Влияние основных геометрических параметров аэродинамической компоновки летательного аппарата на уровень звукового удара в крейсерском сверхзвуковом полёте тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 00.00.00, кандидат наук Новиков Максим Павлович

• Новиков Максим Павлович
• кандидат наук
• 2024

Оглавление диссертации кандидат наук Новиков Максим Павлович

ВВЕДЕНИЕ

1 ПРАКТИЧЕСКОЕ ПРИМЕНЕНИЕ ОСНОВ ТЕОРИИ ЗВУКОВОГО

УДАРА

1.1 Методология расчетной оценки звукового удара на базе классической теории

1.2 Сходимость численного метода расчета звукового удара с натурным экспериментом

1.2.1 Методика проведения расчетных и экспериментальных исследований

1.2.2 Сравнение результатов расчетных и экспериментальных исследований измерения уровня громкости звукового удара

1.3 Эквивалентные СГС тела вращения с теоретически минимальным уровнем звукового удара

1.4 Применение эквивалентных тел вращения с теоретически минимальным уровнем звукового удара для разработки СГС

Выводы к Главе

2 АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СХЕМА ПЛАНЕРА СГС С НИЗКИМ УРОВНЕМ ЗВУКОВОГО УДАРА

2.1 Возможные схемы планера СГС, оценка их основных аэродинамических характеристик и уровня звукового удара в крейсерском полёте

2.2 Возможности снижения уровня звукового удара планера в схеме утка

2.3 Возможности снижения уровня звукового удара планера в схеме

бесхвостка

2.4 Возможности снижения уровня звукового удара планера нормальной

схемы

2.5 Влияние расположения силовой установки на характеристики звукового удара

Выводы к Главе

3 ФОРМИРОВАНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ КОМПОНОВОК СГС С НИЗКИМ УРОВНЕМ ЗВУКОВОГО УДАРА

3.1 Формирование рациональной аэродинамической компоновки перспективного

СГС с низким уровнем звукового удара

3.1.1 Аэродинамические характеристики базовой компоновки

3.1.2 Характеристики силовой установки с пакетным размещением на верхней поверхности фюзеляжа

3.1.3 Массовые характеристики базовой компоновки СГС

3.1.4 Система шумоглушения, аэродинамические и экологические характеристики соплового аппарата базовой компоновки СГС

3.2 Параметрические исследования выбора рациональной размерности крыла и тяги двигателя СГС

3.3 Аэродинамические компоновки СГС различного назначения с низким уровнем звукового удара в крейсерском сверхзвуковом полёте

3.3.1 Демонстратор сверхзвукового гражданского самолёта с перспективным ТРДД ПД-14С

3.3.2 Демонстратор сверхзвукового гражданского самолёта с существующими ТРДД АЛ-31БФ

3.3.3 Сверхзвуковой деловой самолёт (СДС)

3.3.4 Сверхзвуковой деловой/пассажирский самолёт (СДС/СПС) с максимальной взлётной массой 125-130 тонн

3.3.4 Сверхзвуковой деловой/пассажирский самолёт (СДС/СПС) с максимальной взлётной массой 170 тонн

3.3.5 Сверхзвуковой пассажирский самолёт (СПС)

Выводы к Главе

4 ФОРМИРОВАНИЕ РЕКОМЕНДАЦИЙ ДЛЯ РАЗРАБОТКИ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ КОМПОНОВОК СГС С НИЗКИМ УРОВНЕМ ЗВУКОВОГО УДАРА

Выводы к Главе

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

ВВЕДЕНИЕ

Задачи оценки уровня звукового удара (ЗУ) и его снижения появились в ходе создания сверхзвуковых пассажирских самолётов (СПС) первого поколения в нашей стране и за рубежом. Уровень звукового удара СПС первого поколения в крейсерском полёте нормировался по перепаду избыточного давления в головном скачке К-образной волны и составлял у СПС Ту-144 и «Конкорд» -110-120 Па (рис. 1, рис. 2).

Рис. 1 - СПС Ту-144 (СССР)

I

Рис. 2 - СПС «Конкорд» (Англия, Франция)

Актуальность решения этих задач при формировании компоновок перспективных сверхзвуковых гражданских самолётов (СГС) не утрачена и сегодня. В настоящее время процесс формирования новых требований по уровню ЗУ не завершён. Предполагается перейти от нормирования пороговых уровней звукового удара по перепаду избыточного давления в термины громкости. От

«двухрежимных» СПС (полёт над населённой местностью на дозвуковом режиме), осуществлявших сверхзвуковой полёт над океаном или малонаселённой местностью, предполагается перейти к формированию СГС с «низким» уровнем громкости звукового удара для сверхзвуковых полётов над населённой местностью [1, 2]. Теоретически это возможно при существенном снижении полётной массы до 3 т, что не представляет практического интереса для пассажирского транспорта, или за счёт формирования аэродинамической компоновки с эпюрой избыточного давления в ударной волне отличной от простой ^образной [2].

До настоящего времени, среди разработчиков авиационной техники в нашей стране и за рубежом существует устойчивое мнение о возможности достижения «низкого» уровня громкости звукового удара только для СГС существенно меньшей массы, чем у СПС первого поколения. Этим обусловлено основное внимание разработчиков авиационной техники к созданию сверхзвуковых деловых самолётов (СДС) на 8-12 пассажиров в салоне бизнес-класса (рис. 3) [2].

