такої методики в рамках дисертаційних

досліджень є актуальною задачею.

44

РОЗДІЛ 2

МОДЕЛІ ТА МЕТОДИ МОДЕЛЮВАННЯ ШУМУ

ГВИНТОВЕНТИЛЯТОРА

2.1 Моделі розрахунку акустичної емісії гвинтовентилятора

У шумі співвісних гвинтовентиляторів присутні дискретні (періодичні)

і широкосмугові складові. Причини їх утворення можуть бути механічного

походження, що пов'язані з вібрацією, і аеродинамічного, які пов'язані із

взаємодією потоку з елементами конструкції. Шум повітряного гвинта має

складну структуру. На фоні періодичного силового впливу лопатей гвинта на

навколишнє середовище (шум обертання) з лопатей гвинта за всією

довжиною відбувається зрив потоку, в результаті чого за лопатями

утворюється вихровий аеродинамічний слід, що є джерелом вихрового шуму.

Повітряний гвинт силової установки з гвинтовентиляторним двигуном має

два ряди гвинта, що обертаються в різні боки. При роботі співвісного гвинта

лопаті заднього ряду знаходяться у вихровому полі переднього ряду гвинта,

в результаті чого в момент перекриття лопатей переднього і заднього рядів

гвинта відбувається додаткове випромінювання звуку. Шум в даному

випадку є нестаціонарним і періодичним [30, 31].

У спектрі шуму гвинтовентиляторів виділяють дискретну і

широкосмугову складову. Загальне акустичне випромінювання

гвинтовентилятора підрозділяють на шум обертання і вихровий шум.

Дискретна складова характеризується шумом обертання. Шум

обертання включає в себе шум від аеродинамічного навантаження і шум

витіснення. Дискретні складові мають частоти, кратні числу проходження

лопатей. Дискретні складові одиночного повітряного гвинта теоретично

досліджувалися Б.П. Константиновим, Л.Я. Гутіним, Є.Я. Непомнящим в

припущенні рівномірності і одномірності потоку, що проходить через гвинт

[2]. У співвісних гвинтах другий ряд гвинта знаходиться в безпосередній

близькості до першого ряду гвинта і потік, що набігає на другий ряд гвинта

45

періодично нерівномірний по колу. Такі місцеві нерівномірності потоку

створюють додаткове випромінювання, що у багато разів перевершує шум

обертання.

Шум від аеродинамічного навантаження обумовлений силовим

впливом лопатей гвинтовентилятора на середовище. Він може генеруватися

навіть в однорідному потоці ізольованим гвинтовентилятором. Цей шум

характеризується дипольним акустичним джерелом [30, 31].

Шум витіснення пов'язаний з періодичним витісненням середовища

лопатями гвинтовентилятора. Цей шум характеризується монопольним

акустичним джерелом. Для гвинтовентиляторів, лопаті яких мають досить

малу товщину, значення монопольного акустичного джерела досить не

суттєве. Шум обертання гвинтовентилятора визначається силовим впливом

на середовище, тобто дипольним джерелом.

Причини утворення широкосмугового шуму і локалізація його джерел

менш очевидні. Було встановлено, що широкосмуговий шум прямо

пропорційний шостому ступеню колової швидкості гвинта [3].

Широкосмуговий шум пов'язаний, перш за все, з турбулізацією потоку, що

викликається набігаючим потоком, і аеродинамічним слідом за лопатями

гвинта. З метою зменшення широкосмугового шуму необхідно вивчити його

механізм генерації. Наприклад, в роботі [30] детально вивчений механізм

утворення аеродинамічного сліду від гвинта. Як і дискретний, цей шум

пов'язаний з флуктуаціями аеродинамічних сил, що діють на лопаті

гвинтовентилятора. Але флуктуації, що викликають широкосмуговий шум,

носять випадковий, а не періодичний характер [11, 30, 31]. Виділяють

наступні основні фактори, що викликають випадкові флуктуації:

- Наявна турбулентність у набігаючому потоці. Обтікання лопатей

турбулентним потоком призводить до хаотичної зміни сил, що діють на

лопаті, і це, у свою чергу, генерує широкосмуговий шум.

- Зрив вихорів з задньої кромки лопатей. При зриві вихору відбувається

миттєва зміна циркуляції і, отже, сили, що діє на лопать. За першим рядом

46

гвинтовентилятора утворюється аеродинамічний слід, який виступає вхідною

турбулентністю для другого ряду гвинтовентилятора.

- Наявність пограничного шару на поверхні лопаті. Локальні сили, що

виникають в такому шарі, мають хаотичну природу і можуть розглядатися як

акустичні джерела.

Вихоровий шум характеризується квадрупольним акустичним

джерелом.

Отже, шум гвинтовентилятора характеризується дипольним,

квадрупольним і монопольним акустичним джерелом, який має невеликі

значення. Таким чином, можна зробити висновок, що з метою зниження

загального акустичного випромінювання гвинтовентилятора, в першу чергу,

необхідно впливати на зниження дипольного і квадрупольного акустичного

джерела.

Механізм генерування шуму співвісних гвинтовентиляторів

визначається аеродинамічними джерелами, які виникають при взаємодії

неоднорідного турбулентного потоку з лопатями гвинтовентилятора. На

відміну від механізму звукоутворення в класичній акустиці, де звук

обумовлений коливаннями тіл, аеродинамічними джерелами звуку є

нестаціонарні аеродинамічні збурення, які виникають у потоці. На деякій

відстані від місця свого утворення пульсації, викликані нестійкістю руху,

трансформуються у хвильовий рух середовища [2, 30, 31].

Розглянемо рівняння монопольного, дипольного і квадрупольного

акустичних джерел шуму, які генеруються аеродинамічним потоком.

Монопольне акустичне джерело (змінення продуктивності джерела

рідини).

Хвильове рівняння у цьому випадку має вигляд [30, 31]:

2

0 0

1,

4V

x y dVQ y t

c t c x y

r rr

r r , (2.1)

де yr

– координати елемента, що розглядається dV рідини (рис. 2.1); xr

–

47

координата точки спостереження, що знаходиться ззовні потоку у дальньому

звуковому полі; r x y r r

– відстань від елемента об’єму рідини до точки

спостереження; Q –продуктивність джерела за одиницю часу на одиницю

об'єму.

Відзначимо, що зміна густини в точці, розташованій на відстані r ,

визначається величиною Q в попередній момент 0

rt

c . Явище запізнення

викликано тим, що звуковій хвилі потрібен час 0/r c , щоб пройти відстань r .

Знаючи , можно визначити звуковий тиск ззовні потока 2

0P c . Рівняння

(2.5) визначає поширення звуку від монопольного джерела.

Рисунок 2.1. – Система координат

Фізично механізм випромінювання звуку монопольним джерелом можна

представити як вимушені флуктуації маси у фіксованому об'ємі. Наприклад,

куля малого діаметра стискується і розширюється так, що маса рідини в

області навколо неї періодично змінюється. Витіснення маси рухомою

поверхнею призводить до зміни густини поблизу поверхні, яка передається

далі у вигляді звукових хвиль. Таким чином, джерелом звуку може бути тіло

з фіксованою поверхнею, що має пульсації тиску, які на відстані

поширюються як звук. Монопольне акустичне джерело аналогічно

звичайному джерелу рідини, тобто воно сферично симетрично.

48

Дипольне акустичне джерело (змінення масових сил в просторі)

Хвильове рівняння в цьому випадку має вигляд [30, 31]:

0

2

0

,1

4

i

i V

x yF y t

cdV

c x x y

r rr

r r . (2.2)

В даному випадку флуктуації густини представляють звукове поле

дипольного акустичного джерела. Проведемо диференцювання рівняння

(2.2), але попередньо встановимо:

i i

i

x y x y

x x y

r r

r r ; (2.3)

0 0

i i

i

x y x yt

x c c x y

r r

r r , (2.4)

0

2 3

0

,i

i i i ii i

i

x yF y t

c x y x yF F

x r c r r

r rr

& (2.5)

Утворення дипольного акустичного джерела можна представити

наступним чином: маса рідини усередині фіксованого об'єму не змінюється, а

змінюється кількість руху. Вхідна в об'єм маса рідини дорівнює об'єму масі,

що виходить з цього, тому механізм утворення диполя еквівалентний

сукупності джерела маси і стоку. Зміна кількості руху відбувається внаслідок

впливу сил на цей об'єм. Таким чином, дипольне джерело виникає при

наявності сил, прикладених до об'єму рідини, наприклад, на поверхні

обтічного тіла.

В аеродинаміці джерела і стоки, які враховують ефекти товщини тіл,

зазвичай не беруться до уваги при розрахунках течій, а крила і лопаті

розглядаються лише як елементи, що приводять до виникнення сил.

Аналогічний розгляд аеродинамічного звуку полягає в тому, що для

49

представлення сил тіло замінюється диполями, розподіленими в просторі та

часі. Подібним чином Гутін [11] розрахував звукове поле повітряного гвинта,

що обертається.

Квадрупольне акустичне джерело (турбулентні пульсації в потоці)

У цьому випадку функція джерел шуму визначається другими похідними

за координатами від елементів тензора повних напружень у рідині.

Розглядаючи тензор ijT , можно відзначити, що він представляє собою

різницю між ефективними напруженнями в потоці рідини і напруженням в

однорідному нерухомому середовищі. Флуктуації густини в реальному

потоці рідини, що знаходиться в довільному, наприклад, турбулентному русі,

будуть збігатися з флуктуаціями в незбуреному акустичному середовищі,

якщо воно перебуває під впливом зовнішніх сил ijT . Отже, точні рівняння

руху рідини можуть бути записані як рівняння поширення звуку в

нерухомому середовищі, а дію потоку можна замінити полем зовнішніх сил

(напружень), яке впливає на нерухоме середовище, викликаючи в ньому

флуктуації густини. Таким чином, нелінійний турбулентний рух рідини

зведено до створюваного цим рухом звукового поля, для якого справедливі

методи класичної акустики. Хвильове рівняння за наявності тільки сил ijT

має вигляд [11, 30]

20

2

0

,1

4

ij

i j V

x yT y t

cdV

c x x x y

r rr

r r . (2.6)

Наявність другої похідної показує квадрупольний характер

випромінювання звуку турбулентним потоком. Для пояснення розглянемо

зміну тиску, що генерується двома диполями, зміщеними на відстань 2a

1 2 1 1 2 2( ) ( )кв Д Дp р р p p p p , (2.7)

50

де 1p , 1p , 2p , 2p – пульсації тиску від монопольних джерел, 0

rj t

cAp e

r

.

Тиск, що створюється двома пульсуючими в протифазі монопольними

джерелами, розташованими на відстані 1a [11, 30]

1 1

1 1

( )Д

p pp p p a a

x x

; (2.8)

0

1

1

rj t

c

Д

Ap a e

x r

. (2.9)

Звідки 2 2

2 2

( )Д Д

кв Д Д

p pp p p a a

x x

;

0

2

1 2

1 2

rj t

c

кв

Ap a a e

x x r

. (2.10)

Оскільки 2

0P c , маємо 0

2

1 2

2

0 1 2

rj t

ca a Ae

c x x r

.

Цей вираз представляє зміну густини, що викликається акустичними

квадрупольними джерелами, і він аналогічний виразу (2.3). З рівняння (2.3)

також видно, що звук виникає точно так, як в однорідному нерухомому

середовищі, і піддається дії флуктуючих простих джерел інтенсивністю

2

ij

i j

T

x x

або диполем інтенсивністю

ij

i

T

x

на одиницю об’єму. Дійсно,

формально рівняння (2.6) можна отримати з (2.1), якщо замінити Q

t

на

2

ij

i j

T

x x

.

Оцінимо величину ijT , записав тензор у вигляді трьох доданків [11, 30]:

51

2

0ij i j ij ij ijT u u p p p c . (2.11)

Перший член висловлює перенесення кількості руху iu зі швидкістю ju ,

другий – в’язкі напруження, які зазвичай мають дуже малі значення

порівняно з i ju u , та ними можна знехтувати. Третій член визначається

явищами теплопровідності і є також малою величиною.

Отже, можна наступним чином представити механізм утворення

квадрупольного джерела в потоці рідини. Кількість руху в напрямку ix

одиниці об’єму iu , що переноситься зі швидкістю ju в напрямку jx , має

бути збалансованою. Тому на елемент рідини, що знаходиться під дією iu ,

впливає з двох сторін однакові за величиною, але протилежно направлені

сили. Як було зазначено раніше, вплив сили на елемент середовища

еквівалентно ефекту дипольного джерела. Пара однакових за величиною і

протилежно спрямованих сил еквівалентна двом протилежно орієнтованим

диполям, тобто квадруполю. Отже, звукове поле від потоку можна

розглядати як поле, створюване безперервним розподілом квадрупольних

джерел. Акустичні сигнали, що приходять одночасно в деяку точку поля

випромінювання від чотирьох простих джерел, взаємно не знищуються тому,

що випромінювання від джерел відбувається в різні моменти часу.

2.2 Методи розрахунку акустичної емісії гвинтовентиляторів

Експериментальні методи дослідження акустичних характеристик

елементів авіаційних двигунів є надійними, тривалими і дорогими. Однак їх

застосування раціонально після аналітичних досліджень і проведення великої

кількості чисельних експериментів.

Для експериментальних досліджень акустичних характеристик

елементів силових установок літальних апаратів використовують акустичні

52

камери, аероакустичні труби, відкриті акустичні стенди, наземні статичні

випробування, льотні випробування і т.д.

Акустичні камери призначені для дослідження розподілу шумів і інших

акустичних досліджень елементів двигунів і моделей літаків. Методики

проведення сертифікаційних випробувань, вимоги до відкритих акустичним

стендів, проведення наземних статичних випробувань двигунів

регламентуються Doc. 9501 AN/929 [65].

Сучасну науку неможливо представити без широкого застосування

математичного моделювання. Сутність цієї методології являє собою заміну

вихідного об’єкту його «образом» - математичною моделлю – і подальшому

вивченні моделі за допомогою обчислювально-логічних алгоритмів, що

реалізуються на комп’ютерах. Цей «третій метод» пізнання, конструювання,

проектування поєднує в собі безліч достоїнств як теорії, так і експерименту.

Робота не з самим об’єктом (явищем, процесом), а з його моделлю дає

можливість безболісно, відносно швидко і без суттєвих фінансових затрат

дослідити його властивості і поведінку в любих ситуаціях. В той же час,

обчислювальні (комп’ютерні, симуляційні, імітаційні) експерименти з

моделями об’єктів дозволяють, спираючись на могутність сучасних

обчислювальних методів, технічних інструментів інформатики, незупинне

покращення характеристик комп’ютерів, детально і глибоко вивчати об’єкти

в достатній повноті, недоступній чисто теоретичним підходам і фізичному

дослідженню.

В загальному випадку згідно [8, 41, 43] математичне моделювання

будь-якого об’єкту можна умовно розбити на три етапи: модель – алгоритм –

програма (рис.2.2).

Згідно схемі планування математичного моделювання на першому

етапі вибирається (або будується) «еквівалент» об’єкту, який відображає в

математичній формі важливіші його властивості – закони, яким він

підчиняється, зв’язки, які притаманні його складовим частинам, і т. д.

53

Математична модель або її фрагменти досліджується теоретичними

методами, що дозволяє отримати важливі початкові відомості про об’єкт.

Рисунок 2.2. – Етапи математичного моделювання

Другий етап – вибір (або розробка) алгоритму для реалізації моделі на

комп’ютері. Модель представляється у формі, прийнятної для застосування

чисельних методів, визначається послідовність обчислювальних і логічних

операцій, які можна провести з метою знаходження шуканих величин із

заданою точністю. Обчислювальні алгоритми не повинні спотворювати

основні властивості моделі і, як наслідок, вихідного об’єкта, бути

економічними і мати змогу адаптуватися до особливостей вирішуваних задач

і технічних характеристик комп’ютерів, які використовуються.

Третій етап характеризується створенням (вибору) програми, яка

«переводить» модель і алгоритм на доступну комп’ютеру мову. До програми

також пред’являються вимоги економічності і адаптивності. Її можна назвати

«електронний» еквівалент об’єкта, що вивчається, вже придатний для

безпосереднього випробування на «експериментальній установці» -

комп’ютері.

Склавши триаду «модель – алгоритм - програма», досліджувач отримує

в руки універсальний, гнучкий і недорогий інструмент, який спочатку

Модель

Алгоритм Програма

Об’єкт

54

настроюється, тестується в «пробних» обчислювальних експериментах. Після

того, як адекватність (достатня відповідність) триади вихідного об’єкта

доведена, з моделлю проводяться різноманітні «досліди», які дають всі

необхідні якісні і кількісні характеристики і властивості об’єкта. Процес

моделювання може супроводжуватися покращенням і уточненням, якщо це

необхідно, всіх елементів триади [8, 41, 43].

Обчислювальний експеримент в прикладній газодинаміці має свою

специфіку. Адаптуючи загальну схему обчислювального (математичного)

експерименту до області прикладної газодинаміки можна виділити наступні

етапи:

- створення геометричної моделі (твердотільної моделі) досліджуваного

об’єкта;

- вибір топології та генерування розрахункової сітки;

- визначення початкових і граничних умов;

- чисельне вирішення задачі;

- візуалізація результатів розрахунку;

- аналіз результатів розрахунку, що отримані.

Твердотільна модель досліджуваного об’єкту розробляється за

допомогою спеціального програмного забезпечення (наприклад, SolidWorks,

КОМПАС, CATIA, AutoCad та ін.). Такі програми призначені для створення

як креслень (2D моделювання) так і тривимірних моделей (3D моделювання),

вони мають математичне ядро з параметричною технологією, що дозволяє

моделювати об’єкти з високою точністю і за короткий проміжок часу.

Перевагою таких програм є можливість передавати в електронному вигляді

геометрію створеного об’єкта в розрахункові пакети.

Процес побудови сітки фактично є дискретизацією (тріангуляції)

деякого простору аргументів функції. Найчастіше в якості аргументів

виступають геометричні координати, і тому сітки будуються в дво- або

тривимірному просторі. Оскільки сітки є геометричною структурою, їм

55

властиві чисто геометричні характеристики, такі як розмір, форма комірок,

ступінь рівномірності структури сітки в цілому або її окремих параметрів.

Геометричні особливості застосовуваної дискретизації можуть істотно

впливати на якість очікуваних результатів, тому підбір оптимальної

структури сітки, а також способу її побудови є досить відповідальним етапом

чисельного експерименту. При цьому перевага повинна віддаватися сітці, яка

найбільш повно враховує особливості розв'язуваної задачі і максимально

задовольняє вимогам, що пред'являються до очікуваних результатів.

За типом організаційної структури сітки можна розбити на два великі

класи: структуровані (регулярні) і неструктуровані. Кожен з них має певні

переваги і недоліки, а також відповідний спектр методів побудови [47].

У широкому сенсі під регулярною структурою може матися на увазі

наступне: сітка утворена двома родинами паралельних прямих (регулярна

чотирикутна сітка); сітка утворена двома родинами пересічних кривих

(неортогональної сітка); сітка складена з однакових трикутників (регулярна

трикутна сітка); сітка отримана з регулярної гладким перетворенням

координат (квазірегулярна сітка) [42].

Для структурованих (або регулярних) сіток характерна наявність

впорядкованої за певними правилами структури і можливість виділення

сіткових напрямків. Найбільш важливими геометричними характеристиками

таких сіток є форма і розмір комірок.

Використання структурованих сіток (у порівнянні з

неструктурованими) дозволяє, як правило, зменшити тривалість розрахунку і

необхідний обсяг оперативної пам'яті. У той же час, процедура побудови

криволінійної регулярної сітки, як правило, вимагає великих витрат праці і

ресурсів комп'ютера, в порівнянні з процедурою побудови нерегулярної

сітки.

Основною особливістю неструктурованих сіток, що відрізняє їх від

регулярних, є довільне розташування вузлів у фізичній області і, як наслідок,

неможливість виділити сіткові напрямки або впорядкувати вузли сітки,

http://dspace.nbuv.gov.ua/bitstream/handle/123456789/100793/14-Smelaya.pdf?sequence=1

56

прив'язавши її до будь-якої системи координат (в тому числі криволінійної).