Рис. 3 - Сверхзвуковой административный самолёт (САС) ЗАО «ГСС» с эпюрой избыточного давления отличной от простой N-образной [2]

На авиационно-космическом салоне во Франции в 2007 году был представлен проект СДС объединенной компании «SAI & LM Aero» (рис. 4).

Рис. 4 - Проект «SAI & LM Aero»

Самолёт на 8-12 пассажиров с максимальной взлётной массой 69 т и максимальной крейсерской скоростью полёта, соответствующей числу М=2, с практической дальностью полёта около 7400 км. По предварительным оценкам авторов, предлагаемая компоновка может выполнять крейсерский полёт над населённой сушей. Аэродинамическая компоновка также содержит ряд мероприятий, позволяющих снизить интенсивность звукового удара:

- специальное распределение площадей поперечных сечений по длине фюзеляжа;

- положительная V-образность у корня крыла, позволяющая сместить вниз по потоку возмущения от сильно нагруженных консолей крыла;

- специальный дизайн горизонтального оперения, позволяющий снизить амплитуду отрицательных перепадов давления в замыкающем скачке сигнатуры;

- компоновка обеспечивает модификацию N-образной волны как в положительной, так и в отрицательной фазах (рис. 4).

Проект компоновки СДС компании Боинг (рис. 5) на 8-12 пассажиров, с максимальной взлётной массой 58 т и максимальной крейсерской скоростью

полёта, соответствующей числу М=1.6. Представленный самолёт, по предварительным оценкам авторов, будет способен совершать крейсерский сверхзвуковой полёт над малонаселённой сушей и океаном, на практическую дальность около 9000 км. Тем не менее, авторы проекта предприняли определённые меры, позволяющие снизить интенсивность звукового удара (рис. 5).

Демонстрация возможностей достижения низкого уровня звукового удара проводилась на летательных аппаратах (ЛА) с максимальными взлётными массами существенно меньшими, чем требуется для размещения хотя бы кабины экипажа. Например, аэрокосмическое исследовательское агентство Японии 1ЛХЛ выполнило цикл расчетных, конструкторских работ и лётный эксперимент, посвященные исследованию возможности реализации низкого уровня звукового удара и шума силовой установки. С этой целью была спроектирована и изготовлена дистанционно-пилотируемая демонстрационная модель (рис. 6) [3]. На расчетном крейсерском режиме полёта при числе М=1.6 на высоте Н=16 км продемонстрирована модифицированная сигнатура ЗУ. Модификация К-образной волны достигнута как в положительной, так и в отрицательной фазах сигнатуры.

Рис. 5 - Проект СДС Боинг

13.0m

w=3.000kg CL=0

-M

Ло 0 70 40 «О M

Tim* [m]

Рис. 6 - Демонстратор JAXA (Япония) [3]

Из представленных проектов видны общие тенденции в аэродинамической компоновке с низким уровнем громкости звукового удара. Например, на всех компоновках отчетливо видны S-образные формы обвода нижнего батокса и средней линии фюзеляжа. Применяется положительная V-образность у корня крыла. Для модификации N-образной волны как в положительной, так и в отрицательной фазах применяется нормальная схема планера. За счет применения таких технических решений разработчики смогли добиться модификации N-образных волн в эпюрах ЗУ.

Проведенные исследования [4, 5] также показали, что снижение интенсивности звукового удара возможно не только за счет уменьшения полётной массы, но и за счет компоновочных и специальных решений в части внешних обводов ЛА большой массы (рис. 7).

Рис. 7 - Возможность снижения звукового удара от ЛА с массой 330 т [4]

Настоящая работа посвящена изучению взаимосвязи уровня громкости звукового удара с массой ЛА и возможностей его снижения за счет схемы аэродинамической компоновки, формы и геометрических размеров её основных элементов.

В настоящее время идёт процесс формирования общепринятых требований по уровню громкости звукового удара, пороговым уровням, метрикам и правилам его измерения [6]. Вопрос о том, какой же уровень звукового удара можно допустить при эксплуатации сверхзвуковых самолетов, вышел в ряд важных и принципиальных. При решении этого вопроса следует учитывать целый ряд особенностей данного явления (рис. 8):

- имеется зона первичного звукового удара под трассой полета, где избыточное давление может составлять 50...150 Па; площадь зоны измеряется десятками тысяч км2 (40 .80 км шириной);

- форма волны имеет импульсный характер с продолжительностью 100. 300 мс, с двумя основными скачками — головным и хвостовым;

- есть зона фокусировки звукового удара, где избыточное давление в 2-4 раза выше номинального при отсутствии фокусировки; площадь этой зоны составляет порядка 1000 км2 (50x20 км);

- зона тени не ограничена, а избыточное давление составляет всего несколько Па с убыванием от трассы;

- зона вторичного звукового удара, с уровнями 1.. .10 Па, большой площади, может возникать за сотни километров от трассы при определенном состоянии атмосферы.

Рис. 8 - Зоны слышимости ЗУ вдоль траектории полета сверхзвукового самолета

от взлета до посадки [43]

Присутствие скачков давления означает наличие высокочастотных компонент в спектре возмущений в волне звукового удара. В спектре имеется также мощная инфразвуковая составляющая. Стоит отметить, что при распространении слабых ударных волн в атмосфере присутствуют явления абсорбции и дисперсии, которые сглаживают скачки перепадов давления и «размазывают» эпюру звукового удара, что, в свою очередь, приводит к снижению громкости высокочастотных компонент в спектре возмущений (рис. 9).