Топологія неструктурованих сіток найчастіше формується в процесі

побудови, тому вона може сильно змінюватися в межах області, що

дискретизується. Однорідність або рівномірність побудованої сітки

досягається завдяки накладенню деяких обмежень на певні геометричні

характеристики структури сітки: площа комірки, максимальна (мінімальна)

довжина сторони, мінімальний кут і т. д.

У задачах з розривними рішеннями розрахункова область

характеризується наявністю різномасштабних елементів складної

неоднорідної структури. Чималі зони мають малі або помірні градієнти

параметрів рішення. Разом з тим, зустрічаються порівняно вузькі області,

градієнти параметрів рішення в яких досягають великих величин. При

моделюванні течії гвинтовентиляторів це - прикордонні шари або ударні

хвилі при трансзвуковому або надзвуковому обтіканні. Для отримання

достовірного чисельного вирішення задач такого типу необхідно

використовувати розрахункові сітки з малими просторовими кроками.

Обчислювальні витрати при цьому стають настільки значними, що через

обмеження обчислювальної техніки не завжди вдається отримати досить

точне вирішення задач. У подібних випадках стає бажаним застосування

динамічно адаптивних сіток, що дозволяють використання малих

просторових кроків сітки, де це необхідно, для дотримання жорстких вимог

до чисельних методів, але при цьому зберігаючи помірні вимоги до

обчислювальної техніки. Методи динамічно адаптивних сіток є одним з

найбільш ефективних підходів для підвищення точності чисельного рішення

в розрахункових областях з декількома просторовими масштабами, що

відображають неоднорідну структуру рішення. Основна ідея методів

динамічно адаптивних сіток полягає в зменшенні розмірів комірок в тих

зонах розрахункової області, в яких виникають великі помилки рішення [14,

40].

57

Вибір топології розрахункової сітки є важливим етапом чисельного

експерименту. Для задач моделювання течії в гвинтовентиляторі в роботі

була обрана регулярна блокова сітка з адаптацією прикордонного шару.

Адекватне математичне моделювання турбулентної течії при обертанні

лопаткових машин, в тому числі гвинтовентиляторів, можливо тільки з

використанням системи нестаціонарних рівнянь Нав'є-Стокса для

стискуваного газу [1, 5, 81, 83]. Однак пряме вирішення системи рівнянь

являє собою складну задачу у чисельній газовій динаміці.

На даний час основним підходом до розрахунку турбулентних течій є

чисельне вирішення осереднених рівнянь Нав’є – Стокса. Ці рівняння

називають також рівняннями Рейнольдса. При осередненні по часу в

рівняннях виникають нові члени, які можна інтерпретувати як градієнти

напружень, «що здаються» (додаткові), і теплових потоків, що пов’язані з

турбулентним рухом. Ці нові величини повинні бути зв’язані з

характеристиками осередненої течії за допомогою моделей турбулентності,

що призводить до появи нових гіпотез і апроксимацій. Таким чином,

рівняння Рейнольдса не витікають повністю з основоположних принципів,

тому що для замикання системи рівнянь залучаються додаткові гіпотези.

Рівняння Рейнольдса отримують розкладанням змінних, що шукаються

в рівняннях збереження на осереднені за часом величини, які отримані на

відповідному інтервалі часу, і пульсаційних компонентів з подальшим

осередненням за часом всього рівняння [1, 5, 81, 83]. На даний час

використовуються два способи осереднення – класичне осереднення за

Рейнольдсом і запропоноване Фавром осереднення з використанням густини

в якості вагової функції. Для течій, в яких флуктуаціями густини можна

знехтувати, обидва способи еквівалентні.

Визначимо осереднену за часом величину f за Рейнольдсом у вигляді:

0

0

1t t

t

f fdtt

(2.12)

58

Значення t повинно бути велике в порівнянні з періодом

турбулентних пульсацій, але мале в порівнянні з часом будь-якого

повільного змінення поля течії, обумовленого звичайною нестаціонарністю

течії.

В процедурі осереднення за Рейнольдсом величини, що змінюються

випадково замінюються на осереднені за часом плюс пульсації біля цих

середніх значень, це записується наступним чином:

i i iu u u i i i i i ip p p i i ih h h i i iH H H , (2.13)

де iu - швидкість, i - густина, ip - тиск, iH - повна ентальпія одиниці маси

середовища, яка пов’язана зі статичною ентальпією і внутрішньою енергії

одиниці маси співвідношеннями 2 2

2 2

u p uH h e

.

За визначенням осереднення пульсаційної складаючої дає нуль:

0

0

10

t t

t

f f dtt

. (2.14)

При осередненні величин f і g отримаємо наступні співвідношення:

f f f g f g 0fg fg fg n n

n n

f f

x x

fg f f g fg f g f g (2.15)

fg f f g g fg f g .

Осереднення добутку двох флуктуючих величин, в загальному

випадку, дає відмінну від нуля величину 0f f .

При розгляданні течій стискуваного газу або сумішів газів прийнято

використовувати процедуру осереднення з ваговою функцією густини. При

цьому осереднені величини визначаються як /f f % , тобто:

59

ii

uu

% , i

i

hh

% ,

HH

% ,

TT

% . (2.16)

Такий принцип осереднення здійснюється тільки для компонент

швидкості і теплових змінних. Густина і тиск осереднюються колишнім

чином.

Нові величини мають наступний вигляд:

i i iu u u % , i i ih h h % , i i iH H H % , T T T % . (2.17)

Осереднені за часом пульсації з двома штрихами (u та ін.) в

загальному випадку відмінні від нуля, якщо тільки 0 .

Таким чином, після деяких перетворень ми отримуємо j

j

uu

,

подібні рівності отримуються також для теплових пульсацій. До того ж,

відмітимо, що осереднення за часом від добутку пульсації з двома штрихами

і густини дорівнює нулю 0f . Це можна легко показати, розкладаючи

( )f f f % і використовуючи визначення f%.

Підставимо вирази (2.17) в систему рівнянь Нав’є-Стокса в

консервативній формі, яка має наступний вигляд:

( ) 0j

j

ut x

(2.18)

( ) ( )ij

i j i

j i j

pu u u

t x x x

(2.19)

( ) ( ) ( )j ij i

j j j

p qH Hu u

t x t x x

. (2.20)

Використовуючи правила осереднення (2.14) і (2.15), отримаємо

наступні осереднені рівняння газової динаміки:

60

0j

j

ut x

% (2.21)

i i j ij i j

j i j

pu u u u u

t x x x

% %% (2.22)

j i ij i ij j

j j j

p TH u H u u u H

t x t x x

% %% % (2.23)

де

2

3

ji kij ij

j i k

uu u

x x x

%% %, (2.24)

2 2 2 2

i j i j i j i ju u u u u u u uH h h h k

%% %%% % %% , (2.25)

2 2

i j i j

i j

u u u uH h h u u k

% % , (2.26)

де 2

i ju uk

- кінетична енергія турбулентних пульсацій. Тензор i ju u

називають тензором напружень Рейнольдса.

Як можна побачити, в отриманих рівняннях з’явились нові невідомі.

Для них можна записати нові еволюційні рівняння, але в них знову

з’являться додаткові невідомі. Ця проблема відома як проблема замикання.

Для того, щоб система рівнянь була замкненою, для нових невідомих на

якомусь етапі необхідно установити зв'язок між осередненими величинами.

Різні способи замикання осередненої системи рівнянь породили велику

різноманітність моделей турбулентності.

Вибір моделі турбулентності для замикання осереднених рівнянь

Нав’є-Стокса має важливе значення. Для визначення турбулентних

напружень використовуються моделі турбулентності - алгебраїчні або

61

диференціальні співвідношення. Цих моделей дуже багато, але жодна з них

не є ідеальною. Причина такого різноманіття - відсутність ідеальності і

пошуки нових, більш точних або універсальних моделей.

Спектр моделей турбулентності дуже широкий: від простих

алгебраїчних зв'язків до складних моделей рейнольдсових напружень, що

містять 7 і більше диференціальних рівнянь. Однак серед усього розмаїття

моделей можна виділити кілька основних груп [81, 83]:

1. Алгебраїчні моделі.

2. Моделі з одним диференціальним рівнянням.

3. Моделі з двома диференціальними рівняннями.

4. Моделі, які не використовують гіпотезу Буссінеска.

Слід зазначити, що деякі моделі формально неможливо віднести до

жодної з перерахованих категорій.

Чисельне вирішення задач прикладної газодинаміки досягається

шляхом дискретизації вихідних диференційних рівнянь на розрахунковій

сітці. Під час дискретизації диференційні рівняння замінюються

дискретними аналогами, тобто трансформуються в алгебраїчні рівняння

відносно значень невідомих величин у вузлах розрахункової сітки.

В газодинамічному пакеті CFX, який використовувався для

моделювання течії, реалізований метод контрольного об’єму (МКО).

Основний принцип МКО полягає в наступному – розрахункова область

розбивається на деяке число непересічних комірок – контрольних об’ємів, –

таким чином, що кожна вузлова точка міститься в одному контрольному

об’ємі. Диференціальні рівняння інтегруються за кожним контрольним

об’ємом. Для розрахунку інтегралів використовуються кусочні профілі, які

описують змінення невідомих величин між вузловими точками. В результаті

знаходяться дискретні аналоги диференційних рівнянь, в які входять

значення невідомих величин в декількох вузлових точках. Отримані

подібним чином дискретні аналоги виражають закон збереження невідомих

величин для кінцевого контрольного об’єму точно так само, як диференційні

62

рівняння виражають закони збереження для безкінечно малого об’єму [9, 10,

24].

Якщо порівняти МКО і метод побудови різницевих схем, заснований

на розкладанні в ряд Тейлора, треба відзначити, що останній дозволяє

побудувати кінцево-різницеву апроксимацію диференційного рівняння

шляхом запису кінцево-різницевих аналогів усіх похідних, що в нього

входять. В протилежність йому МКО, що заснований на застосуванні

фізичних законів збереження, дає можливість побудувати

скінченнорізницевий аналог всього рівняння в часних похідних, однак з його

допомогою в принципі неможливо побудувати скінченнорізницевий аналог

будь-якої окремо взятої похідної. Відмінна особливість МКО є те, що він

забезпечує «баланс» фізичної величини в околиці вузла різницевої сітки.

МКО враховує дискретний характер вирішення поставленної задачі, тому

застосування МКО забезпечує виконання законів збереження і в кінцевій

області, а не тільки в точці при наближенні шагу сітки до нуля.

Кінцевоскінченні схеми, що побудовані МКО, майже завжди консервативні

[9, 10, 24].

Для проведення досліджень щодо заходів зниження акустичної емісії

гвинтовентиляторів необхідно вивчити механізм генерації шуму співвісними

повітряними гвинтовентиляторами авіаційної силової установки з

гвинтовентиляторним двигуном, дослідити вплив геометричних параметрів

на генерування акустичного випромінювання і визначити втрати акустичної

енергії при генеруванні шуму гвинтовентилятором.

З цією метою на перших етапах дослідження доцільно використовувати

методи чисельного моделювання. Обчислювальний експеримент дає

можливість досліджувати генерацію шуму при різних умовах за досить

короткий проміжок часу. Однак кожен обчислювальний експеримент вимагає

попереднього налаштування, вибору моделі турбулентності для замикання

рівнянь Нав'є - Стокса.

63

2.3 Тестова задача

Мета тестової задачі - обґрунтування вибору моделі турбулентної

в'язкості для моделювання течії співвісного повітряного гвинтовентилятора

авіаційної силової установки з гвинтовентиляторним двигуном.

Геометрично розрахункова модель представляє циліндр з наступними

розмірами: радіус 75 м, висота 150 м. У центрі розташований співвісний

гвинтовентилятор, що досліджується. Напрямок польоту спрямований у

негативну сторону по вісі Z.

Розрахункова модель з метою забезпечення коректного моделювання

обтікання першого і другого ряду гвинтовентилятора і необхідністю

врахувати вплив повітрозбірника двигуна на параметри за

гвинтовентилятором розбита на чотири області:

1. Зовнішнє середовище.

2. Вхідний направляючий апарат.

3. Перший ряд гвинтовентилятора.

4. Другий ряд гвинтовентилятора.

У всіх розрахункових областях у якості матеріалу вибрано «Air Ideal

Gas». Параметр «Reference Pressure» задається рівним атмосферному тиску.

Для врахування теплопереносу вибрана модель «Total Energy» з урахуванням

внутрішнього нагріву за рахунок тертя в’язкості (увімкнено Incl. Viscous

Work Term).

Для областей перший ряд гвинтовентилятора та другий ряд

гвинтовентилятора додатково задано умову обертання області (Domain

Motion-> Option -> Rotating). Обертання відбувається навколо вісі Z.

Швидкості обертання кожної області задаються як граничні умови.

1. Зовнішнє середовище.

Область включає в себе наступні граничні умови:

64

Вхід. Тип граничної умови вибрано Inlet. Задається вектор швидкості

набігаючого потоку та температура набігаючого потоку. Інтенсивність

турбулентності Medium (Intensity = 5%).

Вихід. Тип граничної умови вибрано Opening. Статичний тиск

задається рівним 0, оскільки задано параметр Reference Pressure. Задається

температура потоку, який може потрапити через дану поверхню у модель,

значення якої дорівнює температурі набігаючого потоку.

Кок гвинтовентилятора, обтікач редуктору та гондола двигуна

задаються як адіабатичні стінки без врахування шорсткості, тип граничної

умови вибрано Wall.

На рис. 2.3. та 2.4 зображені граничні умови області.

Рисунок 2.3. – Зовнішній вид розрахункової моделі

Набігаючий

потік

Вхід

Вихід

65

Рисунок 2.4. – Вид на граничні умови типу стінка

2. Вхідний направляючий апарат (ВНА)

Дана область утворена копіюванням сітки, що описує одну стійку ВНА.

Область включає наступні граничні умови:

- Вихід. Тип граничної умови вибрано Outlet. Задається значення

витрати повітря, що дорівнює витраті повітря через компресор двигуна.

- Стійка ВНА, верхня поверхня та нижня поверхня. Тип граничної

умови вибрано Wall.

- 8 підобластей з лопатками ВНА пов’язані між собою інтерфейсами

типу Fluid Fluid.

На рисунках 2.5 та 2.6 зображені граничні умови області.

66

Рисунок 2.5. – Граничні умови однієї підобласті з лопаткою ВНА

Рисунок 2.6. – Загальний вид області ВНА

3. Перший ряд гвинтовентилятора.

Область складається із відповідної кількості підобластей, що

включають по одній лопаті гвинтовентилятора. Область включає граничні

умови типу Wall для лопастей та обтікача редуктора.

Інтерфейси, що пов’язують

підобласті ВНА

Стійка

ВНА

Вихід

Інтерфейс (Зовнішнє

середовище – ВНА)

Верхня поверхня ВНА

Нижня поверхня ВНА

67

На рисунках 2.7 та 2.8 зображені граничні умови області.

Рисунок 2.7. – Граничні умови однієї підобласті з лопаттю

гвинтовентилятора

Рисунок 2.8. – Загальний вид області гвинтовентилятора

Лопать


підобласті гвинтовентилятора

Обтікач

68

4. Другий ряд гвинтовентилятора

Область складається із відповідної кількості підобластей, що

включають по одній лопаті гвинтовентилятора. Область включає граничні

умови типу Wall для лопатей та обтікача редуктора.

На рис. 2.9 та 2.10 зображені граничні умови області.

Рисунок 2.9. – Граничні умови однієї підобласті з лопаттю


Рисунок 2.10. – Загальний вид області другого ряду гвинтовентилятора

Лопать


підобласті гвинтовентилятора

Обтікач

69

Відповідні області сполучаються граничними умовами типу інтерфейс

типу Fluid-Fluid. Для областей, які мають відносні переміщення, а саме

інтерфейси між областями зовнішнє середовище – перший ряд

гвинтовентилятора та зовнішнє середовище – другий ряд гвинтовентилятора,

додаткову увімкнено умову Frozen Rotor. Дані інтерфейси зображено на

рис. 2.11.

Рисунок 2.11. – Інтерфейси

Параметри розрахунків наступні:

- початкові умови визначаються автоматично;

- розрахунки потоків та турбулентності High Resolution;

- максимальна кількість ітерацій 300;

- початковий крок за часом визначається автоматично з урахуванням

початкової проходу в 0,1 м. Максимальне значення кроку за часом 0,1 с.

Додатково, під час розрахунку відстежуються зміни параметру

абсолютного тиску в точці, що розташована за другим гвинтом.

Розрахунок течії виконувався за допомогою осереднених за

Рейнольдсом рівнянь Нав'є-Стокса. Рішення диференціальних рівнянь, які

Інтерфейси: зовнішнє середовище

– перший ряд


Інтерфейси: зовнішнє середовище

– другий ряд гвинтовентилятора

70

описують газодинамічні процеси методом кінцевих об’ємів, вимагає розбиття

розрахункового об’єму на елементарні елементи. Пошук рішення

відбувається в певних точках об’єму - вузлах. Сукупність вузлів утворює

розрахункову сітку. Етап створення розрахункової сітки дуже важливий, так

як помилки, допущені на цій стадії моделювання, можуть звести коректність

всього розрахунку нанівець. Тому, виникає необхідність у визначенні

розміру густоти сітки, для забезпечення максимально адекватного результату

розрахунку [9, 14, 25].

Пакет Ansys CFX підтримує наступні види розрахункових елементів:

гексаедри, тетраедри, призми і піраміди. Для випадку впорядкованого

розташування вузлів розрахункова сітка є структурованою, в разі хаотичного

розташування вузлів - неструктурованою. Структурована сітка складається з

гексаедричних елементів, так звана блокова структура. Неструктурована

сітка складається з інших перерахованих елементів.

Структуровані сітки дозволяють досягти більшого порядку

апроксимації. Для виконання розрахунків на структурованій сітці необхідно

менше обчислювальних потужностей, до того ж рішення з використанням

структурованих сіток сходяться швидше, в порівнянні з неструктурованими.

Однак завдання побудови структурованих сіток для тіл складної геометрії є

вельми трудомістким.

На рис. 2.12 зображено фрагменти побудованої розрахункової сітки.

У всіх чотирьох підобластях була побудована структурована сітка з

адаптацією прикордонного шару:

Зовнішня підобласть - гексаедральна сітка, складається з

1 066 679 розрахункових елементів.

Перший ряд гвинтовентилятора – гексаедральна сітка,

8 670 880 елементів, складається з 8 підобластей (кожна описує одну з

лопатей).

71

Другий ряд гвинтовентилятора – гексаедральна сітка,

6 914 808 елементів, складається з 6 підобластей (кожна описує одну з

лопатей).

Канал повітрозбірника - гексаедральна сітка, 1 248 528 розрахункових

елементів, складається з 8 підобластей - для кожної лопатки ВНА.

Рисунок 2.12. – Фрагменти побудованої розрахункової сітки

У місцях розрахункової області, в яких передбачається виникнення

сильних градієнтів обчислюваних змінних, розрахункова сітка повинна мати

72

відповідне згущення для отримання адекватного рішення. До таких місць

відносяться області, в яких має місце прикордонний шар.

Для моделювання турбулентного потоку поблизу поверхні деякі моделі

турбулентності, такі як k-ε, k-ω, SST, SST Gamma Theta Transitional та інші,

включаючи змішані моделі [10, 26, 83, 116, 119], використовують пристінкові

функції. Пристінкові функції - це зумовлені профілі характеристик

турбулентного потоку в прикордонному шарі [15]. Дані функції дозволяють

моделювати турбулентний прикордонний шар з використанням грубих сіток і

адаптації прикордонного шару.

Певні моделі турбулентності накладають свої обмеження на

характеристики сітки в прикордонному шарі. Критерієм є безрозмірна

змінна, яка має позначення y+, заснована на відстані від стінки до

найближчого вузла сітки. y + - безрозмірне число Рейнольдса, визначене за

пристінковому кроку сітки і динамічної швидкості.

Для визначення висоти першого шару комірок, тобто безпосередньо

біля граничної умови, можна скористатися наступним алгоритмом [18]:

yy

U

, (2.27)

де μ – коефіцієнт динамічної в'язкості, ρ – густина, U – динамічна

швидкість

При створенні сітки для всіх чотирьох підобластей початкова висота

комірок у стінки склала 0,01 мм. Значення безрозмірної координати першого

пристінного вузла у+ не перевищувало 1,0 (рис.2.13).

Достовірність отриманих результатів забезпечувалася використанням

апробованих методів розрахунку і оцінювалася узгодженням результатів

розрахунку з даними експериментальних досліджень [37].

73

Об'єктом дослідження виступає співвісний гвинтовентилятор

турбогвинтовентиляторного двигуна типу Д-27, що складається з двох рядів

гвинтовентилятора, діаметром 4500 мм і обертаються в різні боки.

Рисунок 2.13. – Фрагменти побудованої розрахункової сітки (адаптація

пограничного шару)

Перший ряд гвинтовентилятора має 8 лопатей, другий - 6, осьовий

зазор між рядами гвинтовентилятора становить 950 мм. На рис. 2.14

представлена твердотільна модель співвісного гвинтовентилятора, що

досліджується.

Рисунок 2.14. – Твердотільна модель співвісного гвинтовентилятора

74

У даній роботі представлені результати серії розрахунків з трьома

моделями турбулентної в'язкості: k-ω, SST і моделлю SST Gamma Theta

Transitional Model. Модель турбулентної в'язкості SST Gamma Theta

Transitional Model має додаткові рівняння, що більш коректно моделюють

перехід від ядра потоку до прикордонного шару.

Для моделювання течії обрано розрахункову схему другого порядку з

локальним використанням розрахункової схеми першого порядку.

Розрахунок проводився в стендових умовах при частоті обертання обох рядів

гвинта 850 об/хв.

Рівень акустичного тиску [30]:

L=20·lg(P/P0), (2.10)

де P – акустичний тиск, P0=2·10-5

Па – величина порогового звукового тиску.

При проведенні тестової задачі рівень звукового тиску

гвинтовентилятора розраховувався на відстані 50 м за допомогою методики,

закладеної в Ansys CFX. В результаті моделювання течії в гвинтовентиляторі

визначався акустичний тиск P на поверхні лопатей.

У роботі проводяться розрахунки рівня звукового тиску для кута

спрямованості акустичного випромінювання 130º [67]. Згідно з

експериментальними даними при цьому куті спостерігається найбільший

рівень звукового тиску.

На рис. 2.15 представлені результати експериментальних даних, що

отримані для трьох вимірів експериментальних випробуваннь, і результатів

чисельного моделювання при замиканні системи рівнянь Нав'є-Стокса

різними моделями турбулентної в'язкості (k-ω, SST і SST Gamma Theta

Transitional Model (див. на рис. 2.15 - SST GTT)).

Різниця в значеннях рівня звукового тиску натурних випробувань і

розрахунку наступна:

75

- для варіанту розрахунку з моделлю турбулентної в'язкості k-ω

відмінність складає 0,41 дБ для першого вимірювання, 0,74 дБ для другого і

1,48 дБ для третього вимірювання натурних випробувань;

- для варіанту розрахунку з моделлю турбулентної в'язкості SST -

0,67 дБ для першого вимірювання, 0,34 дБ для другого і 0,4 дБ для третього

вимірювання натурних випробувань;

- для варіанту розрахунку з моделлю турбулентної в'язкості SST

Gamma Theta Transitional Model - 0,58 дБ для першого вимірювання, 0,25 дБ

для другого і 0,49 дБ для третього вимірювання натурних випробувань.

117

117,5

118

118,5

119

119,5

120

1 2 3

L, дБ

k-w

SSTSST

GTT

Ек

сп

ер

им

ен

т (

Ви

мір

юв

ан

ня

2)

Ек

сп

ер

им

ен

т (

Ви

мір

юв

ан

ня

3)

Ек

сп

ер

им

ен

т (

Ви

мір

юв

ан

ня

1)

Ек

сп

ер

им

ен

т (

Ви

мір

юв

ан

ня

2)

Ек

сп

ер

им

ен

т (

Ви

мір

юв

ан

ня

3)

Ек

сп

ер

им

ен

т (

Ви

мір

юв

ан

ня

1)

Ек

сп

ер

им

ен

т (

Ви

мір

юв

ан

ня

2)

Ек

сп

ер

им

ен

т (

Ви

мір

юв

ан

ня

3)

Ек

сп

ер

им

ен

т (

Ви

мір

юв

ан

ня

1)

Рисунок 2.15. – Порівняння результатів розрахунку з різними моделями

турбулентної в'язкості і експериментальними даними

Таким чином, можна стверджувати, що моделі турбулентної в'язкості

SST і SST Gamma Theta Transitional Model можуть бути використані для

76

подальших досліджень. Для подальших досліджень будемо використовувати

модель турбулентної в’язкості SST Gamma Theta Transitional Model.


1. Проведено аналіз моделей розрахунку акустичної емісії

гвинтовентиляторів. У шумі співвісних гвинтовентиляторів присутні

дискретні (періодичні) і широкосмугові складові. Загальне акустичне

випромінювання гвинтовентилятора підрозділяють на шум обертання і

вихровий шум. Шум гвинтовентилятора характеризується дипольним,

квадрупольним і монопольним акустичним джерелом, яке має невеликі

значення. Таким чином, можна зробити висновок, що з метою зниження

загального акустичного випромінювання гвинтовентилятора, в першу чергу,

необхідно впливати на зниження дипольного і квадрупольного акустичного

джерела.

2. Розглянуто методи розрахунку акустичної емісії гвинтовентиляторів.

На перших етапах дослідження акустичної емісії гвинтовентиляторів

доцільно використовувати методи чисельного моделювання.

Обчислювальний експеримент дає можливість досліджувати генерацію шуму

при різних умовах за досить короткий проміжок часу.

3. В роботі проведено тестову задачу щодо обґрунтування вибору

моделі турбулентної в'язкості для моделювання шуму співвісним повітряним

гвинтовентилятором авіаційної силової установки з гвинтовентиляторним

двигуном. Для подальших досліджень доцільно використовувати моделі

турбулентної в'язкості SST і SST Gamma Theta Transitional Model. Однак

меншу похибку розрахунків має модель турбуленой в'язкості SST Gamma

Theta Transitional Model. Різниця в значеннях рівня звукового тиску натурних

випробувань і розрахунку складає 0,25 ... 0,58 дБ.

77

РОЗДІЛ 3

ВПЛИВ ПАРАМЕТРІВ ГВИНТОВЕНТИЛЯТОРА НА ШУМ

3.1 Генерація акустичної емісії першим і другим рядом


Для вирішення проблеми зниження шуму необхідно вивчити механізм

генерування шуму в досліджуваному об'єкті. Джерелами звуку виступають

монополь, диполь і квадруполь. Монополь характеризується шумом

витіснення, диполь - аеродинамічними навантаженнями лопатей

гвинтовентилятора. Монопольне та дипольне джерело генерують дискретну

складову акустичного випромінювання гвинтовентилятора. Квадруполь,

викликаний вихровим обтіканням гвинтовентилятора, є широкосмуговою

складовою акустичного випромінювання співвісного гвинтовентилятора.

Дослідження механізму генерації акустичної емісії повітряними

гвинтовентиляторами з метою зниження дискретного і широкосмугового

шуму є актуальними. В роботі ставиться задача вивчення джерел

акустичного випромінювання співвісного гвинтовентилятора за допомогою

чисельного експерименту [73, 74].

Об'єктом дослідження виступає співвісний гвинтовентилятор,

параметри якого представлені в другому розділі. Для проведення

дослідження джерел генерації акустичного випромінення співвісного

повітряного гвинтовентилятора використовувалася блокова структурована

розрахункова сітка, що складається з ≈ 20 млн. комірок. Для

гвинтовентилятора використовувалася дрібна адаптивна структурована сітка.

Розрахунок течії виконувався за допомогою осереднених за Рейнольдсом

рівнянь Нав'є-Стокса, які замикалися моделлю турбулентності SST Gamma

Theta Transitional Model. Для моделювання течії обрано розрахункову схему

другого порядку з локальним використанням розрахункової схеми першого

порядку. Розрахунок проводився в стендових умовах.

78

Достовірність отриманих результатів забезпечувалася використанням

апробованих методів розрахунку. Існує декілька моделей для чисельного

розрахунку акустичного випромінювання співвісного повітряного гвинта. Як

вже було зазначено раніше, загальне акустичне випромінювання співвісного

повітряного гвинтовентилятора характеризується дипольним, квадрупольним

і монопольним акустичним джерелом.

Домінуючими джерелами в загальному акустичному випромінюванні

гвинтовентилятора є дипольне і квадрупольне акустичне джерело. За

результатами розрахунку було побудовано візуалізацію дипольного і

квадрупольного акустичного джерела для співвісного гвинтовентилятора

(рис. 3.1).

а

а – дипольне акустичне джерело, б – квадрупольне акустичне джерело

за першим рядом гвинтовентилятора

Рисунок 3.1 – Джерела акустичного випромінювання співвісного


79

б

Рисунок 3.1 – аркуш 2

У співвісному повітряному гвинтовентиляторі монопольне, дипольне і

квадрупольне джерела шуму викликані наявністю характерних областей, де

рухомі щодо повітряного потоку лопаті, в силу в'язкості і стисливості

середовища, створюють місцеві флуктуації швидкості. У разі дозвукового

обтікання можливі два механізми виникнення аеродинамічних збурень.

Обертання першого і другого рядів гвинтовентиляторів викликають

періодичні пульсації швидкості, оскільки рух лопатей щодо фіксованої точки

еквівалентний коливальному руху тіла з періодом коливань Т = 1/nz (де n -

частота обертання в секунду, z - кількість лопатей).

При вихороутворенні в прикордонному шарі поблизу задньої кромки

профілю лопаті виникають турбулентні пульсації, частота яких пов'язана зі

зривом вихорів. Внаслідок наявності турбулентних слідів за лопатями

першого ряду гвинтовентилятора кінематична структура потоку перед

другим рядом гвинта є неоднорідною. Це явище ілюструє візуалізація

квадрупольного джерела за першим рядом гвинта (рис.3.1, б). Зміна

80

швидкості набігаючого потоку перед лопатями призводить до посилення

місцевих пульсацій швидкості з частотою w/L, де w - відносна швидкість

потоку, L - масштаб неоднорідності набігаючого потоку. В умовах

нестаціонарного обтікання з випадковою неоднорідністю величина L і, отже,

частота w/L залежать від масштабу початкової турбулентності, обумовленої

вихровою завісою за лопатями першого ряду гвинта.

З метою вивчення джерел акустичного випромінювання в співвісному

гвинтовентиляторі були побудовані залежності сумарного рівня звукового

тиску на відстані 0,95 м для кожного ряду гвинтовентилятора окремо

(рис. 3.2). Рівень акустичного тиску розраховувався за формулою (2.10).

150 151 152 153 154 155 156 157

1

L, дБ

1

2

Номер ряду

Рисунок 3.2 – Рівень звукового тиску для першого і другого ряду


Аналіз графіку на рис.3.2 показує, що рівень звукового тиску, який

генерує другий ряд гвинтовентилятора вище, ніж перший більш, ніж на 3,3

дБ для кожної гармоніки. Одна з причин цього явища є колова та радіальна

нерівномірність на вході у другий ряд гвинтовентилятора (рис. 3.3), яку

створює аеродинамічний слід за першим рядом гвинтовентилятора.

81

Рисунок 3.3 – Поле швидкостей на вході в другий ряд


Наявність нерівномірності на вході перед другим рядом

гвинтовентилятора створює додаткове джерело шуму і призводить до

зменшення коефіцієнта корисної дії гвинтовентилятора.

Таким чином, можна зробити висновок, що рівень звукового тиску,

який генерує другий ряд співвісного гвинтовентилятора вище, ніж рівень

звукового тиску, який генерує перший ряд гвинтовентилятора.

При вирішенні задачі зменшення акустичної емісії співвісного

гвинтовентилятора, в першу чергу необхідно розробити ряд заходів щодо

зменшення акустичної емісії другого ряду гвинтовентилятора.

3.2 Вплив осьового зазору між рядами гвинтовентилятора на шум

На шум літака з турбогвинтовентиляторними (турбогвинтовими)

двигунами впливають багато факторів. Суттєвий вплив на направленість

акустичного випромінювання мають параметри гвинтовентилятора (діаметр,

частота обертання, відстань між рядами гвинтів, стрілоподібність та ін.), а

82

також інтерференція з пілоном і фюзеляжем. З метою покращення

економічності двигуна можуть використовуватися співвісні

гвинтовентилятори. Однак досліджень щодо акустичних характеристик

співвісних гвинтовентиляторів на даний час не достатньо. Очевидно, що при

застосуванні співвісних гвинтовентиляторів діаграма направленості буде

змінюватися. Крім того, при зміні геометричних параметрів

гвинтовентиляторів з метою зменшення акустичної потужності співвісних

гвинтовентиляторів діаграма направленості буде теж модифікуватися. Аналіз

характеристик направленості дасть змогу визначити шляхи для подальшого

акустичного вдосконалення співвісних гвинтовентиляторів.

Дослідження направленості акустичного випромінювання

гвинтовентилятора при варіюванні осьовим зазором між рядами

гвинтовентилятора та іншими його параметрами є актуальною задачею.

Метою даного підрозділу є оцінка впливу на інтенсивність і

направленість акустичного випромінювання збільшення осьового зазору між

рядами гвинтів співвісного гвинтовентилятора [68].

Застосування співвісної комбінації повітряних гвинтів, тобто

розташування двох гвинтів, що встановлюються один за одним, визвано

наступними властивостями.

1. Реактивний момент двигуна, що передається літаку, шляхом

застосування співвісних гвинтів може бути зменшений до нуля.

2. При максимальній швидкості польоту коефіцієнт корисної дії

співвісних гвинтів вище, ніж коефіцієнт корисної дії одиночного гвинта.

3. При досить великих потужностях двигунів зльотні характеристики

співвісних гвинтів краще, ніж зльотні характеристики одиночних гвинтів.

Водночас з перевагами співвісні гвинти мають вищий рівень шуму, ніж

одиночні. Однак при збільшенні кількості лопатей інтенсивність акустичного

випромінювання зменшується [30]. Але цього не достатньо для забезпечення

вимог для перспективних літаків.

83

В даній роботі в якості об’єкта обрано двигун типу Д-27 з дворядним

гвинтовентилятором співвісної схеми. Гвинтовентилятор представляє собою

автоматичний гвинтовентилятор змінного шагу і складається з переднього і

заднього гвинтовентиляторів, що обертаються в різні боки.

Діаметр гвинтовентилятора – 4,5 м. Число лопатей першого гвинта

вісім, заднього – шість.

В базовій конфігурації осьовий зазор між переднім і заднім гвинтами

складає 650 мм. Модифікований варіант має осьовий зазор 950 мм.

При випробуваннях літак і вимірювальні мікрофони знаходились на

рівній бетонованій поверхні. Мікрофони було розміщено за дугою кола

радіусом 50м в діапазоні кутів 10º … 150º. За результатами

експериментальних випробувань були побудовані діаграми направленості

акустичного випромінювання.

На рис. 3.4 представлена побудована за результатами

експериментальних досліджень [37] діаграма направленості акустичного

випромінювання. Суцільною лінією позначено значення сумарної акустичної

потужності L для модифікованого гвинтовентилятора, штриховою – для

базового гвинтовентилятора.

Рисунок 3.4. – Діаграми направленості акустичного випромінювання

для базового і модифікованого гвинтовентилятора

84

Діаграма направленості акустичного випромінювання ілюструє зміну

акустичної потужності при збільшенні відстані між рядами


Максимуми характеристики направленості сумарного випромінювання

мають місце в задній напівсфері в напрямку 110º…150º, що обумовлено

випроміненням гвинтовентилятора на гармоніках частоти слідування лопаток

і взаємодією акустичного випромінювання з пілоном та фюзеляжем.

Умови роботи лопатей співвісного гвинта відрізняються від умов

роботи лопатей одиночного гвинта.

Внаслідок додавання полів швидкостей, що створюються кожним

гвинтом окремо, величина і направленість швидкості потоку, що обтікає

лопаті співвісних гвинтів, відрізняються від величини і направленості

швидкості потоку, що обтікає лопаті одиночного гвинта.

Дослідження в роботі [29, 44] показали, що суттєвий вплив на

широкосмугову складову загального шуму чинить вхідна турбулентність.

Специфічна конструкція дворядного гвинтовентилятора підсилює рівень

нерівномірності потоку на вході в другий ряд гвинтовентилятора.

Цей фактор значно впливає на рівень шуму в задній напівсфері. Як

видно з діаграми направленості, при осьовому зазорі між рядами гвинта

650 мм на 130º сумарна акустична потужність більше, ніж 122 дБ.

Чисельне моделювання течії гвинтовентилятора дає змогу оцінити

рівень нерівномірності потоку перед другим гвинтом. На рис. 3.5

представлене поле числа Маха на вході в другий ряд гвинтовентилятора.

85

а

б

а – базовий гвинтовентилятор; б – модифікований гвинтовентилятор

Рисунок 3.5. – Поле числа Маха на вході в другий ряд гвинта

З рис.3.5 видно, що на вході у другий ряд гвинтовентилятора мають

місце зони понижених швидкостей в периферійній і у втулковій зоні.

Збільшення осьового зазору між рядами гвинтовентилятора призводить до

зменшення рівня вхідної нерівномірності на вході в другий ряд

гвинтовентилятора, що сприяє зменшенню рівня акустичної потужності в

86

задній напівсфері. Як видно з діаграми направленості, при осьовому зазорі

між рядами гвинта 950 мм на 130º сумарна акустична потужність складає

близько 118 дБ. В передній напівсфері рівень акустичної потужності

практично не змінився.

Таким чином, експериментальні дослідження показують, що

збільшення осьового зазору між рядами гвинтовентилятора дозволили

зменшити сумарну акустичну потужність в задній напівсфері на 2,5 … 4,5 дБ.

За результатами чисельного моделювання течії в базовому

гвинтовентиляторі показано, що на вході в другий ряд гвинтовентилятора

має місце високий рівень нерівномірності потоку.

Результати дослідження інтенсивності і направленості акустичного

випромінювання співвісного гвинтовентилятора показали, що

нерівномірність потоку на вході в другий ряд гвинтовентилятора є

додатковим джерелом акустичного випромінювання в задню полусферу. При

збільшенні осьового зазору між рядами гвинтовентилятора на 300 мм у

задній напівсфері сумарна акустична потужність зменшується на 2,5… 4,6дБ.

В наступних підрозділах буде проведена оцінка акустичної емісії

співвісного гвинтовентилятора при зміні параметрів першого і другого ряду


3.3 Вплив співвідношення діаметрів на акустичну емісію

співвісного гвинтовентилятора

Результати, що представлені в роботах [28, 29, 30, 127] дозволяють

зробити висновок про те, що геометричні параметри впливають на

інтенсивність акустичного випромінювання співвісних гвинтів і

гвинтовентиляторів. Таким чином, можна зробити висновок, що роботи,

направлені на дослідження впливу геометричних параметрів на акустичне

випромінювання гвинтовентилятора – актуальна задача.

87

Турбогвинтовентиляторний двигун типу Д-27 має високу

економічність, однак його акустичні характеристики вимагають

доопрацювання. Одним із важливих не досліджуваних питань є питання,

пов’язане з впливом зміни діаметру другого ряду на рівень акустичного

випромінювання гвинтовентилятора.

В даному підрозділі ставиться завдання – оцінити вплив

співвідношення діаметрів другого і першого рядів гвинтовентилятора на

акустичну емісію гвинтовентилятора двигуна типу Д-27 [70, 121].

Для проведення дослідження впливу діаметра другого ряду

гвинтовентилятора на акустичне випромінювання проводилось моделювання

течії шляхом розв’язання осереднених за Рейнольдсом рівнянь Нав'є-Стокса.