Ц dB

Абсорбция и дисперсия

50

0

-50

Л, Нг

ю

100

юоо

10000

Рис. 9 - Влияние абсорбции и дисперсии на частотный спектр волны звукового

Воздействие звукового удара на человека, животных и окружающую среду многообразно:

- испуг от внезапного громкого хлопка (отметим, что пороговый уровень слухового аппарата человека составляет 2*10-5 Па [7]);

- беспокойство и раздражение, учащение сердцебиения, повышение кровяного давления и прочие проявления физиологических реакций;

- чувство тревожности и дискомфорта, вызванное инфразвуковой составляющей сигнала, неощутимой слухом;

- повышенная обеспокоенность в животном мире, возможное нарушение жизненных циклов воспроизводства и др.;

- дрожание и дребезжание оконных стекол и других непрочно закрепленных элементов сооружений; в некоторых постройках могут образовываться трещины, а в редких случаях при многократных воздействиях могут происходить разрушения ветхих сооружений.

При изучении влияния звукового удара на людей основное внимание обращено на воздействие наиболее часто встречающихся и наиболее мощных возмущений (в первичной зоне слышимости) магнитудой 20.200 Па. Степень воздействия звукового удара зависит от его интенсивности. Мера интенсивности,

удара

при ближайшем рассмотрении, характеристика не столь определенная, как кажется на первый взгляд (рис. 10).

р, Па

а)

( 0, 0\0, 10 Л с

\

\

б)

\

) 0, 05 10 Гл с

\

N

в)

: / *

Г \

N \

) 0, 05\) 10 Го, 15 с

\ ч (

N 1:

Рис. 10 - Типичные сигнатуры волн ЗУ для самолёта с массой 45 тонн [43]

Эпюра избыточного давления ударной волны может быть описана рядом параметров: количеством и амплитудой скачков давления в пакете, общей длительностью и временными интервалами между промежуточными скачками, магнитудой (абсолютным максимумом давления). Вполне разумно, в качестве меры использовать такой параметр, который отражал бы все эти факторы.

Важным параметром звукового удара, характеризующим меру его воздействия, является громкость. Этот параметр при изучении явления звукового удара был введен значительно позже, чем первоначально используемые и ставшие традиционными избыточное давление и магнитуда. Громкость - понятие, часто применяемое в акустических приложениях для оценки интенсивности и нормирования шумов разной природы. Расчет громкости проводится в соответствии с известным алгоритмом [7]. Для получения частотного спектра используем преобразование Фурье (где время отнесено к одной секунде):

Далее вычисляется интеграл

Ь

101оё10

1

2-

-й

с1ио

где ю1 и ®2 - граничные частоты преобразования Фурье. Этот интеграл дает отношение энергии в сигнале к пороговому уровню чувствительности человека. Для удобства принято пользоваться логарифмической шкалой - например, сигнал в 140 ёБ превосходит порог в 107 раз. Спектр интегрируется с весовой функцией Ж, которая учитывает разную чувствительность уха к разным частотам.

Существует несколько методик и, соответственно, шкал оценки уровня громкости. Эта множественность связана с тем, что сигналы, в тех или иных обстоятельствах, имеют свои особенности, субъективно воспринимаются по-разному и характеристики для них формируются с учетом этого разнообразия. В работах [7 - 10] описаны подходы и даны алгоритмы такого учета. Однако то, как надо далее использовать эти усовершенствованные оценки звукового удара, пока не ясно — еще не созданы стандарты, нет норм. В некоторых источниках приводятся результаты экспериментальных лабораторных исследований (см. например, [9]), в которых изучалась реакция человека на различные форму и интенсивность ударной волны, показанные на рис

Рис. 11 - Формы волны звукового удара в экспериментах [9]

По результатам исследований был сделан предварительный вывод о том, что наиболее подходящими метриками являются оценки по шкалам A-SEL и PL (рис. 12). В этих метриках есть санитарные и экологические нормы, что позволяет выносить обоснованные суждения о степени приемлемости звукового удара в

задачах, связанных с поиском форм летательного аппарата, снижающих или минимизирующих уровень воздействия звукового удара на человека.

Рис. 12 - Корреляция между интенсивностью звукового удара в разных метриках и рейтингом отклика (0 - нет реакции, 10 - чрезвычайно громко) [9]

Как видно из рис. 12, наиболее характерный и часто используемый параметр эпюры избыточного давления - магнитуда - неадекватно отражает степень реакции людей на воздействие волны звукового удара. В работах [9, 11, 12] также даны зависимости реакции людей на звуковой удар разной интенсивности (рис. 13).

Процент "недовольных

100

A-SEL метрика

20

40

60

80

0

65

Громкость L, dBA

Рис. 13 - Процентные доли «несогласных» с громкостью звукового удара разной

Звуковой удар с уровнем громкости в 72~dB по шкале А-SEL приемлем по результатам опроса для 88 % испытуемых. Можно предположить, что самолеты с таким уровнем громкости звукового удара пригодны к эксплуатации над населенной сушей с некоторыми ограничениями, например, только в дневное время суток. Уровень в 65 dBA представляется достаточно приемлемым с точки зрения большинства опрошенных и может служить подходящим критерием для установления границы допустимых звуковых ударов при полетах над населенными территориями без ограничений маршрута следования и времени суток.