Для замикання системи рівнянь використовувалась модель турбулентної

в’язкості SST Gamma Theta Transitional Model, яка показала високу точність

при попередніх розрахунках. Було побудовано блокову структуровану

розрахункову сітку, що складалась з ≈ 20 млн. комірок. Для моделювання

течії обрано розрахункову схему другого порядку з локальним

використанням розрахункової схеми першого порядку (Hight resolution).

Розрахунок проводився в стендових умовах. Достовірність отриманих

результатів забезпечувалася використанням апробованих методів

розрахунку.

В якості об'єкту дослідження обрано співвісний гвинтовентилятор.

Досліджуваний гвинтовентилятор має наступні геометричні параметри:

периферійний діаметр першого ряду гвинтовентилятора 1D = 4500 мм,

частота обертання - 850 об/хв, кількість лопатей - 8; периферійний діаметр

другого ряду гвинтовентилятора змінювався від 2D =4500 мм до 2D =3375 мм,

частота обертання - 850 об/хв, кількість лопатей - 6.

Співвідношення діаметрів першого і другого рядів гвинтовентилятора

оцінювалось як 2 1D D D .

Перша частина роботи включає розрахунок рівня акустичного тиску

для базового гвинтовентилятора. Розрахунки показали, що, в першу чергу,

88

потребує додаткових заходів щодо зменшення акустичної емісії другий ряд

гвинтовентилятора. Результати досліджень показали, що рівень звукового

тиску другого ряду гвинтовентилятора набагато більше. Отримані результати

для базового гвинтовентилятора необхідні для оцінки впливу зміни діаметра

другого ряду гвинта.

Наступною частиною представленої роботи є моделювання течії та

розрахунок акустичної емісії в модифікованих гвинтовентиляторах. В роботі

досліджено наступні варіанти гвинтовентиляторів:

варіант №1 – периферійний діаметр другого ряду гвинта зменшено на

5%, D =0,95;


10%, D =0,9;


15%, D =0,85;


20%, D =0,8;


25%, D =0,75.

За результатами проведеного моделювання течії в гвинтовентиляторі

було розраховано рівень акустичного тиску в усіх досліджуваних варіантах


Для детального аналізу впливу зміни геометричних розмірів на

акустичне випромінювання гвинтовентилятора було окремо розраховано

рівень акустичного тиску першого і другого рядів гвинтовентилятора.

На рис. 3.6 представлено зміну рівня акустичного тиску (ΔL) першого

ряду гвинтовентилятора відносно базового гвинтовентилятора для п’яти

досліджуваних модифікованих варіантів при зменшенні периферійного

діаметру другого ряду гвинта від 5% до 25%, при D =0,95…0,75 для першої

роторної гармоніки.

89

0 0,5 1 1,5 2 2,5 3 3,5 4 4,5

1

2

3

4

5

ΔL, дБ

0,95

0,9

0,85

0,8

0,75

Рисунок 3.6. – Зміна рівня акустичного тиску першого ряду

гвинтовентилятора відносно базового гвинтовентилятора для п’яти

модифікованих варіантів гвинтовентилятора

Отримані результати (рис.3.6) показують, що геометричні параметри

другого ряду гвинтовентилятора впливають на шум взаємодії першого і

другого ряду гвинтовентилятора. В результаті, при зменшенні зовнішнього

діаметру другого ряду гвинтовентилятора від 5% до 25% рівень акустичного

тиску першого ряду гвинтовентилятора зменшується від 2,7 до 4,33 дБ для

першої роторної гармоніки. Найбільший ефект спостерігається при

зменшенні діаметру на 20%. При подальшому зменшенні діаметру другого

ряду гвинтовентилятора до 25% рівень акустичного тиску збільшується на

0,5дБ (зміна рівня акустичного тиску становить 3,84 дБ).

На рис. 3.7 представлено зміну рівня акустичного тиску (ΔL) другого

ряду гвинтовентилятора відносно базового гвинтовентилятора для п’яти

досліджуваних модифікованих варіантів при зменшенні зовнішнього

діаметру другого ряду гвинта від 5% до 25% при D =0,95…0,75 для першої

роторної гармоніки.

90

0 0,5 1 1,5 2 2,5 3 3,5 4 4,5

1

2

3

4

5

ΔL, дБ

0,95

0,9

0,85

0,8

0,75

Рисунок 3.7. – Зміна рівня акустичного тиску другого ряду

гвинтовентилятора відносно базового гвинтовентилятора для п’яти

модифікованих варіантів гвинтовентилятора

Результати досліджень показують, що при зменшенні діаметру другого

ряду гвинтовентилятора від 5% до 25% рівень акустичного тиску другого

ряду гвинтовентилятора зменшується на 0,63 – 4,3 дБ відповідно. Показано,

що найбільша ефективність має місце при зменшенні діаметру на 25%, при

D =0,75.

На рис. 3.8 показано зміну сумарного рівня акустичного тиску (ΔL)

першого і другого ряду гвинтовентилятора відносно базового

гвинтовентилятора для п’яти досліджуваних модифікованих варіантів при

зменшенні периферійного діаметру другого ряду гвинта від 5% до 25% при

D =0,95…0,75.

Аналіз отриманих результатів показав, що при зменшенні діаметру

другого ряду гвинтовентилятора від 5% до 25% ( D =0,95…0,75) сумарний

рівень акустичного тиску першого і другого ряду гвинтовентилятора

зменшується на 1,2 – 4,15 дБ відповідно. Показано, що найбільша

ефективність має місце при зменшенні діаметру другого ряду

гвинтовентилятора на 25% при D =0,75.

91

0 0,5 1 1,5 2 2,5 3 3,5 4 4,5

1

2

3

4

5

ΔL, дБ

0,95

0,9

0,85

0,8

0,75

Рисунок 3.8. – Зміна сумарного рівня акустичного тиску першого і

другого ряду гвинтовентилятора відносно базового гвинтовентилятора для

п’яти модифікованих варіантів гвинтовентилятора

Шум гвинтів умовно поділяють на шум обертання, шум витіснення і

вихоровий шум. При застосуванні співвісного гвинтовентилятора додається

ще шум взаємодії першого і другого рядів гвинтовентилятора. Результати

проведених досліджень показали, що зменшення діаметру другого ряду

гвинтовентилятора впливає на інтенсивність акустичного випромінювання не

тільки другого, а і першого ряду гвинтовентилятора. При зміні геометричних

розмірів другого ряду гвинтовентилятора змінюється значення монопольного

акустичного джерела (шум витіснення), дипольного акустичного джерела

(складова шуму обертання) і квадрупольного акустичного джерела

(вихоровий шум). Сумарний рівень акустичного тиску може бути зменшений

від 1,2 до 4,15 дБ.

Таким чином, можна зробити висновок, що зменшення значення

співвідношення діаметрів першого і другого рядів гвинтовентилятора може

забезпечити покращення акустичних характеристик літака.

92

3.4 Вплив співвідношення частот обертання першого і другого

рядів гвинтовентилятора на акустичну емісію

Найбільш глибоко як теоретично, так і експериментально досліджено

звукове поле однорядних гвинтів, які працюють на місці. Основними

факторами, якими впливають на шум однорядних гвинтів при цьому

виступають колова швидкість і кількість лопатей [3, 4, 30, 31]. Зважаючи на

те, що при генеруванні акустичної емісії однорядних гвинтів і дворядних

гвинтів (гвинтовентиляторів) акустичними джерелами виступають монополь,

диполь і квадруполь можна стверджувати, що при зміні колової швидкості

(частоти обертання) шум дворядного гвинтовентилятора зміниться.

В даному підрозділі ставиться задача оцінити вплив зміни

співвідношення частоти обертання першого і другого ряду

гивнтовентилятора на акустичну емісію [122].

Акустичну потужність одиничного акустичного монопольного джерела

можна записати в наступному вигляді [30]:

мW ~3 2U l M , (3.1)

де - густина, U - швидкість, l - характерний розмір, M - число Маха.

Для визначення акустичної потужності одиничного акустичного дипольного

джерела можна записати наступне рівняння [30]:

мW ~3 2 3U l M . (3.2)

Акустична потужність одиничного акустичного квадрупольного джерела

можна записати в наступному вигляді [30]:

мW ~3 2 6U l M . (3.3)

93

Аналізуючи представленні рівняння (3.1) - (3.3), можна побачити, що

потужність одиничних дипольних і квадрупольних джерел будуть суттєво

зростати при числі Маха М>1.

Однак, кількість квадрупольних джерел, якими виступають

різноманітні вихороутворення залежать не тільки від швидкості, але і від

трикуткутників швидкості на вході в перший і другий ряд гвинтовентилятора

і на виході з першого і другого ряду гвинтовентилятора. До того ж, попередні

дослідження, які представлені в підрозділах 3.1, 3.2. даної роботи, показали,

що загальне (монопольне, дипольне і квадрупольне) акустичне

випромінювання другого ряду гвинтовентилятора вище, ніж першого. Також,

виявлено одну з причин цього явища – це суттєва нерівномірність потоку на

вході у другий ряд гвинтовентилятора. З метою зменшення нерівномірності

на вході у другий ряд гвинтовентилятора доцільно змінити кути атаки на

вході у другий ряд гвинта, приблизивши їх до оптимальних, тобто змінити

трикутники швидкості за допомогою частоти обертання, яка в трикутнику

швидкості визначає колову швидкість U.

Об’єкт дослідження - співвісний гвинтовентилятор, який має наступні

геометричні параметри: периферійний діаметр першого і другого ряду

гвинтовентилятора – 4500 мм, кількість лопатей першого ряду

гвинтовентилятора – 8, кількість лопатей другого ряду гвинтовентилятора - 6.

За базовий варіант приймався гвинтовентилятор, частота обертання першого

і другого рядів якого була однаковою і становила n1=n2 = 850 об/хв при цьому

відповідно співвідношення частот обертання першого і другого ряду

1 2n n n =1.

Вплив співвідношення частот обертання першого і другого рядів

гвинтовентилятора на акустичну емісію було досліджено для наступних

варіантів:

n1= 595 об/хв, n2= 1174,11 об/хв, n =0,506767;

n1= 680 об/хв, n2= 1066,07 об/хв, n = 0,637857;

n1= 759,38 об/хв, n2= 965,18 об/хв, n =0,786776;

94

n1= 935 об/хв, n2= 741,97 об/хв, n = 1,260159;

n1= 1020 об/хв, n2= 633,93 об/хв, n = 1,60901;

n1= 1105 об/хв, n2= 525,89 об/хв, n = 2,1012.

Зміна частоти обертання першого другого рядів гвинтовентилятора

була досліджена при умові незмінної сумарної потужності N=const, але при

цьому потужність першого другого ряду гвинтовентилятора змінювалась

(N1=var і N2=var), розрахунок проведено за допомогою математичної моделі

роботи двигуна представленій в роботі [80]. Залежність потужностей

першого другого ряду гвинтовентилятора від співвідношення частот

обертання рядів лопатей гвинтовентилятора представлено на рис. 3.9.

0

10

20

30

40

50

60

70

80

0,5 0,75 1 1,25 1,5 1,75 2 2,25n1/n2

N, %

N2

N1

Рисунок 3.9. – Залежність потужностей першого другого ряду

гвинтовентилятора від співвідношення частот обертання рядів


Як вже було сказано вище, при зміні частоти обертання змінюється

колова швидкість. На рис.3.10 представлено залежність колової швидкості на

периферійному діаметрі лопаті U від співвідношення частот обертання

першого і другого рядів гвинтовентилятора n .

95

0

50

100

150

200

250

300

0,5 0,75 1 1,25 1,5 1,75 2 2,25n1/n2

U, м/с

V2

V1

Рисунок 3.10. – Залежність колової швидкості на периферійному діаметрі

лопаті U від співвідношення частот обертання першого і другого рядів

гвинтовентилятора n

Розрахунок рівня акустичного тиску проводився на основі результатів

моделювання течії шляхом в гвинтовентиляторі. Для замикання осереднених

за Рейнольдсом рівнянь Нав'є-Стокса використовувалась модель

турбулентної в’язкості SST Gamma Theta Transitional Model. Блокова

розрахункова сітка складалась з ≈ 20 млн. комірок. Для моделювання течії

обрано розрахункову схему другого порядку з локальним використанням

розрахункової схеми першого порядку (Hight resolution).

В результаті проведення серії чисельних експериментів були отримані

дані для розрахунку рівня шуму. На рис. 3.11 представлено залежність зміни

рівня акустичного тиску L першого ряду гвинтовентилятора від

співвідношення частот обертання першого і другого рядів гвинтовентилятора

n .

96

-6

-4

-2

0

2

4

6

0,5 0,75 1 1,25 1,5 1,75 2 2,25n1/n2

∆L, дБ

Рисунок 3.11. – Залежність зміни рівня акустичного тиску L першого

ряду гвинтовентилятора від співвідношення частот обертання першого і

другого рядів гвинтовентилятора n

Отримані результати показують, що на рівень шуму першого ряду

гвинтовентилятора суттєво впливає взаємодія першого і другого рядів

гвинтовентилятора. При зменшенні частоти обертання першого ряду

гвинтовентилятора до n1= 595…680 об/хв. має місце зменшення рівня

акустичного тиску на 4,5…1 дБ, однак при зменшенні частоти обертання від

базового значення (850 об/хв) до n1= 759,38 об/хв, рівень акустичного тиску

зростає. Це, в першу чергу, обумовлене зривним режимом обтікання і

збільшенням шуму взаємодії першого і другого рядів гвинтовентилятора.

При збільшенні частоти обертання від базового значення при n1= 935 об/хв,

n1= 1020 об/хв, n1= 1105 об/хв відбувається зростання рівня акустичного

тиску на 2,1…5,4 дБ відповідно.

На рис. 3.12 представлено залежність зміни рівня акустичного тиску

L другого ряду гвинтовентилятора від співвідношення частот обертання


97

-8

-6

-4

-2

0

2

4

6

8

0,5 0,75 1 1,25 1,5 1,75 2 2,25n1/n2

∆L, дБ

Рисунок 3.12. – Залежність зміни рівня акустичного тиску L другого ряду

гвинтовентилятора від співвідношення частот обертання першого і другого

рядів гвинтовентилятора n

Представлені результати дозволяють зробити висновок, що для другого

ряду гвинтовентилятора підтверджується твердження [30], що при

збільшенні частоти обертання рівень акустичної емісії збільшується, при

зменшенні частоти обертання – рівень акустичної емісії зменшується. При

збільшенні частоти обертання другого ряду гвинтовентилятора відносно

базового значення (850 об/хв) при n2= 1174,11 об/хв, n2= 1066,07 об/хв,

n2= 965,18 об/хв рівень акустичної емісії збільшується на 5,8…2,9 дБ. При

зменшенні частоти обертання другого ряду гвинтовентилятора відносно

базового значення (850 об/хв) при n2= 741,97 об/хв, n2= 633,93 об/хв,

n2= 525,89 об/хв рівень акустичної емісії зменшується на 1,9…6,6 дБ

відповідно.


L для обох рядів гвинтовентилятора від співвідношення частот обертання


98

-6

-5

-4

-3

-2

-1

0

1

2

0,5 0,75 1 1,25 1,5 1,75 2 2,25n1/n2

∆L, дБ

Рисунок 3.13. – Залежність зміни рівня акустичного тиску L для обох рядів

гвинтовентилятора від співвідношення частот обертання першого і другого

рядів гвинтовентилятора n

Аналіз отриманих результатів показує, що при співвідношення частот

обертання першого і другого рядів гвинтовентилятора впливає на акустичну

емісію гвинтовентилятора. При n <1 рівень акустичного тиску зростає в

порівнянні з базовим на 2,7…4,7 дБ. При n >1 рівень акустичного тиску

зменшується в порівнянні з базовим на 0,15…0,6 дБ.

Зменшення частоти обертання другого ряду гвинтовентилятора

приводить до незначного зменшення сумарного рівня акустичного тиску

гвинтовентилятора. При n =1,260159 рівень акустичного тиску L

співвісного гвинтовентилятора зменшується на 0,6 дБ, при цьому

відбувається перерозподіл потужності, при якому потужність першого ряду

на 10% більше, ніж в базовому варіанті. При застосування співвідношення

частот обертання n =1,60901 рівень акустичного тиску L співвісного

гвинтовентилятора зменшується на 0,54 дБ, при цьому потужність першого

ряду зростає на 20%. При n =2,1012 рівень акустичної потужності L

зменшується на 0,15 дБ і потужність першого ряду гвинта повинна зрости на

30%.

99

Тобто, при зменшенні частоти обертання другого ряду


ряду гвинтовентилятора (від 1,9…6,6 дБ) практично повністю уходить на

компенсацію збільшення акустичної емісії першого ряду гвинтовентилятора,

де відбувається збільшення рівня акустичного тиску на 2,1…5,4 дБ. В

результаті чого, сумарний рівень акустичного тиску співвісного

гвинтовентилятора зменшується на 0,15…0,6 дБ. При чому найбільша

ефективність ( L =0,6дБ) спостерігається при збільшенні потужності

першого ряду на 10% в порівнянні з базовим варіантом.

Як же було зазначено вище, при зміні співвідношення частот обертання

першого і другого ряду співвісного гвинтовентилятора відбувається

перерозподіл кутів атаки на вході в перший і другий ряд гвинтовентилятора,

що впливає на рівень нерівномірності потоку на вході. Якісне порівняння

цього явища можна оцінити за допомогою візуалізації обтікання. На рис. 3.14

для прикладу представлено розподілення поля швидкостей на вході в другий

ряд гвинтовентилятора для варіантів з n =0,786776; n = 1; n = 1,60901;

n = 2,1012.

Аналіз візуалізації полів швидкості базового варіанту

гвинтовентилятора зі співвідношенням частот обертання n = 1

(див. рис.3.14, б) показує, що на вході у другий ряд гвинтовентилятора для

кожної лопаті присутні три характерні області нерівномірності потоку.

Область І – зона понижених (нульових) швидкостей над лопаттю

гвинтовентилятора, область ІІ – зона підвищених швидкостей у периферійній

частині лопаті, область ІІІ – зона понижених швидкостей у привтулковій

частині лопаті. Зміна співвідношення частот рядів гвинтовентилятора

призвела до перерозподілу швидкості на вході у другий ряд


100

а

б

а – співвідношення частот обертання n =0,786776, б – співвідношення

частот обертання n = 1, в – співвідношення частот обертання n = 1,60901,

г – співвідношення частот обертання n = 2,1012

Рисунок 3.14. – Розподілення поля швидкостей на вході в другий ряд

гвинтовентилятора для всіх досліджуваних варіантів

101

в

г

Рисунок 3.14 – аркуш 2

102

При зменшенні співвідношення частот обертання ( n =0,786776, див.

рис.3.14, а) зона нульових швидкостей над лопаттю суттєво зменшується, але

в зоні підвищених частот швидкість підвищується до 260…280 м/с, крім того

ця область значно розширюється (майже в 2 рази), що викликає підвищення

нерівномірності потоку на вході у другий ряд гвинтовентилятора. Зона

понижених швидкостей у привтулковій частині лопаті залишаеться майже

незмінною. Таким чином, зменшення відношення частот обертання рядів

гвинтовентилятора n < 1 призводить до підвищення рівня нерівномірності

потоку на вході у другий ряд гвинтовентилятора, що впливає на

квадрупольне і дипольне джерело акустичного випромінювання


При збільшенні співвідношення частот обертання ( n = 1,60901,

n = 2,1012 – див. рис.3.14 в, г відповідно) зона нульових швидкостей над

лопаттю майже не змінюється, але в області ІІ відбувається вирівнювання

швидкостей і швидкість зменшується від 250 м/с для n = 1 до 210…200 м/с.

Область ІІІ в якісному відношенні майже не змінюється. Таким чином,

збільшення відношення частот обертання рядів гвинтовентилятора n > 1

приводить до зменшення рівня нерівномірності потоку на вході у другий ряд

гвинтовентилятора, що впливає на зменшення значень квадрупольного і

дипольного джерел акустичного випромінювання гвинтовентилятора.

Отримані результати дають змогу зробити висновок, що для

зменшення сумарної акустичної емісії співвісного гвинтовентилятора

доцільно зменшувати одночасно частоту обертання першого і другого рядів


3.5 Вплив кількості лопатей першого і другого рядів

гвинтовентилятора на акустичну емісію

Одним із основних факторів, який впливає на шум гвинтів

(гвинтовентиляторів) є кількість лопатей. В роботі [30] показано, що при

103

збільшенні кількостей лопатей однорядного гвинта від 3 до 8 в діапазоні

чисел Маху від 0,4 до 1 рівень звукового тиску зменшується на 40…20 дБ.

Тобто рівень шуму може бути суттєво зменшений за рахунок збільшення

лопатей, однак це призводить до значного збільшення маси гвинта і потребує

уточнення інших параметрів для забезпечення незмінності потужності.

Вирішення проблеми збільшення ваги гвинта можна вирішити за допомогою

використання легких композитних матеріалів нового покоління, які

дозволять без істотної зміни маси мати можливість збільшити кількість

лопатей.

З іншої сторони, підвищення кількості лопатей призведе до якісної

зміни спектру шуму, частота слідування лопатей f n z виросте, при

незмінній частоті обертання.

В досліджуваному співвісному гвинтовентиляторі, як вже зазначалось

раніше, перший ряд має 8 лопатей, другий – 6.

Проведено попередні теоретичні розрахунки щодо зміни параметрів

співвісного гвинтовентилятора при збільшенні лопатей першого ряду з 8 до

12 і другого з 6 до 12 при умові N1=const, N2=const і N=const.

Рівняння для визначення потужності першого ряду гвинтовентилятора

записується наступним чином [4, 29]:

1

3 5

1 1 1 1 1ZN n D , (3.4)

де 11Z – сумарний коефіцієнт потужності першого ряду співвісного

гвинтовентилятора, 1z – кількість лопатей першого ряду гвинтовентилятора,

1 – густина повітря, 1n – частота обертання першого ряду співвісного

гвинтовентилятора, 1D – периферійний діаметр першого ряду співвісного


Рівняння для визначення потужності другого ряду гвинтовентилятора

записується наступним чином [4, 29]:

104

2

3 5

2 2 2 2 2ZN n D , (3.5)

де 22 Z – сумарний коефіцієнт потужності другого ряду співвісного

гвинтовентилятора, 2z – кількість лопатей другого ряду гвинтовентилятора,

2 – густина повітря, 2n – частота обертання другого ряду співвісного

гвинтовентилятора, 2D – периферійний діаметр другого ряду співвісного


Задаючи значення 1z і 2z при умові N1=const, N2=const і N=const, були

отримані 4 модифікованих варіантів співвісних гвинтовентиляторів

(табл. 3.1).

Таблиця 3.1.

Параметр

Номер

варіанту

Частота

обертання,

1 2n n , об/хв

Кількість

лопатей

першого

ряду,

1z , шт.

Кількість

лопатей

другого ряду,

2z , шт.

Периферійний

діаметр

другого ряду,

2D ,м

Варіант №1 789,072 10 8 4,44

Варіант №2 789,072 10 10 4,24

Варіант №3 743,76 12 10 4,44

Варіант №4 743,76 12 12 4,24

Наступним етапом роботи є моделювання течії в співвісному

гвинтовентиляторі для всіх модифікованих варіантів гвинтовентилятора. При

моделюванні течії виористовувалась нестаціонарна система рівнянь

Нав’є-Стокса, яка замикалась моделлю турбулентної в’язкості SST Gamma

Theta Transitional Model. Для кожного варіанта була розроблена блокова

розрахункова сітка однакової топології, яка складалась з ≈ 20 млн. комірок.

При моделюванні течії обрано розрахункову схему другого порядку з

105

локальним використанням розрахункової схеми першого порядку (Hight

resolution).

На рис. 3.15 показано 3D моделі розроблених модифікованих

співвісних гвинтовентиляторів.

Рисунок 3.15. – 3D моделі розроблених модифікованих співвісних

гвинтовентиляторів

За результатами газодинамічних розрахунків було отримано рівень

акустичного тиску досліджуваних модифікованих співвісних

гвинтовентиляторів.


L першого ряду співвісного гвинтовентилятора відносно базового варіанту

від кількості лопатей першого ряду для всіх досліджуваних модифікованих


106

1

1,5

2

2,5

3

3,5

8 10 12 14Z1

∆L, дБ

Z2=8

Z2=10

Z2=10

Z2=12

Рисунок 3.16. – Залежність зміни рівня акустичного тиску L першого

ряду співвісного гвинтовентилятора відносно базового варіанту від кількості

лопатей першого ряду

Аналіз отриманих результатів показує, що при збільшенні кількості

лопатей від 8 до 12 рівень акустичного тиску зменшується на від 1 до 3,2 дБ.

Найкращий ефект спостерігається для гвинтовентилятора при максимальній

кількості лопатей 1z =12. Враховуючи, що в модифікованих варіантах

гвинтовентиляторів частоту обертання зменшено в порівнянні з базовим

варіантом, то ефект від зміни рівня шуму також пов’язано зі зміною частоти

обертання. Як показали результати, представлені в даному розділі при

зменшенні частоти обертання можна досягти несуттєвого зменшення рівня

шуму до 0,6 дБ. Однак результати отримані для однакової частоти

показують, що при збільшеній кількості лопаток є тенденція зменшення

шуму.

На рис.3.17 представлено залежність зміни рівня акустичного тиску L

другого ряду співвісного гвинтовентилятора відносно базового варіанту від

кількості лопатей другого ряду для всіх досліджуваних модифікованих


107

1,5

2,0

2,5

3,0

3,5

4,0

4,5

8 10 12 14Z2

∆L, дБ

Z1=10

Z1=12

Z1=10

Z1=12

Рисунок 3.17. – Залежність зміни рівня акустичного тиску L другого

ряду співвісного гвинтовентилятора відносно базового варіанту від кількості

лопатей другого ряду

З графіку 3.17 видно, що при збільшенні кількості лопатей від 6 до 12

відбувається зниження рівня акустичного тиску від 1,7 до 4,3 дБ. Частково це

пов’язано зі зменшенням частоти обертання з 850 об/хв до

789,072…743,76об/хв., а також зменшенням відношення діаметрів другого і

першого рядів співвісного гвинтовентилятора D =0,987…0,942. При

застосуванні максимальної кількості лопатей 2z =12 має місце найбільший

ефект зниження акустичної емісії. Цікаво, що при однаковій кількості

лопатей другого ряду 2z =10, але при різній частоті обертання і різних

співвідношеннях діаметру, кращі показники має варіант у якого частота

найменша, незважаючи на те, що співвідношення діаметру більше D =0,987,

але також треба брати до уваги, що кількість лопатей першого ряду різна (10

і 12). Слід відмітити, що при збільшеній кількості лопатей першого ряду

гвинтовентилятора 1z =12 відбувається зміна обтікання на вході в другий ряд

гвинта, що позитивно впливає на шум взаємодії першого і другого ряду


108

На рис.3.18 представлено зміну рівня акустичного тиску L

співвісного гвинтовентилятора відносно базового варіанту для всіх

досліджуваних модифікованих гвинтовентиляторів.

0 0,5 1 1,5 2 2,5 3 3,5 4 4,5

1

2

3

4

∆L, дБ

Варіант №4: z1=12, z2=12,

n=743,46 об/хв; D=0,942

Варіант №3: z1=12, z2=10,

n=743,46 об/хв; D=0,987

Варіант №2: z1=10, z2=10,

n=789,072 об/хв; D=0,942

Варіант №1: z1=10, z2=8,

n=789,072 об/хв; D=0,987

Рисунок 3.18. – Зміна рівня акустичного тиску L співвісного

гвинтовентилятора відносно базового варіанту для всіх досліджуваних

модифікованих гвинтовентиляторів.

Представлені результати показують, що збільшення лопатей першого

ряду з 8 до 12 і збільшення лопатей другого ряду з 6 до 12, зменшення частоти

обертання з 850 об/хв. до 789,072…743,76 об/хв., зменшення відношення

діаметрів другого і першого рядів співвісного гвинтовентилятора

D =0,987…0,942 приводить до зменшення рівня акустичного тиску на

1,5…4дБ. Серед досліджуваних варіантів найбільш ефективним, з точки зору

зниження акустичної емісії в ближньому полі, є варіант №4 (зменшення рівня

акустичного тиску на 4 дБ), який має частоту обертання 1 2n n =743,76 об/хв.,

кількість лопатей першого ряду 1z =12, кількість лопатей другого ряду 2z =12,


D =0,942.

Проаналізуємо, як якісно змінився рівень нерівномірності потоку за

першим рядом вентилятора на вході у другий ряд гвинтовентилятора. На

рис.3.19 представлено розподілення поля швидкості на вході у другий ряд

109

гвинтовентилятора для всіх досліджуваних модифікованих варіантів


а

б

а - кількість лопатей першого ряду 1z =8, б - кількість лопатей першого

ряду 1z =10, в - кількість лопатей першого ряду 1z =12

Рисунок 3.19. – Розподілення поля швидкості на вході у другий ряд


110

в

Рисунок 3.19. – аркуш 2

Аналіз візуалізації полів швидкості базового варіанту

гвинтовентилятора з кількістю лопатей першого ряду 1z =8 (див. рис.3.19, а)

показує, що на вході у другий ряд гвинтовентилятора для кожної лопаті

присутні три характерні області нерівномірності потоку: область І – зона

нульових швидкостей над лопаттю гвинтовентилятора, область ІІ – зона

підвищених швидкостей у периферійній частині лопаті, область ІІІ – зона

понижених швидкостей у привтулковій частині лопаті. Збільшення кількості

лопатей привело до перерозподілу поля швидкості на вході у другий ряд


При збільшення кількості лопатей першого ряду до 1z =10 область

нульових швидкостей над лопаттю суттєво зменшується, в області

підвищених частот швидкість зменшується до 230…240 м/с, область

111

понижених швидкостей у привтулковій частині лопаті остається майже

незмінною.

При збільшення кількості лопатей першого ряду до 1z =12 область

нульових швидкостей над лопаттю зменшується в порівнянні з варіантом

гвинтовентилятора з 1z =10. В області ІІ відбувається вирівнювання

швидкостей і швидкість зменшується від 250 м/с для n = 1 до 210…200 м/с.

Область ІІІ в якісному відношенні майже не змінюється.

Таким чином, збільшення кількості лопатей першого ряду з 8 до 12

приводить до зменшення рівня нерівномірності потоку на вході в другий ряд

гвинтовентилятора, що позитивно впливає на аеродинамічні джерела

утворення шуму.

Можна зробити висновок, що розроблений модифікований варіант

співвісного гвинтовентилятора, який має 12 лопатей першого ряду,

12 лопатей другого ряду, частоту обертання 1 2n n =743,76 об/хв.,


D =0,942 дозволяє покращити акустичні характеристики гвинтовентилятора в

ближньому полі на 4дБ, що в свою чергу впливає на шум силової установки і

літака. При цьому характеристики потужності гвинтовентилятора

залишаються незмінними.


1. Результати дослідження показали, що рівень звукового тиску, який

генерує другий ряд співвісного гвинтовентилятора вище, ніж рівень

звукового тиску, який генерує перший ряд гвинтовентилятора. Одна з причин

цього явища є колова та радіальна нерівномірність на вході у другий ряд

гвинта, яку створює аеродинамічний слід за першим рядом


2. Результати дослідження інтенсивності і направленості акустичного

випромінювання співвісного гвинтовентилятора показали, що

112

нерівномірність потоку на вході в другий ряд гвинтовентилятора є

додатковим джерелом акустичного випромінювання в задню полусферу. При

збільшенні осьового зазору між рядами гвинтовентилятора на 300 мм у

задній напівсфері сумарна акустична потужність зменшується на 2,5…4,6 дБ.

3. В роботі представлено результати розрахунків рівнів акустичного

тиску співвісного гвинтовентилятора при зміні співвідношення діаметрів




рядів гвинтовентилятора.

Зменшення периферійного діаметру другого ряду гвинтовентилятора

від 5% до 25% для першої роторної гармоніки приводить до зменшення рівня

акустичного тиску від 2,7 до 4,33 дБ першого ряду і від 0,63 до 4,3 дБ другого

ряду гвинтовентилятора. Сумарний рівень акустичного тиску зменшується

від 1,2 до 4,15 дБ.

4. В роботі представлено результати дослідження рівнів акустичного

тиску співвісного гвинтовентилятора при зміні співвідношення частоти

обертання першого і другого рядів гвинтовентиляторів.


гвинтовентилятора призводить до збільшення сумарного рівня акустичного

тиску. При зменшенні частоти обертання другого ряду гвинтовентилятора

досягнутий ефект покращення акустичної емісії другого ряду

гвинтовентилятора (від 1,9…6,6 дБ) практично повністю нівелюється

компенсацією збільшення акустичної емісії першого ряду

гвинтовентилятора, де відбувається збільшення рівня акустичного тиску на

2,1…5,4 дБ. В результаті чого, сумарний рівень акустичного тиску

співвісного гвинтовентилятора зменшується на 0,2…0,6 дБ. При чому

найбільша ефективність ( L =0,6дБ) спостерігається при збільшенні

потужності першого ряду на 10% в порівнянні з базовим варіантом.

113

5. В роботі представлено результати дослідження акустичної емісії

співвісних гвинтовентиляторів при збільшенні кількості лопатей першого і

другого ряду. Отримані результати свідчать, що розрахований

модифікований варіант співвісного гвинтовентилятора, який має 12 лопатей

першого ряду, 12 лопатей другого ряду, частоту обертання

1 2n n =743,76 об/хв., відношення діаметрів другого і першого рядів

співвісного гвинтовентилятора D =0,942 дозволяє покращити акустичні

характеристики гвинтовентилятора в ближньому полі на 4дБ відносно

базового варіанту, що в свою чергу впливає на шум силової установки і

літака. При цьому характеристики потужності гвинтовентилятора

залишаються незмінними.

114

РОЗДІЛ 4

ЕНЕРГЕТИЧНИЙ БАЛАНС

ТУРБОГВИНТОВЕНТИЛЯТОРНОГО ДВИГУНА

4.1 Методика урахування акустичних втрат гвинтовентилятора в

енергетичному балансі авіаційної силової установки

Авіаційний двигун з його тяговими, економічними, екологічними,

масогабаритними та іншими експлуатаційними характеристиками є одним із

основних елементом, який впливає на ефективність будь-якого літального

апарату. Унікальне поєднання властивостей і здатність ефективно

функціонувати в істотно різних умовах є однією з основних причин, з яких

авіаційний двигун вважається самостійним, з комерційної точки зору,

продуктом.

Необхідна ефективність та економічність двигуна забезпечується

оптимізацією параметрів робочого процесу, а також вдосконаленням

термогазодинамічних процесів у всіх елементах силової установки

літального апарату.

Основними показниками досконалості газотурбінних двигунів є питомі

параметри, до яких відносять питому масу двигуна, питому тягу, питому

витрату палива, коефіцієнт використання маси двигуна [62, 88, 101].

Актуальною проблемою газотурбінних двигунів, поставленою

практикою, є підвищення паливної економічності.

Турбогвинтові двигуни на малих дозвукових швидкостях польоту

М<0,7 є високоекономічними. Однак при збільшенні швидкості польоту

(М>0,7) ККД гвинта починає інтенсивно зменшуватися, а питома витрата

палива – збільшуватися. Розширення зони економічної експлуатації

турбогвинтового двигуна можливо при застосуванні спеціально

спроектованих багатолопатевих стрілоподібних гвинтах змінного шагу

(одно- або дворядних).

115

Такі гвинти змінного шагу (зі зменшеним діаметром гвинта) мають

підвищену навантаженість на площу і зберігають високий ККД до

М=0,8…0,85. Цей гвинт є гвинтовентилятором.

Таким чином, ТГвВД мають суттєву перевагу в порівнянні ТГвД.

Тягова ефективність і паливна економічність ТГвВД багато в чому

залежить від параметрів і характеристик повітряного гвинтовентилятора.

Збільшення тягового ККД силової установки можливо при більш

ефективному перетворенні зміни енергії повітряного потоку, що проходить

через повітряний гвинтовентилятор, у корисну тягову роботу. Це

забезпечується вибором оптимальної компоновки гвинтовентилятора з

двигуном і оптимальною геометрією самого гвинтовентилятора.

Однак турбогвинтовентиляторні двигуни мають суттєвий недолік –

підвищений рівень шуму в салоні і на місцевості.

Таким чином, для турбогвинтовентиляторних двигунів актуальним є

комплексне вирішення проблем підвищення паливної економічності і

зниження рівня шуму в салоні і на місцевості.

Оцінці рівня втрат в енергетичному балансі газотурбінного двигуна

присвячено багато робіт [60, 62, 101]. Аналізуються енергетичний баланс

одноконтурного, двоконтурного та триконтурного турбореактивного

двигунів на основі порівняння повного і тягового коефіцієнтів корисної дії

цих двигунів.

Результати, які представлені в роботі [64], показують, що в

енергетичному балансі двоконтурного газотурбінного двигуна доцільно

враховувати акустичні втрати. Отримані залежності [64] дозволяють

визначити коефіцієнт корисної дії з урахуванням втрат енергії на акустичне

випромінювання. Однак цю методику для ТГвВД застосовувати неможливо у

зв’язку з тим, що двоконтурний турбореактивний двигун і

турбогвинтовентиляторний двигун відрізняються способом перетворення

роботи цикла в тягову потужність.

116

Аналіз публікацій показав, що для різних типів газотурбінних двигунів

досліджені питання щодо визначення енергетичного балансу. Також на

прикладі двоконтурного турбореактивного двигуна показано, що акустичні

втрати енергії необхідно враховувати в енергетичному балансі. Таким чином,

з метою підвищення економічності і зменшення акустичної емісії

турбогвинтовентиляторних двигунів необхідно створити методику

урахування акустичних втрат гвинтовентилятора в енергетичному балансі

авіаційної силової установки.

Для газотурбінного двигуна непрямої реакції при оптимізації

термодинамічних параметрів силової установки необхідно використовувати

реальні характеристики елементів. Важливим етапом у вирішенні цієї задачі є

визначення оптимальних геометричних параметрів гвинтовентилятора з

урахуванням особливостей компоновки двигуна на літальному апараті.

Одним із визначальних параметрів гвинтовентилятора при вирішенні цієї

задачі є тяговий коефіцієнт корисної дії.

Робочий процес турбогвинтовентиляторного двигуна характеризується

тим, що основна частина вільної енергії (роботи циклу) використовується для

створення потужності на валу турбіни.

Оптимальне розподілення роботи циклу між гвинтовентилятором і

прямою реакцією двигуна з метою створення максимальної тягової роботи

здійснюється на основі відомих співвідношень [62]:

c

opt м гв

1c

V

або c opt

м гв

1c V

, (4.1)

де cc - швидкість газу на виході із сопла, V - швидкість польоту,

м - коефіцієнт, що характеризує рівень механічних втрат, гв - ККД


Чим більше швидкість польоту V і чим менший ККД

гвинтовентилятора гв , тим більшу частину роботи циклу слід передавати

117

для прискорення газового потоку. Це є наслідком збільшення ступеня

розширення газу в реактивному соплі.

Основною перевагою турбогвинтовентиляторних двигунів є значне

зниження витрати палива (зниження питомої витрати палива) на швидкостях

польоту, що відповідають числу М<0,65…0,85.

Оптимальне розподілення роботи циклу ТГвВД забезпечує не тільки

максимальне значення його тягової роботи, але і мінімальну витрату палива.

Це пояснюється тим, що при постійній швидкості польоту і заданих

параметрах робочого процесу (температури газу перед турбіною *

гТ і

ступенем підвищення тиску в компресорі *

к ) кількість теплоти 0 п uQ g H

(де пg - відносна витрата палива,

uH - кількість тепла, що виділяється при

згорянні 1 кг палива), яке вноситься в двигун, не залежить від розподілення

роботи циклу між гвинтовентилятором і прямою реакцією.