На основании изложенного можно полагать, что при проектировании СГС нового поколения возможно использование A-SEL метрики и пороговых уровней громкости в крейсерском полёте 65-72 dBA. Для справки - уровень громкости звукового удара СПС первого поколения в начале крейсерского полёта мог достигать ~ 93-95 dBA.

интенсивности [9]

Помимо требований низкого звукового удара, существуют общепринятые экологические нормы, связанные с шумом в зоне аэропорта. Учитывая это обстоятельство, подход к формированию облика представленных в работе компоновок перспективных СГС заключался в безусловном выполнении этих требований.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Влияние основных геометрических параметров аэродинамической компоновки летательного аппарата на уровень звукового удара в крейсерском сверхзвуковом полёте»

Актуальность темы диссертации.

Актуальность темы диссертационной работы определяется интересом к разработке сверхзвуковых гражданских самолётов (СГС) нового поколения как в России, так и за рубежом. В настоящее время в США созданы два самолёта демонстратора технологий СГС (ХВ-1, Х-59) [46]. На базе этих самолётов-демонстраторов планируется, в том числе, проведение исследований по обоснованию пороговых значений громкости звукового удара (ЗУ).

Работа посвящена исследованию возможностей снижения громкости ЗУ компоновок СГС различного назначения в диапазоне максимальных взлётных масс 25-265 т. На базе многодисциплинарного подхода разработаны рекомендации по формированию аэродинамических компоновок СГС с низким уровнем громкости ЗУ.

Разработан возможный облик демонстратора сверхзвукового гражданского самолёта (ДСГС), предназначенный как для обоснования пороговых уровней громкости ЗУ в перспективные нормы, так и для комплексной отработки технологий СГС с низким уровнем громкости ЗУ в натурных условиях.

Выработанные в ходе выполнения диссертационной работы рекомендации могут сократить сроки создания перспективных компоновок СГС.

Цели и задачи диссертации:

• выбор метода расчета сигнатуры и уровня громкости ЗУ летательного аппарата в крейсерском полёте;

• выбор целевых функций для формирования компоновок СГС с низким уровнем громкости ЗУ;

• выбор схемы планера СГС с низким уровнем громкости ЗУ;

• формулировка основных составляющих и параметров алгоритма многодисциплинарного подхода определения рациональных размеров тяги двигателей и площади крыла СГС с низким уровнем громкости ЗУ, с учетом основной транспортной задачи и других экологических требований;

• разработка семейства аэродинамических компоновок перспективных СГС с низким уровнем громкости ЗУ, включая ДСГС;

• разработка рекомендаций по созданию аэродинамических компоновок перспективных СГС с низким уровнем громкости ЗУ с учётом транспортной задачи.

Объект исследования

Объектом исследования являются компоновки СГС различного назначения с низким уровнем громкости ЗУ.

Методы исследования:

- численный расчет обтекания компоновки летательного аппарата (ЛА) конечно-разностным методом на базе решения уравнений Эйлера;

- численный расчет распространения ударной волны на базе классической квазилинейной теории;

- экспериментальные исследования аэродинамических характеристик моделей в аэродинамических трубах (АДТ) ЦАГИ и измерение интенсивности ЗУ в лётном эксперименте;

- численный многодисциплинарный метод определения рациональных размеров тяги двигателей и площади крыла СГС.

Научная новизна:

• для формирования компоновок СГС с низким уровнем громкости ЗУ применены целевые функции эквивалентных тел вращения с теоретически минимальным ЗУ (тела МЭТВ);

• алгоритм многодисциплинарного метода определения рациональных размеров площади крыла и тяги двигателя адаптирован к задаче проектирования СГС с низким уровнем громкости ЗУ;

• определены взаимосвязи между аэродинамической схемой планера, размещением силовой установки самолёта и возможностью реализации низкого уровня громкости ЗУ;

• определены взаимосвязи уровня громкости ЗУ с массовыми и геометрическими параметрами СГС.

Практическая ценность:

• результаты оценки громкости ЗУ перспективных СГС с взлётной массой от 25 до 265 тонн могут быть использованы для выработки предложений в обновлённые требования в части пороговых значений громкости ЗУ СГС;

• результаты исследований представлены, в том числе, в отчетах ФАУ «ЦАГИ» в рамках выполнения государственных контрактов;

• разработанные рекомендации могут быть использованы в конструкторских бюро на этапе разработки аэродинамических компоновок СГС различного назначения с низким уровнем громкости ЗУ.

Личный вклад автора:

• разработан алгоритм и математический аппарат определения целевых функций для формирования СГС с низким уровнем громкости ЗУ;

• алгоритм многодисциплинарного метода определения рациональных размеров площади крыла и тяги двигателя адаптирован применительно к СГС с низким уровнем громкости ЗУ;

• расчет аэродинамических, газодинамических и технических параметров на траектории разгона, крейсерского полёта и оценки характеристик ЗУ СГС различного назначения;

• на основе систематических параметрических расчетных исследований эквивалентных тел вращения с теоретически минимальным уровнем громкости

ЗУ и аэродинамических компоновок СГС в диапазоне максимальных взлётных масс 25-265 т определена взаимосвязь уровня громкости ЗУ с массовыми и геометрическими параметрами СГС.

Достоверность результатов.

Численные методы, использованные в работе для оценки характеристик ЛА различного назначения, обладают необходимой удовлетворительной сходимостью с результатами стендового эксперимента в части оценки аэродинамических характеристик и с результатами лётного эксперимента по измерению интенсивности и громкости звукового удара.

Положения, выносимые на защиту:

• результат исследований по выбору целевых функций для формирования геометрии СГС с низким уровнем ЗУ в крейсерском сверхзвуковом полёте;

• результат численных исследований по выбору аэродинамической схемы планера СГС с низким уровнем громкости ЗУ;

• методология, основные составляющие и параметры многодисциплинарного алгоритма определения формы, рациональных размеров площади крыла и тяги двигателей компоновок СГС различного назначения, с учетом основной транспортной задачи и экологических требований;

• рекомендации по методологии определения основных геометрических параметров аэродинамических компоновок СГС с максимальными взлётными массами 25-265 т, с крейсерской скоростью, соответствующей числу М-1.8, с низким уровнем громкости ЗУ.

Апробация результатов

Результаты, представленные в работе, были апробированы на следующих конференциях:

1) XXVII научно-техническая конференции по аэродинамике (г. Жуковский,

2016);

2) XXX научно-техническая конференция по аэродинамике (пос. Володарского 2019);

3) XXXI научно-техническая конференция по аэродинамике (г. Жуковский, 2020);

4) XXXII научно-техническая конференции по аэродинамике. (парк-отель «Яхонты», 2021);

5) Международная конференция «Фундаментальные проблемы создания СПС нового поколения» в рамках научного форума «Национальная экосистема высокоскоростного транспорта». (Сочи, 2022);

6) научно-практическая конференции аспирантов памяти А.К. Мартынова. (г. Жуковский, 2022);

7) научный симпозиум «Глобальные вызовы авиационно-космической науки XXI века» в рамках Международного конгресса по аэронавтике (г. Москва, 2023).

Публикации.

Основные результаты, изложенные в диссертации, отражены в 19 работах, в том числе в 3 статьях в журналах, включенных в перечень рецензируемых научных изданий ВАК, в которых должны быть опубликованы основные научные результаты диссертаций на соискание ученой степени кандидата наук, на соискание ученой степени доктора наук, в 10 публикациях в сборниках материалов международных научных и научно-технических конференций. Получено 7 патентов.

В изданиях из списка ВАК РФ:

1. Новиков М.П. Сверхзвуковые гражданские самолеты с низким уровнем звукового удара / С.В. Ляпунов, А.П. Новиков, М.П. Новиков, С.Л. Чернышев, В.Г. Юдин // Полет. -2018. - № 11. - С.30-36.

2. Новиков М.П. Выбор типа эквивалентного тела вращения с минимальным звуковым ударом / М.П. Новиков // Ученые записки ЦАГИ. -2022. -№ 6. - С.13-18.

3. Новиков М.П. Результаты измерений и расчетная оценка громкости звукового удара самолёта / А.Ю. Наквасин, Н.С. Григорьев, А.Н. Степаненко, М.П. Новиков, А.В. Потапов, В.Г. Юдин // Ученые записки ЦАГИ. -2024. - № 1. -С. - .

Патенты:

1. Патент RU 196128 Ш, Российская Федерация, МПК B64C 30/00. Сверхзвуковой гражданский самолёт / Забродин Р.В. (ЯЦ), Ляпунов С.В. (ЯЦ), Новиков А.П. (ЯЦ), Новиков М.П. (Яи), Потапов А.В. (ЯЦ), Трифонов А.К. (RU), Шенкин А.В. (ЯЦ), Юдин В.Г. (ЯЦ); заявитель и патентообладатель: Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского» (ФГУП «ЦАГИ») (ЯЦ). - № 2019137973; заявл. 25.11.2019, опубл. : 18.02.2020, Бюл. №5.

2. Патент ЯЦ 196781 Ц1, Российская Федерация, МПК В64С 30/00. Воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолёта / Ибрагимов М.Р. (ЯЦ), Новиков А.П. (ЯЦ), Новиков М.П. (Яи), Трифонов А.К. (ЯЦ), Юдин В.Г. (ЯЦ); заявитель и патентообладатель: Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского» (ФГУП «ЦАГИ») (ЯЦ). - № 2019139236; заявл. 03.12.2019, опубл. : 16.03.2020, Бюл. №8.

3. Патент ЯЦ 196778 Ц1, Российская Федерация, МПК В64С 30/00. Воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолёта / Ибрагимов М.Р. (ЯЦ), Новиков А.П. (ЯЦ), Новиков М.П. (Яи), Трифонов А.К. (ЯЦ), Юдин В.Г. (ЯЦ); заявитель и патентообладатель: Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского» (ФГУП «ЦАГИ») (ЯЦ). - № 2019139237; заявл. 03.12.2019, опубл. : 16.03.2020, Бюл. №8.

4. Патент ЯЦ 196109 Ц1, Российская Федерация, МПК В64С 30/00. Сверхзвуковой гражданский самолёт / Забродин Р.В. (ЯЦ), Ляпунов С.В. (ЯЦ), Новиков А.П. (ЯЦ), Новиков М.П. (Яи), Потапов А.В. (ЯЦ), Трифонов А.К. (ЯЦ), Шенкин А.В. (ЯЦ), Юдин В.Г. (ЯЦ); заявитель и патентообладатель:

Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского» (ФГУП «ЦАГИ») (ЯИ). - № 2019137975; заявл. 25.11.2019, опубл. : 17.02.2020, Бюл. №5.