Покращення економічності ТГвВД можливо при збільшенні його

повного ККД п , який характеризує досконалість процесу перетворення

теплової енергії в корисну тягову роботу тягL . При постійній швидкості

польоту і незмінних основних параметрах робочого процесу, кількість тепла

0Q , що вноситься в двигун, постійно, тому повний ККД двигуна залежить від

розподілення циклу між гвинтовентилятором і прямою реакцією [62]:

тяг тягп

0 0

L N

Q Q G

, (4.2)

де тягN - тягова потужність двигуна, G - витрата повітря в двигуні.

Взаємозв’язок повного ККД з питомою витратою палива показує, що

чим більше повний ККД п , тим менша питома витрата палива:

гвe

г u п

3600C

H

(4.3)

де г - коефіцієнт повноти згоряння палива в камері згоряння.

118

Повний ККД враховує втрати двигуна як теплової машини і двигуна як

рушія. Досконалість двигуна як теплової машини оцінюється внутрішнім

ККД, який враховує втрати тепла газового потоку, що виходить із двигуна;

втрати, що пов’язані з неповнотою згоряння палива в камері згоряння; втрати

кінетичної енергії з вихідними газами. Досконалість двигуна як рушія

оцінюється тяговим ККД, що враховує втрати кінетичної енергії


Однак представлений вище метод не враховує, що частина корисної

енергії витрачається на акустичне випромінювання гвинтовентилятора.

Метою даного підрозділу є розробка методики урахування акустичних

втрат гвинтовентилятора в енергетичному балансі силової установки [69, 72].

Основним джерелом шуму ТГвВД є гвинтовентилятор. В спектрі шуму

гвинтовентилятора виділяють широкосмугову і дискретну складову.

Джерелом широкосмугової складової є вихровий шум, що генерується

зривом вихорів за всією довжиною лопаті. Дискретна складова в спектрі

шуму гвинтовентилятора генерується об’ємним шумом і шумом обертання,

що пов'язаний з силовою дією лопаті на середовище.

Для урахування втрат на акустичне випромінювання пропонується

використовувати коефіцієнт втрат енергії акустичного випромінювання ак ,

що показує долю потужності двигуна, що переходить в акустичне

випромінювання [64]:

акак

e

W

N , (4.4)

де акW - акустична потужність гвинтовентилятора, еN - потужність на валу

двигуна.

Акустичний ККД, що враховує втрати енергії на акустичне

випромінювання можна записати наступним чином [64]:

119

ак ак1 (4.5)

На рис. 4.1 представлена діаграма енергетичного балансу ТГвВД з

урахуванням втрат енергії, що пов’язана з акустичним випромінюванням

основного джерела шуму двигуна з гвинтовентилятором.

Рисунок 4.1. – Діаграма енергетичного балансу ТГвВД з урахуванням

втрат енергії на акустичне випромінювання

З урахуванням акустичних втрат питома витрата палива визначається

наступним чином:

гвe

г u п ак

3600C

H

або п.г.

e

екв ак

GC

N

, (4.6)

де п.г.G - витрата палива за годину, еквN - еквівалентна потужність двигуна.

Отримане рівняння для розрахунку питомої витрати палива дає

можливість оцінити вплив акустичних втрат на економічність двигуна.

120

Алгоритм запропонованої методики урахування акустичних втрат


представлено на рис.4.2.

Рисунок 4.2. – Алгоритм методики урахування акустичних втрат


Наступним етапом роботи є апробації методики, що запропонована.

Об’єктом дослідження виступає турбогвинтовентиляторний двигун типу

Д-27.

Ні

Так

Визначення потужності на

вивідному валу двигуна

еN

Визначення акустичної

потужності

гвинтовентилятора акW

Розрахунок коефіцієнта

втрат енергії акустичного

випромінювання ак

Розрахунок акустичного

ККД ак

Розрахунок питомої

витрати палива eC

Ввід вихідних даних

.задее СС

Кінець

Уточнення вихідних

даних

121

З метою зниження рівня шуму гвинтовентилятора проведені

експериментальні дослідження щодо збільшення відстані між першим і

другим рядом гвинтовентилятора [37].

В даній роботі проведені розрахунки (табл. 4.1), за представленою вище

методикою, з використанням експериментальних даних [37].

Таблиця 4.1. – Параметри двигуна з базовим і модифікованим

гвинтовентилятором

eN , Вт

акW , Вт ак ак Се,

кг/(кВт

год)

Базовий

гвинтовентилятор

7134253

7297,6 0,001023 0,998977 0,24498

Модифікований

гвинтовентилятор

7134253

2730,1 0,0004 0,9996 0,24483

Результати розрахунків показують, що запропонована методика дає

змогу оцінити зміну паливної економічності при проведенні заходів щодо

зниження рівня шуму. Для розглянутого випадку збільшення відстані між

рядами гвинта дає можливість покращити паливну економічність на 0,95 кг

за годину. Двигун експлуатується в середньому 200 годин. Отже це дасть

можливість заощадити 190 кг в місяць і більше, ніж 2 тони за рік для одного

двигуна.

В роботі запропонована методика оцінки та урахування акустичних

втрат гвинтовентилятора в енергетичному балансі авіаційної силової

установки з турбогвинтовентиляторним двигуном. Методика дає можливість

визначити внесок акустичних втрат в загальний енергетичний баланс та

оцінити зміну паливної економічності при впровадженні заходів з щодо

зниження рівня шуму гвинтовентилятора.

122

Таким чином, для урахування втрат на акустичне випромінювання

пропонується використовувати коефіцієнт втрат енергії акустичного

випромінювання. Він показує яка відносна частка потужності, що

підводиться до гвинтовентилятора переходить в акустичне випромінювання.

В роботі уточнено формулу для розрахунку питомої витрати палива з

урахуванням втрат на акустичне випромінювання гвинтовентилятора.

Апробація методики показала, що для двигуна типу Д-27 збільшення

відстані між рядами гвинтовентилятора на 300мм дає можливість покращити

паливну економічність на крейсерському режимі його роботи на 0,95 кг за

годину. Для силової установки, що складається з чотирьох двигунів

(наприклад, Ан-70), економія палива на протязі 200 годин польоту

(середньомісячна експлуатація) складає 760 кг.

4.2 Вплив параметрів співвісного гвинтовентилятора на

економічність турбогвинтовентиляторного двигуна

Представлена апробація розробленої методики урахування акустичних

втрат гвинтовентилятора в енергетичному балансі авіаційної силової

установки продемонструвала, що економічність турбогвинтовентиляторного

двигуна можна збільшити за рахунок зменшення енергії акустичного

випромінювання гвинтовентилятора.

Розглянемо обернену задачу, визначимо максимально можливу

економію палива за рахунок зменшення акустичної емісії при умові, що

акустичний ККД, який враховує втрати енергії на акустичне

випромінювання, ак ак1 1 , тобто ак ≈ 0. В цьому випадку акустична

потужність має бути ак 10W .

На рис. 4.3 представлено залежність коефіцієнту втрат енергії

акустичного випромінювання ак , який показує долю потужності двигуна, що

переходить в акустичне випромінювання, від величини годинної витрати

123

палива ∆Gп, на яку можливо зменшити годинну витрату палива одного

турбогвинтовентиляторного двигуна Д-27.

0,00000

0,00005

0,00010

0,00015

0,00020

0,00025

0,00030

0,00035

0,00040

0,00 0,05 0,10 0,15 0,20 0,25 0,30 0,35 0,40 0,45 0,50 0,55 0,60 0,65 0,70

∆Gп, кг/год

ξак

Рисунок 4.3. – Залежність коефіцієнту втрат енергії акустичного

випромінювання ак від ∆Gп

Як базовий варіант обрано співвісний гвинтовентилятор з осьовим

зазором між рядами 950 мм. Результати розрахунків показали, що

максимально можливо покращити економічність одного двигуна на

0,65 кг/год.

У розділі 3 дисертації отримано рекомендації щодо зниження рівня

акустичної емісії співвісного гвинтовентилятора шляхом вибору

раціональних параметрів гвинтовентилятора. Проаналізуємо як реалізація

запропонованих рекомендацій може вплинути на покращення економічності

турбогвинтовентиляторного двигуна.

За результатами, отриманими в розділі 3 стосовно зміни


гвинтовентилятора 2 1D D D , і використовуючи запропоновану методику

урахування акустичних втрат гвинтовентилятора в енергетичному балансі

авіаційної силової установки, на рис. 4.4 представлено залежність

124


гвинтовентилятора 2 1D D D від економії годинної витрати палива ∆Gп, на

яку можливо зменшити годинну витрату палива одного


0,75

0,80

0,85

0,90

0,95

1,00

0,15 0,20 0,25 0,30 0,35 0,40 0,45

∆Gп, кг/год

D

Рисунок 4.4. – Залежність співвідношення діаметру другого і першого

рядів співвісного гвинтовентилятора D від зміни годинної витрати палива

∆Gп

Отримані результати показують, що застосувавши даний метод, можна

підвищити економічність одного двигуна від 0,19 до 0,41 кг/год. при

зменшенні діаметру другого ряду співвісного гвинтовентилятора відповідно

від 5% до 25% відповідно ( D =0,95…0,75). Для літака з силовою установкою

із 4 двигунів прогнозована економічність може складати від 1,824 тон до

3,936 тон на рік (при середньомісячній експлуатації 200 годин).

Рекомендації, представлені в розділі 3, щодо відношення частоти

обертання першого ряду і другого ряду співвісного гвинтовентилятора дають

змогу оцінити за допомогою розробленої методики підвищення

економічності при раціональному виборі співвідношення частот рядів

співвісного гвинтовентилятора. На рис. 4.5 представлено залежність

відношення частоти обертання першого ряду і другого ряду співвісного

125

гвинтовентилятора ( 1

2

nn

n ) від годинної витрати палива ∆Gп, на яку

можливо зменшити годинну витрату палива одного


1,0

1,2

1,4

1,6

1,8

2,0

2,2

0,06 0,07 0,08 0,09 0,10 0,11 0,12 0,13

∆Gп, кг/год

n1/n2

Рисунок 4.5. – Залежність відношення частоти обертання першого ряду

і другого ряду співвісного гвинтовентилятора n від ∆Gп

Як показали результати досліджень, зміна співвідношення частот

обертання рядів співвісного гвинтовентилятора від n =2,1 до 1,26 може

привести до покращення паливної економічності від 0,066 до 0,123 кг/год.

відповідно. Для літака з силовою установкою, який має чотири двигуни,

прогнозована економічність може складати від 0,633 тон до 1,180 тон на рік

(при середньомісячній експлуатації 200 годин).

В розділі 3 також представлено рекомендації щодо кількості лопатей

першого і другого рядів співвісного гвинтовентилятора, причому

модифіковані варіанти співвісного гвинтовентилятора розроблено з

урахуванням отриманих рекомендацій щодо зміни периферійного діаметру

другого ряду співвісного гвинтовентилятора і частоти обертання. Аналіз

результатів, отриманих в розділі 3 показав, що співвідношення частот

обертання рядів співвісного гвинтовентилятора повинно бути n =1…1,2 і

частота обертання повинна бути зменшена відносно базової (850 об/хв.).

126

Тому модифіковані варіанти мають співвідношення частот обертання рядів

співвісного гвинтовентилятора n =1 і частота обертання зменшена на

7,17…12,5%. Кількість лопатей першого ряду збільшено до 10…12, кількість

лопатей другого ряду збільшено до 8…12. За розробленою методикою було

отримано залежність коефіцієнта акустичних втрат від ∆Gп для

досліджуваних чотирьох модифікованих гвинтовентиляторів (рис.4.6).

0,00010

0,00012

0,00014

0,00016

0,00018

0,00020

0,00022

0,00024

0,00026

0,00028

0,20 0,25 0,30 0,35 0,40 0,45

∆Gп, кг/год

ξак Варіант №1

Варіант №2

Варіант №3Варіант №4

Рисунок 4.6. – Залежність коефіцієнта акустичних втрат від ∆Gп для

досліджуваних чотирьох модифікованих гвинтовентиляторів

Отримані результати показують, що для випадку модифікації при

кількості лопатей першого ряду гвинта 1z =10 і кількість лопатей другого

ряду 2z =8 економія палива може становити ∆Gп =0,22 кг/год; при кількості

лопатей першого ряду гвинта 1z =10 і кількість лопатей другого ряду 2z =10

економія палива може становити ∆Gп =0,248 кг/год; при кількості лопатей

першого ряду гвинта 1z =12 і кількості лопатей другого ряду 2z =10 економія

палива може становити ∆Gп =0,373 кг/год; при кількості лопатей першого

ряду гвинта 1z =12 і кількості лопатей другого ряду 2z =12 економія палива

може становити ∆Gп =0,405 кг/год.

127

Прогнозне покращення економічності за рахунок зменшення рівня

акустичних втрат представлено в таблиці 4.2 для 4 модифікованих варіантів

співвісних гвинтовентиляторів.

Таблиця 4.2.

Параметр

Номер

варіанту

Частота

обер-

тання,

1 2n n

, об/хв

Кіль-

кість

лопатей

першо-

го ряду,

1z , шт.

Кіль-

кість

лопатей

другого

ряду,

2z , шт.

Спів-

відно-

шення

діамет-

рів,

2 1D D D

Зміна

рівня

акуст.

тиску

L ,

дБ

Еконо-

мія

палива

для

одного

двигуна

∆Gп,

кг/год

Еконо-

мія

палива

для

одного

двигуна

∆Gп,

кг/рік

Еконо-

мія

палива

для

4-х

дви-

гунів

∆Gп,

кг/рік

Варіант

№1

789,072 10 8 0,987 1,5 0,22 528,95 2343,8

Варіант

№2

789,072 10 10 0,942 1,8 0,248 595,2 2380,8

Варіант

№3

743,76 12 10 0,987 3,45 0,373 895,2 3580,1

Варіант

№4

743,76 12 12 0,942 4 0,405 972 3888

Результати досліджень показали, що для випадку модифікації при

кількості лопатей першого ряду гвинтовентилятора 1z =10 і кількість лопатей

другого ряду 2z =8 економія палива для силової установки із 4 двигунів може

становити більше 2,34 т палива за рік; при кількості лопатей першого ряду

гвинтовентилятора 1z =10 і кількість лопатей другого ряду 2z =10 економія

палива може становити більше, ніж 2,38 т палива за рік; при кількості

лопатей першого ряду гвинтовентилятора 1z =12 і кількості лопатей другого

ряду 2z =10 економія палива може становити більше, ніж 3,58 т палива за рік;

при кількості лопатей першого ряду гвинтовентилятора 1z =12 і кількості

лопатей другого ряду 2z =12 для силової установки економія палива може

становити близько 3,9 т за рік.

128


1. В роботі вперше розроблено методику урахування акустичних втрат


Розроблена методика дає можливість оцінити внесок акустичних втрат в

загальному енергетичному балансі, а також дає можливість оцінити зміну

паливної економічності при проведенні заходів щодо зниження рівня шуму


В роботі уточнено формулу для розрахунку питомої витрати палива з

урахуванням втрат на акустичне випромінювання гвинтовентилятора.

Проведено апробацію розробленої методики.

2. За допомогою розробленої методики проаналізовано вплив

параметрів співвісного гвинтовентилятора на економічність

турбогвинтовентиляторного двигуна.

Отримані результати показують, що можна підвищити економічність

одного двигуна від 0,19 до 0,41 кг/год. при зміні співвідношення діаметрів D

(зменшенні діаметру другого ряду співвісного гвинтовентилятора відповідно

від 5% до 25% при D =0,95…0,75). Для літака з силовою установкою із 4

двигунів прогнозована економічність може складати від 1,824 тон до

3,936 тон на рік (при середньомісячній експлуатації 200 годин).

Зміна співвідношення частот обертання рядів співвісного

гвинтовентилятора від n =2,1 до 1,26 може привести до покращення паливної

економічності від 0,066 до 0,123 кг/год. відповідно. Для літака з силовою

установкою, який має чотири двигуни, прогнозована економічність може

складати при середньомісячній експлуатації 200 годин від 0,633 тон до

1,180 тон на рік.

Результати досліджень показали, що при середньомісячній експлуатації

200 годин для випадку модифікації при кількості лопатей першого ряду

гвинтовентилятора 1z =10 і кількість лопатей другого ряду 2z =8 економія

палива для силової установки із 4 двигунів може становити більше 2,34 т

129

палива за рік; при кількості лопатей першого ряду гвинтовентилятора 1z =10 і

кількість лопатей другого ряду 2z =10 економія палива може становити

більше, ніж 2,38 т палива за рік; при кількості лопатей першого ряду

гвинтовентилятора 1z =12 і кількості лопатей другого ряду 2z =10 економія

палива може становити більше, ніж 3,58 т палива за рік; при кількості

лопатей першого ряду гвинтовентилятора 1z =12 і кількості лопатей другого

ряду 2z =12 для силової установки економія палива може становити близько

3,9 т за рік.

130

ВИСНОВКИ

1. Аналіз перспектив розвитку і вдосконалення авіаційних ГТД, а також

результатів теоретичних та експериментальних досліджень показав, що

актуальними проблемами є підвищення паливної економічності і зменшення

акустичної емісії авіаційних двигунів. Турбогвинтовентиляторні двигуни

мають достатньо високу паливну економічність і високий рівень шуму.

Акустична емісія співвісного гвинтовентилятора - це втрати енергії в

енергетичному балансі турбогвинтовентиляторного двигуна. Зменшення цих

втрат дозволить покращити акустичні та економічні параметри


2. Вперше розроблено методику урахування акустичних втрат

гвинтовентилятора в енергетичному балансі авіаційної силової установки, що

дає можливість оцінити внесок акустичних втрат в загальному

енергетичному балансі, а також дає можливість оцінити підвищення паливної

економічності при проведенні заходів щодо зниження рівня шуму


3. Досліджено механізм генерування акустичного випромінювання

співвісного гвинтовентилятора. Показано, що рівень звукового тиску, який

генерує другий ряд гвинта співвісного гвинтовентилятора вище, ніж рівень

звукового тиску, який генерує перший ряд гвинта більше, ніж на 3 дБ. Одна з

причин цього явища є колова та радіальна нерівномірність на вході у другий

ряд гвинта, яку створює аеродинамічний слід за першим рядом гвинта.

4. Розроблено рекомендації щодо раціонального співвідношення

діаметрів другого і першого рядів співвісного гвинтовентилятора D з метою

зниження акустичної емісії гвинтовентилятора.



рядів гвинтовентилятора. Зменшення периферійного діаметру другого ряду

131

гвинтовентилятора від 5% до 25% ( D =0,95…0,75) для першої роторної

гармоніки приводить до зменшення рівня акустичного тиску від 2,7 до

4,33 дБ першого ряду і від 0,63 до 4,3 дБ другого ряду гвинта. Сумарний

рівень акустичного тиску зменшується від 1,2 до 4,15 дБ.

5. Розроблено рекомендації щодо визначення співвідношення частот

обертання першого і другого рядів співвісного гвинтовентилятора n з метою

зниження акустичної емісії.


гвинтовентилятора n >1 призводить до збільшення сумарного рівня

акустичного тиску. При зменшенні частоти обертання другого ряду


ряду гвинтовентилятора (від 1,9…6,6 дБ) практично повністю уходить на

компенсацію збільшення акустичної емісії першого ряду гвинтовентилятора,

де відбувається збільшення рівня акустичного тиску на 2,1…5,4 дБ. В

результаті чого, сумарний рівень акустичного тиску співвісного

гвинтовентилятора зменшується на 0,2…0,6 дБ. Найбільша ефективність

( L =0,6дБ) спостерігається при збільшенні потужності першого ряду на 10%

в порівнянні з базовим варіантом.

З метою зменшення акустичного випромінювання співвісним

гвинтовентилятором доцільно зменшувати одночасно частоту обертання

першого і другого рядів гвинтовентилятора.

6. Розроблено рекомендації щодо раціональної кількості лопатей

першого і другого рядів співвісного гвинтовентилятора з метою зниження

акустичної емісії.