5. Патент ЯИ 196130 И1, Российская Федерация, МПК В64С 30/00. Сверхзвуковой пассажирский самолёт / Ибрагимов М.Р. (ЯИ), Ляпунов С.В. (ЯИ), Новиков А.П. (ЯИ), Новиков М.П. (Яи), Потапов А.В. (ЯИ), Тарасенков А.В. (ЯИ), Юдин В.Г. (ЯИ); заявитель и патентообладатель: Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского» (ФГУП «ЦАГИ») (ЯИ). -№ 2019137974; заявл. 25.11.2019, опубл. : 18.02.2020, Бюл. №5.

6. Патент ЯИ 196671 И1, Российская Федерация, МПК В64С 30/00. Сверхзвуковой пассажирский самолёт / Ляпунов С.В. (ЯИ), Новиков А.П. (ЯИ), Новиков М.П. (Яи), Потапов А.В. (ЯИ), Тарасенков А.В. (ЯИ), Юдин В.Г. (ЯИ); заявитель и патентообладатель: Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского» (ФГУП «ЦАГИ») (ЯИ). - № 2019137978; заявл. 25.11.2019, опубл. : 11.03.2020, Бюл. №8.

7. Патент ЯИ 2809401 С1. Способ проведения лётных испытаний с целью получения громкости звукового удара на земле, с учетом влияния вертикальной перегрузки летательного аппарата / Коновалов С.И. (ЯИ), Новиков М.П. (Яи); заявитель и патентообладатель: Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского» (ФГУП «ЦАГИ») (ЯИ). - № 2023119548; заявл. 25.07.2023, опубл. 11.12.2023, Бюл. №35.

Соответствие паспорту специальности

Содержание диссертации соответствует паспорту специальности 2.5.12. «Аэродинамика и процессы теплообмена летательных аппаратов» в следующих пунктах:

• экспериментальные исследования обтекания летательных аппаратов и их частей установившимся и неустановившимися потоками сплошной среды;

• расчетные и экспериментальные исследования аэродинамических характеристик летательных аппаратов и их элементов;

• исследования воздействия летательного аппарата и аэродинамических установок на окружающую среду.

Структура и объём работы.

Работа состоит из введения, четырёх глав с выводами и заключения, списка литературы, включающего 65 наименований. Текст работы изложен на 151 машинописной странице, содержит 139 рисунков и 31 таблицу.

Автор благодарен к.т.н. В.Г. Юдину и к.т.н. Ю.Н. Чернавских за неоценимую помощь в постановке задач и выработке формы представления полученных результатов. Автор выражает признательность коллегам по совместной работе из ЦАГИ, ЦИАМ, АО «Авиадвигатель», «ОКБ им. Люльки», ЗАО «ГСС» и ПАО «Яковлев», сотрудникам сектора 1 НИО-2 ЦАГИ Л.Г. Ивантеевой, А.П. Новикову, А.В. Потапову, Р.В. Забродину, М.Р. Ибрагимову.

1 ПРАКТИЧЕСКОЕ ПРИМЕНЕНИЕ ОСНОВ ТЕОРИИ ЗВУКОВОГО

УДАРА

1.1 Методология расчетной оценки звукового удара на базе классической теории

Звуковой удар - явление слабых ударных волн, возникающих в атмосфере при движении объекта со сверхзвуковой скоростью. Работы Л.Д. Ландау были одними из первых в теории звукового удара [13 - 15]. В них впервые была установлена асимптотическая форма движения волны на больших расстояниях от источника возмущений. На рис. 1.1 показана схема этого явления.

Рис. 1.1 - Образование звукового удара

Стоит отметить, что волна звукового удара может и не достигать поверхности земли. Происходит это, если число Маха меньше некоторого критического значения [16]. Критическое значение числа Маха (Мах отсечки) определяется соотношением Мотс=ао/ан, где а0 - скорость звука на земле, ан -скорость звука в точке эмиссии (на траектории).

На режиме крейсерского установившегося полёта (Мкрейс>>Мотс) все возмущения от источника достигают поверхности земли. Согласно работам [14, 17 - 22], если ширина области возмущенного движения мала по сравнению с характерным радиусом кривизны фронта и расстоянием, на котором существенно

изменяются параметры невозмущенной стационарной среды, то распространение возмущений происходит квазиодномерно вдоль характеристических лучей.

Согласно классической теории звукового удара, описанной в работе [23], система уравнений, определяющая эпюру звукового удара, выглядит следующим образом:

Основные условия применимости (1.1):

- возмущения малы в сравнении с невозмущенным потоком;

- длина тела во много раз меньше радиуса кривизны фронта волны;

- длина тела во много раз меньше характерного масштаба неоднородностей.

Функция ¥(ц) - функция, пропорциональная распределению давления в

ближнем поле. Получить её можно из решения трехмерной задачи обтекания тела потоком. При этом, одним из важнейших условий является асимптотическое поведение Р(ц) при различном удалении от тела. Безразмерный параметр п -дистанция по оси тела, отнесенная к характерной длине. Функция -распределение давления по времени в эпюре звукового удара в точке приема сигнала. Режим полёта самолёта и состояние атмосферы описываются коэффициентами к, к], к2 [23]. Затухание возмущений от точки эмиссии до точки приема сигнала описывается первыми двумя уравнениями в (1.1) Третье и четвертое уравнения описывают процесс перемещения и образования ударных волн в пакете возмущений.

В работе [17] была установлена взаимосвязь между осесимметричным телом и его функцией Р(ц). В рассмотрение введена функция, которая пропорциональна потенциалу возмущений скорости:

где Б(х) - распределение площадей тела по его длине. При этом, площадь тела в сечении х = х± — г^М2 — 1 определяется плоскостью данного сечения и его проекцией на плоскость х=0. Продифференцировав Ф(п)получаем:

В работах [24 - 26] показано, что в каждой меридиональной плоскости, проходящей через ось тела, затухание возмущений на больших расстояниях от произвольного тела происходит так же, как от некоторого тела вращения. Данный факт позволяет рассматривать задачу расчета пространственных возмущений в дальнем поле в одномерной нестационарной постановке. Что, в свою очередь, даёт право на использование формул (1.2) и (1.3). Однако, в этом случае для каждой из меридиональных плоскостей необходимо определить начальные условия. При этом площадь эквивалентного тела вращения вычисляется с учетом подъёмной и боковой сил.

S(x, v) = Sb (x, v) + 2- [Y(x, v) eos v + Z(x, v) sin v],

(1.4)

где P = VM2 — 1, q - скоростной напор, Sb (x, v) - площадь проекции на

плоскость x=0 при сечении тела плоскостью х = хг —VM2 — 1 (zt sin v + yteosv). Действующие на тело силы (до сечения указанной плоскостью): подъемная - Y(x, v), боковая - Z(x, v).

На практике применение формул (1.2, 1.3, 1.4) трудозатратно. При таком подходе поиск решения для функции F(q) подразделяется на следующие этапы:

- решение геометрической задачи поиска сечений тела наклонными плоскостями;

- вычисление распределения проекций площадей этих сечений на плоскость

x=0;

- вычисление подъёмной силы, действующей на участке от носка ЛА до наклонной плоскости;

- применить формулу (1.2);

- применить формулу (1.3).

В работе [27] показан метод с помощью которого можно упростить (и уточнить) расчет при поиске решения в ближнем поле ЛА. Рассматривалась следующая схема обтекания (рис. 1.2):

- - поверхность фронта, разделяющая возмущенный и невозмущенный

потоки;

- Б2 - плоскость, не пересекающая тело и параллельная оси х;

- Б3, - характеристические поверхности;

- АВ - отрезок, лежащий в плоскости Б2.

Рис. 1.2 - Контрольные поверхности в схеме решения [27]

Для данной схемы можно применить интегральные соотношения, рассмотренные в [28, 29]. Силы, действующие на тело, представлены в виде интегралов по некоторой замкнутой контрольной поверхности Б (в ней заключено тело). Поскольку возмущения потока малы, то из интегральных теорем сохранения массы и импульса можно составить следующую систему:

У = ~РосПос //(упх - ипу)с18

Б

< z = -Рэо^эс //(и'пх - ипг)й8

(1.5)

5

где У и 2 - составляющие вдоль осей у и г силы, действующей на находящуюся внутри £ часть тела; и, V, ю - компоненты возмущенной скорости вдоль осей х, у, г соответственно; пх, пу, пг - составляющие единичного вектора внешней нормали к Е- разность площадей проекции на плоскость х=сот1 концевого и входного сечений тела поверхностью

Опуская все дальнейшие математические преобразования (1.5), которые подробно изложены с результатом в [27], получается соотношение, которое уточняет и обобщает определение эквивалентного тела вращения, принятого в теории звукового удара:

Продифференцировав (1.6), получим интегральную характеристику возмущенных скоростей (т.н. интеграл Ю.Л. Жилина), которая может являться исходными данными при задаче расчета звукового удара от самолёта:

Таким образом, если задача решается в области применимости линейной теории (условие слабовозмущенного течения), то наиболее эффективным способом решения задачи определения исходных данных для расчета звукового удара является соотношение (1.6). Если же течение нелинейно, то необходимо произвести расчет ЛА с выходом в зону, где функция ¥(ц) носит асимптотический характер.

( — (3 СО+ х))и — V С08 в -I- IV БШ 0)с132

(1.6)

х>=х>(г>)^'. (1.7)

Базируясь на связи системы уравнений (1.1) и соотношения (1.7) был реализован отечественный метод расчета эпюры звукового удара на земле -численный метод ВООМ (автор В.В. Коваленко). Данный метод имеет классическое решение задачи о распространении волны звукового удара, полученное для модели невязкой и нетеплопроводной жидкости, где учтено влияние нелинейного эффекта - влияния амплитуды возмущений на скорость их распространения.

Известен зарубежный метод расчета эпюры звукового удара на земле -численный метод /ерИугиБ (автор Л.Д. Робинсон). К числу несомненных достоинств этого метода относится возможность учета вертикальной составляющей ветра стратифицированной атмосферы и отсутствие ограничений на режим и траекторию полета самолета. В работе [30] был применен «нелинейно-молекулярный» алгоритм для решения более простой задачи о распространении возмущения от самолета, совершающего горизонтальный и равномерный полет в стратифицированной вязкой и теплопроводящей атмосфере с релаксацией (учитывается абсорбция и дисперсия) при наличии в ней горизонтального ветра. Весь путь возмущения при этом разбивается на достаточно малые интервалы, вдоль которых можно предположить, что нелинейные и молекулярные эффекты можно рассматривать независимо. То есть во время выполнения нелинейного шага аккумулируется вся информация для учета молекулярных эффектов среды, а затем полученное однозначное нелинейное решение «подправляется» с учетом накопленной информации на этом шаге и т. д.