Показано, що є тенденція зменшення акустичної емісії при збільшенні

кількості лопатей першого і другого рядів співвісного гвинтовентилятора.

Отримані результати свідчать, що при збереженні характеристик потужності

гвинтовентилятора і збільшенні кількості лопатей першого і другого рядів до

12, зменшення частоти обертання до 1 2n n =743,76 об/хв., зменшення


132

до D =0,942 дозволяє покращити акустичні характеристики

гвинтовентилятора на 4дБ.

7. Розроблено рекомендації щодо підвищення паливної економічності



Отримані результати показали, що при збереженні характеристик

потужності можна підвищити економічність турбогвинтовентиляторного

двигуна шляхом модифікації гвинтовентилятора. Виявлено, що при

збільшенні кількості лопатей співвісного гвинтовентилятора першого ряду до

10…12 і другого ряду до 8…12, зменшенні частоти обертання на

7,17…12,5%, зменшенні відношення діаметрів другого і першого рядів

співвісного гвинтовентилятора до D =0,987…0,942 для силової установки із

чотрирьох турбогвинтовентиляторних двигунів при середньомісячній

експлуатації 200 годин економія палива може становити близько

2,34…3,9 тон за рік.

133

СПИСОК ВИКОРИСТАНИХ ДЖЕРЕЛ

1. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика [Текст]/

Г.Н.Абрамович.– М.: ГИТТЛ, 1953 - 736 с.

2. Авиационные двигатели и силовые установки [Текст]/ под ред.

А.И. Ланшина. – М.: Торус Пресс, 2010. – 520с.

3. Акустико-аэродинамические исследования [Текст]/ под ред.

д.ф.-м. н. А.В. Римского-Корсакова. – М.: Наука, 1975. – 102 с.

4. Александров В.Л. Воздушные винты [Текст] / В.Л. Александров.

–М.: Гос. Издательство оборонной промышленности, 1951. – 447 с.

5. Андерсон Д. Вычислительная гидромеханика и теплообмен: В 2-х

т.: Пер. с англ. / Д. Андерсон, Дж. Таннекилл, Р. Плетчер. – М.: Мир, 1990. –

728 с.

6. Аэродинамические следы в компрессорах газотурбинных

двигателей: монография [Текст]: монография/ Ю.М. Терещенко, Н.С. Кулик,

И.А. Ластивка [и др.]; под ред. Ю.М. Терещенко. – К.: НАУ, 2013. – 233с.

7. Аэродинамический расчет и оптимальное проектирование

проточной части турбомашин: монография [Текст]/ А.В. Бойко,

Ю.Н. Говорущенко, С.В. Ершов, А.В. Русанов, С.Д. Северин. – Х.: НТУ

«ХПИ», 2003. – 256с.

8. Волков, К.Н. Вычислительные технологии в задачах механики

жидкости и газа [Текст]/ К.Н. Волков, В.Н. Емельянов. – М.: Физматлит,

2012. – 468с.

9. Волков, Е.А. Численные методы [Текст]/ Е.А. Волков. – М.:

Наука, 1982. – 254 с.

10. Вычислительная механика сплошных сред в задачах авиационной

и космической техники [Текст]/ Л. В. Быков, А. М. Молчанов,

М. А. Щербаков, Д.С. Янышев. – М: ЛЕНАНД, 2015. – 668с.

134

11. Голдстейн, М. Е. Аэроакустика [Текст]/ М. Е. Голдстейн. – М.:

Машиностроение, 1981. – 294 с.

12. Дейч, М.Е. Основы аэродинамики осевых турбомашин [Текст]/

М.Е. Дейч, Г.С. Самойлович. – М.: Машгиз, 1959. – 428с.

13. Ершов, В.Н. Неустойчивые режимы работы турбомашин.

Вращающийся срыв [Текст]/ В.Н. Ершов. – М.: Машиностроение, 1966. –

180с.

14. Ершов, С.В. О выборе степени измельчения сетки при расчетах

трехмерных течений в’язкого газа в турбомашинах [Текст]/ С.В. Ершов,

В.А. Яковлев // Вісник двигунобудування. – 2015. – №2. – С.171-177.

15. Жлуктов С. В., Аксёнов А. А. Пристеночные функции для

высокорейнольдсовых расчетов в программном комплексе FlowVision

[Текст] / С. В. Жлуктов, А. А. Аксёнов // Компьютерные исследования и

моделирование. –2015. – Т. 7, № 6. – С. 1221−1239.

16. Замтфорт, Б.С. Двигатель с открытым ротором в свете

ужесточения требований по авиаэкологии [Текст] / Б.С. Замтфорт // Известия

Самарского научного центра Российской академии наук, 2012 Том 14, №6,

с. 307-308

17. Иноземцев, А.А. Газотурбинные двигатели [Текст]/

А.А. Иноземцев, В.Л. Сандрацкий. – Пермь: ОАО "Авиадвигатель", 2006. −

1204 с.

18. Инженерно-технический журнал ANSYS Solution. Русская

редакция. − 2005. − №1 (1). − c.38

19. Каблов Е.Н. Стратерические направления развития материалов и

технологий их переработки на период до 2030 года [Текст]/ Е.Н. Каблов.

Режим доступа: https://viam.ru/public/material/2012/2012-206065.pdf

20. Каблов, Е.Н. Монокристаллические жаропрочные сплавы для

газотурбинных двигателей [Текст]/ Е.Н. Каблов, Н.В. Петрушин,

Е.С. Елютин // Вестник МГТУ им.Н. Э. Баумана, Сер. "Машиностроение". –

2011. – с. 38-51.

https://viam.ru/public/material/2012/2012-206065.pdf

135

21. Кампсти, Н. Аэродинамика компрессоров: Пер. с англ. [Текст]/

Н. Кампсти. – М.: Мир, 2000. – 688 с.

22. Коротыгин, А.А. Повышение нагруженности компрессоров за

счет использования системы активного управления обтеканием лопаток

направляющих аппаратов [Текст] /А.А. Коротыгин, С.В. Багров,

К.Р. Пятунин, В.Н. Шишкин, Ю.Н. Шмотин, Л.Б. Уваров // Вестник РГАТА.

– 2012. – № 2(23). – С. 11–16.

23. Ластівка, І. О. Розрахункове дослідження газодинамічного

впливу на течію в решітках аеродинамічних профілів [Текст]/ І. О. Ластівка,

К. В. Дорошенко, Ю. Ю. Терещенко // Вісник НТУ «ХПІ». Серія: Нові

рішення в сучасних технологіях. – Х. : НТУ «ХПІ», 2016. – № 12(1184). –

С. 38–46, doi: 10.20998/2413–4295.2016.12.31

24. Методы ускорения газодинамических расчетов на

неструктурированных сетках [Текст]/ под ред. проф. Емельянова В.Н. – М.:

Физматлит, 2014. – 536с.

25. Митрахович, М. М. Исследования влияния параметров сетки на

результаті CFD-расчетов ступени вентилятора ТРДД [Текст]/

М. М. Митрахович, М. И. Кисляк, В. В. Комаров // Технологические системы.

– 2016. – №3. – с.60-68.

26. Мітрахович, М. М. Визначення раціональної моделі

турбулентності для отримання характеристик ступені вентилятора осьового

компресора газотурбінного двигуна з використанням програмного комплексу

ANSYS [Текст]/ М. М. Митрахович, М. И. Кисляк, В. В. Комаров //

Технологические системы. – 2015. – №3 (72). – С. 62—67.

27. Митрофанов, А.А. Повышение эффективности осевых компрессоров

путем управления обтекания лопаток [Текст]/ А.А. Митрофанов // Вестник

МАИ. – 2011. – Т. 18: № 2 С. 72–82.

28. Мошков П. А. О направленности акустического излучения

винтомоторных силовых установок [Текст] / А.П. Мошков // Вестник

136

Уфимского государственного авиационного технического университета. –

2017. –Т. 21, № 1 (75). – С. 118–127.

29. Мошков П. А., Самохин В. Ф. Оценка влияния числа лопастей и

диаметра на шум воздушного винта [Текст]/ П. А. Мошков , В. Ф. Самохин //

Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и

машиностроение. – 2016. – Т.15, №3. – С. 25-34. doi: 10.18287/2541-7533-

2016-15-3-25-34.

30. Мунин, А. Г. Авиационная акустика [Текст]/ А. Г. Мунин,

В. Е. Квитка. – М.: Машиностроение, 1973. – 448с.

31. Мунин, А. Г. Аэродинамические источники шума [Текст]/

А. Г. Мунин , В. M. Кузнецов, E. А. Леонтьев. –M.: Машиностроение, 1981. –

248с.

32. Новиков В.И. Интеграция винтовой силовой установки с

планером самолета / В.И. Новиков. – К.: ГП «Антонов», 2017. – 131с.

33. Орберг, А.Н. Прогноз роста начальной температуры газа

газотурбинного привода ГПА [Текст] / А.Н. Орберг, В.Б. Сударев,

Б.В. Сударев, М.В. Лазарев // Газовая промышленность.– № 5.– 2005.– С. 62.

34. Панченко Н.А. Компьютерное моделирование пленочного

охлаждения при подаче охладителя через парные отверстия [Текст] /

Н.А. Панченко // Вестник Двигателестроения. 2015. – №2. – с. 47-51.

35. Патон Б.Е. Энергетическое газотурбостроение: современное

состояние и тенденции развития [Текст] / Б.Е. Патон, А.А. Халатов,

Д.А. Костенко, А.С. Письменный, Б.Д. Билека. – К.: Изд. ИТТФ НАН

Украины.– 2008.– 74 с.

36. Петельчиц В. Ю., Халатов А. А., Письменный Д.Н, Дашевский

Ю. Я. Применение местных углублений при пленочном охлаждении входной

кромки лопаток газовых турбин [Текст] / В. Ю. Петельчиц, А. А. Халатов,

Д.Н. Письменный, Ю. Я. Дашевский // Теплофизика и аэромеханика. – 2016.

– Т. 23, №5 (101). – С. 741-748.

137

37. Приложение к техническому отчёту №70.00.252.837. Д15-2002.

Самолет Ан-70. Наземные испытания по исследованию акустических

характеристик винтовентилятора СВ-27 в самолётной компоновке Ан-70 при

изменении зазора между плоскостями переднего и заднего винтов. – К.:

АНТК им. О.К. Антонова, 2002. – 96 с.

38. Приложение 16. Охрана окружающей среды. Том I.

Авиационный шум. – Монреаль: Международная организация гражданской

авиации, издание восьмое, 2017. – 264 с.



монография [Текст]/ В.М. Смирнов, Е.Т. Василевский, А.Г. Гребенников,


40. Расчетная сетка. Режим доступа:

http://poivs.tsput.ru/ru/Math/Analysis/DifferentialEquations/DifferentialEquationsI

nPartialDerivatives/EstimatedGrid

41. Самарский, А. А. Математическое моделирование: Идеи.

Методы. Примеры [Текст]/ А. А. Самарский, А. П. Михайлов. – М.: Наука,

Физматлит, 1997, – 320 с.

42. Cамарский, А.А. Разностные схемы на нерегулярных сетках

[Текст]/ А.А. Самарский, В.А. Колдова, Ю Д . Повещенко, В.Ф. Тишкин,

А. П. Фаворский. – Минск: Критерий,1996. – 274с.

43. Самарский, А. А. Численные методы и вычислительный

експеримент [Текст]/ А. А. Самарский. – М.: залог-МГУ, 1998, – 140 с.

44. Самохин, В. Ф. Акустические характеристики легкого винтового

самолета с двигателем внутреннего сгорания [Текст]/ В. Ф. Самохин ,

П. А. Мошков // Труды МАИ. – 2012. – № 57. – C.1-12. Режим доступа: URL:

http://www.trudymai.ru/upload/iblock/8dd/akusticheskie-kharakteristiki-legkogo-

vintovogo-samoleta-s-dvigatelem-vnutrennego-sgoraniya.pdf.

45. Самохин, В. Ф. Экспериментальное исследование акустических

характеристик силовой установки самолета «Ан-2» в статических условиях

http://poivs.tsput.ru/ru/Math/Analysis/DifferentialEquations/DifferentialEquationsInPartialDerivatives/EstimatedGrid

http://poivs.tsput.ru/ru/Math/Analysis/DifferentialEquations/DifferentialEquationsInPartialDerivatives/EstimatedGrid

http://www.trudymai.ru/upload/iblock/8dd/akusticheskie-kharakteristiki-legkogo-vintovogo-samoleta-s-dvigatelem-vnutrennego-sgoraniya.pdf

http://www.trudymai.ru/upload/iblock/8dd/akusticheskie-kharakteristiki-legkogo-vintovogo-samoleta-s-dvigatelem-vnutrennego-sgoraniya.pdf

138

[Текст]/ Самохин В. Ф., Мошков П. А.// Труды МАИ. – 2015. – № 82. – C.1–

25. Режим доступа: URL:

https://mai.ru/upload/iblock/3cb/samokhin_moshkov_rus.pdf.

46. Сгадлев, В.В. Оптимизация количества лопаток биротативной

ступени вентилятора, с точки зрения уменьшения шума в самом источнике

[Текст] / В.В. Сгадлев // Научный вестник МГТУ ГА, – 2009. – №147. –

с. 136-141.

47. Смелая, Т. Г. Неструктурированные сетки и их применение при

численном моделировании методом пробных частиц [Текст]/ Смелая Т.Г.

Режим доступу:

http://dspace.nbuv.gov.ua/bitstream/handle/123456789/100793/14-

Smelaya.pdf?sequence=1

48. Терещенко, Ю.М. Аэродинамика компрессоров с управлением

отрывом потока [Текст]/ Ю.М. Терещенко, М.М. Митрахович. – К.: Институт

математики НАН Украины, 1996. – 350с.

49. Терещенко, Ю. М. Аэродинамическое совершенствование

лопаточных аппаратов компрессоров [Текст]/ Ю.М. Терещенко. – М.:

Машиностроение, 1987. – 168с.

50. Терещенко, Ю.М. Влияние числа Маха на уровень

неравномерности потока за решетками с газодинамическим управлением

обтеканием лопаток [Текст]/ Ю.М. Терещенко, И.А. Ластивка,

Е.В. Дорошенко, Л.Г. Волянская // Восточно–Европейский журнал

передовых технологий. – 2012. – №5/7 (59). – С. 46–48.

51. Терещенко, Ю. М. Газодинамическое воздействие кольцевого

вдува на течение в ступени осевого компрессора [Текст]/ Ю.М. Терещенко,

К.В. Дорошенко, И.А. Ластивка, И.П.Кудзиновская // Авиационно–

космическая техника и технология. Научно–технический журнал. – 2017. –

№7 (142). – С. 24–30 (наукометричний).

52. Терещенко, Ю.М. Дослідження впливу кільцевого вдуву на

газодинамічну стійкість ступеня осьового компресора [Текст]/

https://mai.ru/upload/iblock/3cb/samokhin_moshkov_rus.pdf



139

Ю.М. Терещенко, Е.В. Дорошенко, Ю.Ю.Терещенко // Вісник інженерної

академії України – 2017. – №2 – С. 110–115.

53. Терещенко, Ю.М. Дослідження нерівномірності потоку за

решітками аеродинамічних профілів з газодинамічним управлінням

обтіканням [Текст]/ Ю.М. Терещенко, І.О. Ластівка, К.В. Дорошенко //

Вісник НТУ «ХПІ». Збірник наукових праць. Тематичний випуск: Нові

рішення в сучасних технологіях. – 2012. – № 50. – С. 119–124.

54. Терещенко, Ю.М. Исследование влияния соотношения хорд

профилей на аэродинамические характеристики двухрядной компрессорной

решетки [Текст]/ Ю.М. Терещенко, Е.В. Дорошенко, Дж. Аболхассан заде //

Восточно–европейский журнал передовых технологий. – 2015. – №5/8(77). –

С. 9–13, doi: 10.15587/1729–4061.2015.50535


ступені осьового компрессора газотурбінного двигуна / Ю.М. Терещенко,

Ю.Ю. Терещенко, К.В. Дорошенко, В.Ю. Усенко // Збірник наукових праць

ДНДІ авіації. – 2018. – Вип.14 (21). – С.77-81

56. Терещенко, Ю.М. Моделирование течения в двухрядных

лопаточных венцах [Текст]/ Ю.М. Терещенко, Е.В. Дорошенко,

Дж. Аболхассан заде // Вісник Національного технічного університету

«ХПІ». Серія: Механіко–технологічні системи та комплекси. – 2015. – №22. –

С. 75–77. (наукометричний)

57. Терещенко, Ю.М. Моделирование течения в компрессорной

решетке при больших дозвуковых скоростях [Текст]/ Ю.М. Терещенко,

И.А. Ластивка, Е.В. Дорошенко // Восточно–Европейский журнал передовых

технологий. – 2012. – №2/7 (56). – С.57–61.

58. Терещенко, Ю.М. Моделирование течения в компрессорных

решетках при больших углах атаки [Текст]/ Ю.М. Терещенко,

Е.В. Дорошенко, Дж. Аболхассан заде // Восточно–европейский журнал

передовых технологий. – 2015. – №4/8(76). – С. 9–13, doi: 10.15587/1729–

4061.2015.47206

140

59. Терещенко, Ю.М. Моделювання течії в елементах статора ГТД із

газодинамічним впливом на аеродинамічні сліди [Текст]/ Ю.М. Терещенко,

І.О. Ластівка, К.В. Дорошенко // Вісник НТУ «ХПІ». Збірник наукових праць.

Тематичний випуск: Нові рішення в сучасних технологіях. – 2012. – №26. –

С. 104–109.

60. Терещенко, Ю. М., Дорошенко Е. В., Ластивка И. А. Оценка

экономичности трехконтурного турбореактивного двигателя [Текст] /

Ю. М. Терещенко, Е. В. Дорошенко, И. А. Ластивка // Восточно–

Европейский журнал передовых технологий. – 2013. – №5/7 (65). – С. 38–41.

61. Терещенко, Ю.Ю. Профільний опір мотогондоли газотурбінного



зношування. – 2018. - №4(81). – С. 64-73.

62. Терещенко, Ю. М. Теорія теплових двигунів: підручник [Текст]/

Ю. М. Терещенко, Л. Г. Бойко, С.О. Дмитрієв, Є. М. Карпов, М. С. Кулик,

М. М. Мітрахович. – К.: НАУ, 2001. –382 с.

63. Терещенко, Ю.М. Урахування режимів запирання течії в

останніх ступенях при розрахунках газодинамічної стійкості

багатоступеневого компресора [Текст]/Ю.М. Терещенко, Ю.Ю. Терещенко,

К.В. Дорошенко, В.Ю. Усенко // Вісник інженерної академії України. – 2018.

– №2. – С. 234-238.

64. Терещенко, Ю. М. Энергетический баланс двухконтурного

турбореактивного двигателя [Текст]/ Ю. М. Терещенко, Е. В. Дорошенко,

Л. Г. Волянская, И. А. Ластивка // Восточно–Европейский журнал передовых

технологий. –2011. –№3/8 (51). –С.13–15.

65. Техническое руководство ИКАО по окружающей среде,

регламентирующее использование методик при сертификации воздушных

судов по шуму. Doc 9501 AN/929. - Издание третье – 2004. - 104с. Режим

доступа: http://airspot.ru/book/file/781/9501_cons_ru.pdf

http://airspot.ru/book/file/781/9501_cons_ru.pdf

141

66. Турбовинтовентиляторный двигатель Д-27 Режим доступа:

http://www.motorsich.com/files/98-209-r-D-27.pdf

67. Усенко, В. Ю. Вибір моделі турбулентної в'язкості для

моделювання шуму гвинтовентилятора [Текст]/ В.Ю. Усенко,

М.М. Мітрахович, К.В. Дорошенко // Вчені записки Таврійського

національного університету ім. В.І. Вернадського. Серія Технічні науки. –

2019. – Т.30(69), №1. – С. 6–11.

68. Усенко, В. Ю. Діаграма направленості акустичного

випромінювання співвісного гвинтовентилятора / В.Ю. Усенко // Наукоємні

технології. – 2019. – Т.41, №1. – С. 152-156.

69. Усенко, В. Ю. Методика урахування акустичних втрат


/В.Ю. Усенко // Екологічні науки. – 2019. – №24. – С. 164-168.

70. Усенко, В.Ю. Оцінка акустичної емісії гвинтовентилятора при

зменшенні діаметру другого ряду гвинтовентилятора / В.Ю. Усенко,

К.В. Дорошенко // Вісник інженерної академії. – 2018. – №4. – С.17-20.

71. Усенко, В. Ю. Проблема зниження шуму літаків / В.Ю. Усенко //

Матеріали ХІХ Міжнародної науково-практичної конференції молодих

учених і студентів «Політ. Сучасні проблеми науки», 1-5 квітня, Київ, 2019р.


енергетичному балансі авіаційної силової установки / В.Ю. Усенко,


космонавтика: стан, досягнення і перспективи», 16 квітня, м.

Кропивницький, Україна.

73. Усенко, В. Ю. Чисельне моделювання шуму гвинтовентилятора /

В.Ю. Усенко // Вісник інженерної академії. – 2018. – №3. – С.45-48.

74. Усенко, В. Ю. Шум повітряних гвинтів / В.Ю. Усенко //



2019 р.), с. 3-5.

http://www.motorsich.com/files/98-209-r-D-27.pdf

142

75. Халатов, А.А. Перспективные энергетические технологи и

проблемы теплофизики. Часть 1 / А.А. Халатов // Промышленная

теплотехніка. – 2011. – Т. 33, №1. – С.5-18.

76. Халатов, А.А. Тенденции развития систем охлаждения лопаток

высокотемпературных энергетических ГТД. ч.1. Современное состояние /

А.А. Халатов, В.В. Романов, Ю.Я. Дашевский // Промышленная

теплотехника.– 2010.– № 1.– Т. 32.– С. 53-61.

77. Халатов, А.А. Тенденции развития систем охлаждения лопаток

высокотемпературных энергетических ГТД. ч.2. Перспективные системы

охлаждения / А.А. Халатов, В.В. Романов, Ю.Я. Дашевский // Промышленная

теплотехника.– 2010.– № 2.– Т. 32.– С. 60-72.

78. Чжен, П. Управление отрывом потока [Текст]/ П. Чжен. – М.:

Мир, 1979. – 552 с.

79. Чубаров, Д.А. Новые керамические материалы для

теплозащитных покрытий рабочих лопаток ГТД / Д.А. Чубаров,

П.В. Матвеев // Авиационные материалы и технологиии. – 2013. – №4. –

С.43-46.

80. Шатланов, М. И. Математическая модель модернозированных

винтовителятора СВ-27 и регулятора РСВ-27. Приложение Е к ТЗ на ЭСУ-

27М / М.И. Шатланов. – Москва, 2011.

81. Шлихтинг, Г. Теория пограничного слоя [Текст]/ Г. Шлихтинг. –

М.: Наука, 1969.– 742 с.

82. Шмотин, Ю. Н. Новые материалы для перспективного двигателя

ОАО "НПО САТУРН" / Ю. Н. Шмотин, Р.Ю. Старков, Д.В. Данилов,

О.Г. Оспенникова, Б.С. Ломберг // Авиационные материалы и технологи. –

2012. – №2. – С.6-8.

83. Юн, А.А. Теория и практика моделирования турбулентных

течений [Текст]/ А.А. Юн. – М.: Книжный дом «Либроком», 2009. –273с.

84. Baeka, D.-G. Effects of the advance ratio on the evolution of a

propeller wake /D.-G. Baeka, H.-S. Yoonb, J.-H. Junga, K.-S. Kimc, B.-G. Paikc

143

[Теxt]// Computers & Fluids. – 2015. – V. 118. – P.32-43.

doi:10.1016/j.compfluid.2015.06.010

85. Belyaev, I. V. The effect of an aircraft’s boundary layer on propeller

noise [Теxt]/ I. V. Belyaev // Acoustical Physics. – 2012. –V. 58, Issue 4. –

Р. 387–395. doi: 10.1134/S1063771012040045

86. Butt, F. R. Numerical Investigation of the Effect of Leading-Edge

Tubercles on Propeller Performance [Електронний ресурс]/ F. R. Butt, T. Talha //

Journal of Aircraft doi: 10.2514/1.C034845 Режим доступу до журналу:

https://arc.aiaa.org/doi/pdf/10.2514/1.C034845

87. Carley, M. Sound radiation from propellers in forward flight [Теxt]/

M. Carley // Journal of Sound and Vibration. –1999. –V. 225, Issue 2. –

P. 353-374. doi: 10.1006/jsvi.1999.2284.

88. Chen N. Aerothermodynamics of turbomachinery: analysis and

design [Теxt]/ N. Chen. – Singapure, 2010. – 461 p.

89. Cho, J. Propeller blade shape optimization for efficiency

improvement [Теxt]/ J. Cho, S. Lee // Computers & Fluids. – 1998. – V. 27. – N.3.

– P.407-419. doi:10.1016/S0045-7930(97)00035-2

90. Danner, F. Effect of blade tip modifications for unducted propulsors

on tip vortex-rotor interaction noise / F. Danner, C. Kendall-Torry // Proceedings

of ASME Turbo Expo 2014: Turbine Technical Conference and Exposition,

Düsseldorf, Germany, 2014. – Р. V02AT41A014 (doi: 10.1115/GT2014-27134).

91. Detandt Y. Aeroacoustics research in Europe: The CEAS-ASC

report on 2014 highlights. Journal of Sound and Vibration. 2015. V. 357. P. 107–

127. doi: 10.1016/j.jsv.2015.07.005

92. Dittmar J. H. Cruise Noise of the SR-2 Model in a Wind Tunnel /

J. H. Dittmar // NASA Technical Memorandum 101480, 29 р. Режим доступу

https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19890015515.pdf

93. Farassat, F., Dunn, M.H., Tinetti, A.F., Nark, D.M. 2009 Open Rotor

Noise Prediction Methods at NASA Langley– A Technology Review. 15th

https://link.springer.com/journal/11441

https://link.springer.com/journal/11441/58/4/page/1

https://arc.aiaa.org/doi/pdf/10.2514/1.C034845

https://www.sciencedirect.com/science/journal/0022460X


144

AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference (30th AIAA Aeroacoustics Conference),

pages AIAA 2009-3133, Miami, Florida (doi.org/10.2514/6.2009-3133).

94. Giauquea, A. Numerical error analysis with application to transonic

propeller aeroacoustics [Теxt]/ A.Giauquea, B.Ortunb, B.Rodriguezb, B.Caruellec

// Computers & Fluids. – 2012. – V. 69. – P.20-34.

doi:10.1016/j.compfluid.2012.07.022

95. Gliebe P.R. Aeroacoustics in Turbomachines and Propellers —

Future Research Needs / P.R. Gliebe // Unsteady Aerodynamics, Aeroacoustics,

and Aeroelasticity of Turbomachines and Propellers. New York: Springer, 1993.

– P.619-642. doi: 10.1007/978-1-4613-9341-2_31.

96. Goward G.W. Progress in coatings for gas turbine airfoils // Surface

and Coatings Technology. 1998. P. 73-79, 108-109.

97. Hager R. D. Advanced Turboprop Project / R. D. Hager, D. Vrabel.

NASA SP-495. – 134р. Режим доступу:


98. Hazel B., Rigney J., Gorman M., Boutwell B., Darolia R.

Development of improved bond coat for enhanced turbine durability //

Superalloys. 2008. P.753-760.

99. Haynes J.A., Pint B.A., Porter W.D., Wright I.G. Comparison of

Thermal expansion and oxidationbehavior of various high-temperature coating

materials and superalloys //Materials at High Temperature. 2003. P. 87-94

100. Hildebrandt, T., Thiel, P., Albert, S., Vilmin, S. 2014 Applying an

extended non linear harmonic method to a CROR configuration with emphasis on

the acoustic signature. Proceedings of ASME Turbo Expo 2014: Turbine Technical

Conference and Exposition, pages V02AT41A001, ASME, Düsseldorf, Germany

(doi: 10.1115/GT2014-25061).

101. Huenecke K. Jet engine. 6th impression. Shrewsbury, 2003. 242 p.

102. Janardan B. A. Acoustic characteristics of counterrotating unducted

fans from modelscale tests / B. A. Janardan, P. R. Gliebe // Journal of Aircraft. –

1990. – V. 27. – N. 3. – P. 268-275. doi.10.2514/3.45929

https://doi.org/10.2514/6.2009-3133


https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/3.45929

https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/3.45929

145

103. Jaron R. Optimization of Trailing-Edge Serrations to Reduce Open-

Rotor Tonal Interaction Noise / R. Jaron, A. Moreau, S. Guerin, R. Schnell //

ISROMAC 2016 International Symposium on Transport Phenomena and

Dynamics of Rotating Machinery Hawaii, Honolulu April 10-15, 2016. р. 1-9.

104. Jeracki R. J. Low and High Speed Propellers for General Aviation -

Performance Potential and Recent Wind Tunnel Test Results / R. J. Jeracki,

G. A. Mitchell // NASA Technical Memorandum 81745. Режим доступа:


105. Lewy S. Semi-empirical prediction of tone noise due to counter-

rotating open rotors / S. Lewy // Proceedings of 20th International Congress on

Acoustics, ICA 2010, Sydney, Australia ICA 23-27 August 2010. – р. 1-6.

106. Lieser, J.A. Aeroacoustic design of a 6-bladed propeller [Теxt]

/J.A.Lieser, D.Lohmann, C.-H.Rohardt // Aerospace Science and Technology. -

1997. – V. 1. – N. 6 – P. 381–389. doi:10.1016/S1270-9638(97)90012-2

107. Moshkov P. A., Samokhin V. F. Integral Model of Noise of an

Engine-Propeller Power Plant. Journal of Engineering Physics and Thermophysics.

2018. V. 91, № 2. P. 332–338. doi: 10.1007/s10891-018-1753-8

108. New Aero Engine Core concepts

https://cordis.europa.eu/project/rcn/79961/factsheet/en

109. Protecting the environment and the energy supply URL:

https://www.acare4europe.org/sria/flightpath-2050-goals/protecting-environment-

and-energy-supply-0 (дата звернення 10.09.2019)

110. Rahier, G. Comparison of surface and volume integral methods for

transonic propeller acoustic predictions [Теxt]/ G. Rahier // Computers & Fluids. –

2018. – V. 179. – P.178-193. doi:10.1016/j.compfluid.2018.10.015

111. Rydlewicz, W. Experimental Investigations of Acoustic

Characteristics of Two Counter–Rotating Rotors [Теxt] / W. Rydlewicz,

J. R. Blaszczak // Mechanics and Mechanical Engineering. – 2016. – V. 20. – N. 6.

– P.489–497.




https://cordis.europa.eu/project/rcn/79961/factsheet/en

https://www.acare4europe.org/sria/flightpath-2050-goals/protecting-environment-and-energy-supply-0

https://www.acare4europe.org/sria/flightpath-2050-goals/protecting-environment-and-energy-supply-0

146

112. Samokhin V. F. Semiempirical method for estimating the noise of a

propeller. Journal of Engineering Physics and Thermophysics. 2012. V. 85, №5.

Р. 1157–1166. doi: 10.1007/s10891-012-0758-y

113. Scharpf D. F., Mueller T. J. An experimental investigation of the

sources of propeller noise due to the ingestion of turbulence at low speeds.

Experiments in Fluids, 1995. V. 18, Issue 4. P. 277–287. doi: 10.1007/BF0019509

114. Shafrik R., Sprague R. Superalloy technology - a perspective on

critical innovations for turbine engines // Key Engineering Materials. 2008. V.380

P.113-134

115. Stürmer A., Akkermans R. A. D. Multidisciplinary analysis of CROR

propulsion systems: DLR activities in the JTI SFWA project. CEAS Aeronautical

Journal. 2014. V. 5, №3. Р. 265–277. doi: 10.1007/s13272-014-0105-4.

116. Sui Ch., Lee K., Huque Z., Kommalapati R. R. TRANSITIONAL

EFFECT ON TURBULENCE MODEL FOR WIND TURBINE BLADE.

Proceedings of the ASME 2015 Power and Energy conversion Conference

PowerEnergy 2015 June 28-July 2, 2015, San Diego, California, USA 8 pages

117. Tereshchenko, Yu. Examining the effect of annular injection on the

parameters of the axial compressors stage [Тext]/ / Yu. M.Tereshchenko,

E.Doroshenko, I.Lastivka, Yu. Yu.Tereshchenko // Eastern–European Jornal of

Enterprise Technologies. – 2017. – №5/7(89). – С. 53–58. doi: 10.15587/1729–

4061.2017.109556

118. Tereshchenko, Y. Gas–dynamic influence on aerodynamic trails

behind the gas–turbine engine stator elements [Text]/ Y. Tereshchenko,

I. Lastivka, K. Doroshenko, O. Nechyporuk// The advanced Science. – 2013. –

№ 3 – P. 71–77.

119. Tereshchenko, Yu. Numerical study of flow in the stage of axial

compressor with different topology of computation grid. [Тext]//

Yu. M.Tereshchenko, E.Doroshenko, I.Lastivka, Yu. Yu.Tereshchenko // Eastern–

European Jornal of Enterprise Technologies. – 2017. – №3/7(7). – С. 28–33, doi:

10.15587/1729–4061.2017.101315







147

120. Titarev V. A., Faranosov G. A., Chernyshev S. A., Batrakov A. S.

Numerical Modeling of the Influence of the Relative Positions of a Propeller and

Pylon on Turboprop Aircraft Noise. Acoustical Physics. 2018. V. 64, Issue 6.

P. 760–773. doi: 10.1134/S1063771018060118

121. Usenko V. Y. Effect of reduced diameter of the propeller fan second

row on acoustic emission/ V. U. Usenko, K.V. Doroshenko // Proceeding of The

Fourteenth International Scientific Conference "AVIA-2019", April 23-25, 2019,

Kyiv, P. 20.12-20.14

122. Usenko, V.Y. Effect of RPM on acoustic emission of the gas turbine

engine coaxial propfan / V.Y. Usenko, K. V. Doroshenko // Материалы



Одесса, Украина, 2019. –С.180

123. Walston, W.S. A new type of microstructural instability in

superalloys-SRZ/In / W.S. Walston, J.C. Schaefer, W.H. Murphy //Superalloys. –

1996. – P. 9-18

124. Woodward R. P. Measured Noise of a Scale Model High Speed

Propeller at Simulated Takeoff/Approach Conditions [Електронний ресурс]/

R. P. Woodward // NASA Technical Memorandum 88920 AIАА-87-0526 29р.


125. Woodward R. P. Noise of a Model Counterrotation Propeller With

Reduced Aft Rotor Diameter at Simulated Takeoff/Approach Conditions (F7/A3)

[Електронний ресурс]/ R. P. Woodward // NASA Technical Memorandum

100254 AIAA- 88-0263 30р. Режим доступу


126. Woodward R. P. Noise of a Model High Speed Counterrotation

Propeller at Simulated Takeoff/Approach Conditions (F7/A7) [Електронний

ресурс]/ R. P. Woodward // NASA Technical Memorandum 100206 AIAA-87-

2657, 25р. Режим доступу:







148

127. Yang, L. A numerical study of the effects of design parameters on the

acoustics noise of a high efficiency propeller / L. Yang , J. Y. M. Huang,

Ch. Zhang, Q. Xiao // Acoustical Physics. –2017. –V. 63, № 6. – Р. 699–710. doi:

10.1134/S1063771017060033.

128. Yang, Y. Propeller and inflow vortex interaction: vortex response and

impact on the propeller performance / Y. Yang, T. Zhou, A. Sciacchitano,

L. Veldhuis, G. Eitelberg // CEAS Aeronautical Journal. – 2016. – V.7, №3. –

P. 419–428. doi:10.1007/s13272-016-0198-z

129. Zante, D.E. Prediction of the aero-acoustic performance of open rotors

/ D.E. Zante, E. Envia // Proceedings of ASME Turbo Expo 2014: Turbine

Technical Conference and Exposition, Düsseldorf, Germany, 2014. –

P. V02AT41A008, (doi: 10.1115/GT2014-26413).

130. Zhang X. Aircraft noise and its nearfield propagation computations /

X. Zhang // Acta Mechanica Sinica. – 2012. – V. 28, Issue 4. – P. 960–977. doi:

10.1007/s10409-012-0136-1.






154

ДОДАТОК Г

СПИСОК ОПУБЛІКОВАНИХ ПРАЦЬ ЗА ТЕМОЮ ДИСЕРТАЦІЇ

Наукові праці, в яких опубліковані основні наукові результати


1. Усенко В. Ю. Чисельне моделювання шуму гвинтовентилятора

[Текст]/ В.Ю. Усенко // Вісник інженерної академії України. – 2018. - №3. -

с.45-48.

2. Усенко В.Ю. Оцінка акустичної емісії гвинтовентилятора при

зменшенні діаметру другого ряду гвинтовентилятора [Текст]/ В.Ю. Усенко,

К.В. Дорошенко // Вісник інженерної академії України. – 2018. – №4. –

с.17-20.

3. Усенко В.Ю. Вибір моделі турбулентної в'язкості для моделювання

шуму гвинтовентилятора [Текст]/ В.Ю. Усенко, М.М. Мітрахович,

К.В. Дорошенко // Вчені записки Таврійського національного університету

ім. В.І. Вернадського. Серія Технічні науки. – 2019. - Т.30(69), №1. - С. 6-11.

4. Усенко В.Ю. Методика урахування акустичних втрат


[Текст]/В.Ю. Усенко // Екологічні науки. -2019. -№24. - С. 164-168.

5. Усенко В.Ю. Діаграма направленості акустичного випромінювання

співвісного гвинтовентилятора [Текст]/ В.Ю. Усенко // Наукоємні технології.

– 2019. - Т.41, №1. - С. 152-156.

Наукові праці, які засвідчують апробацію матеріалів дисертації

6. Усенко В. Ю. Шум повітряних гвинтів [Текст]/ В.Ю. Усенко //



2019 р.), с. 3-5.

155

7. Усенко В. Ю. Проблема зниження шуму літаків [Текст]/

В.Ю. Усенко // Матеріали ХІХ Міжнародної науково-практичної конференції

молодих учених і студентів «Політ. Сучасні проблеми науки», 1-5 квітня,

Київ, 2019р.


on acoustic emission [Текст]/ V. U. Usenko, K.V. Doroshenko // Proceeding of

The Fourteenth International Scientific Conference "AVIA-2019", April 23-25,

2019, Kyiv, P. 20.12-20.14


енергетичному балансі авіаційної силової установки [Текст]/ В.Ю. Усенко,


космонавтика: стан, досягнення і перспективи», 16 квітня, м.

Кропивницький, Україна.


engine coaxial propfan [Текст]/ V.Y. Usenko, K. V. Doroshenko // Материалы



Одесса, Украина, 2019, С.180.

Наукові праці, які додатково відображають наукові результати




монография / В.М. Смирнов, Е.Т. Василевский, А.Г. Гребенников,


12. Терещенко Ю.М. Урахування режимів запирання течії в останніх

ступенях при розрахунках газодинамічної стійкості багатоступеневого

компресора [Текст] /Ю.М. Терещенко, Ю.Ю. Терещенко, К.В. Дорошенко,

В.Ю. Усенко // Вісник інженерної академії України. – 2018. - №2. - с.234-238.

156

13. Терещенко Ю.Ю. Профільний опір мотогондоли газотурбінного



зношування. – 2018. - №4(81). – С. 64-73.


ступені осьового компрессора газотурбінного двигуна [Текст]/

Ю.М. Терещенко, Ю.Ю. Терещенко, К.В. Дорошенко, В.Ю. Усенко // Збірник

наукових праць ДНДІ авіації. – 2018. – Вип.14 (21). – С.77-81.

МЕТОДИКА ВРАХУВАННЯ АКУСТИЧНИХ ВТРАТ...

Documents