В работе [31] показана удовлетворительная сходимость методов ВООМ и /ерИугиБ с лётным экспериментом в задаче прогнозирования перепадов избыточного давления в сигнатуре звукового удара на земле.

Однако, оценки величины громкости ЗУ, выполненные для сигнатур, полученных методами ВООМ и /ерИугиБ, дают завышенный результат. Метод /ерИугиБ частично учитывает реальные атмосферные явления (абсорбцию и дисперсию). В классическом методе ВООМ не учитываются ни абсорбция, ни

дисперсия, время нарастания избыточного давления в сигнатурах отсутствует (т=0). Для оценки уровня громкости ЗУ необходимо учитывать время нарастания избыточного давления, которое весьма существенно влияет на громкость ЗУ. До настоящего времени надёжного метода оценки т не существует.

В результате обработки и анализа результатов многочисленных измерений в лётном эксперименте установлена эмпирическая зависимость между временем нарастания и величиной перепада избыточного давления в головной ударной волне. То есть, при величине ДРГ = 47.88 Па (1 рб£) значение времени нарастания т соответствует 3 мс. При этом время нарастания можно определять по формуле:

где ДРГ - значение избыточного давления в головной части ударной волны в Па [63].

Учитывая тот факт, что подавляющее большинство измеренных в лётном эксперименте сигнатур представляют собой простые К-волны, введение коррекции по времени нарастания в модифицированные эпюры следует выполнять с определённой осторожностью. Для оценок громкости в рамках классического метода ВООМ основное правило введения коррекции времени нарастания т по величине ДРГ может быть сформулировано следующим образом:

- величина ДРГ превосходит все ДР; в положительной фазе сигнатуры и дистанция по времени между ДРГ и значением ДР в магнитуде составляет не менее 20 мс. В противном случае, вместо величины ДРГ следует использовать значение перепада давления в магнитуде положительной фазы.

Для оценок громкости в рамках метода /ерИугиБ, где уже частично присутствуют эффекты реальной атмосферы, даже применение подобного простого правила на практике весьма затруднено. Учитывая эти соображения, для оценок громкости ЗУ, в работе использован классический метод ВООМ с коррекцией времени нарастания т по величине ДРГ.

1.2 Сходимость численного метода расчета звукового удара с натурным экспериментом

Для обоснования корректности применения методологии, рассмотренной в п .1.1, проведена верификация численного метода расчета громкости звукового удара с результатами измерения в натурном лётном эксперименте.

В 2018 году совместно с ЛИИ им. М.М. Громова проведены натурные экспериментальные исследования с регистрацией уровня избыточного давления в ударных волнах на земле от самолёта Су-30 ЛИИ им. М.М. Громова, оснащенного комплексом траекторных измерений (рис. 1.3) [65].

Рис. 1.3 - Су-30 ЛИИ им. М.М. Громова

Одной из главных задач натурного эксперимента являлась апробация методики измерений громкости звукового удара. Проведена верификация результатов численного и лётного эксперимента по определению характеристик звукового удара летательного аппарата в сверхзвуковом полёте. Для этого проведены расчетные исследования с параметрами, близкими к экспериментальным.

1.2.1 Методика проведения расчетных и экспериментальных исследований

Для расчета характеристик возмущений в ближнем поле самолёта Су-30 ЛИИ им. М.М. Громова (рис. 1.3) было применено численное решение уравнений Эйлера (программный комплекс X-CODE, автор В.В. Коваленко) [27, 64]. Начальные данные для расчета распространения возмущений формировались с помощью специального преобразования (1.7). Расчет характеристик ударной волны на земле производился двумя способами:

- классический метод (численный метод BOOM);

- классический метод с учетом абсорбции и дисперсии (численный метод Zephyrus).

Оценки громкости в рамках классического метода ВООМ выполнены также и с введением коррекции времени нарастания т по величине ДРГ по формуле (1.8).

Звуковой удар в крейсерском сверхзвуковом полёте оценивался для основного направления (под килем) в стандартной атмосфере, при отсутствии ветра, при коэффициенте отражения земли K=2.0.

Характеристики в ближнем поле определены для горизонтального полёта на режимах проведения лётного эксперимента при числах Маха M=1.57...1.9 и высоте H=11200 м. В расчетных оценках шаг определения значений избыточного давления в эпюрах ЗУ для метода BOOM составляет ДТ=0.0001 секунды. Это необходимое условие для определения расчетных значений уровня громкости по характеристикам избыточного давления.

Лётные испытания самолёта Су-30 ЛИИ им. М.М. Громова с измерением звукового удара под килем проводились 20 и 22 августа в объёме четырех самолетовылетов. Полётная масса самолёта варьировалась в пределах 21.23 т. Схема расположения микрофонов в измерительном пункте представлена на рис. 1.4.

200 150 100 50 0 -50 -100

Рис. 1.4 - Схема расположения измерительных позиций

1.2.2 Сравнение результатов расчетных и экспериментальных исследований измерения уровня громкости звукового удара

Результаты измерений представлены в виде сигнатур избыточного давления, которые измерены микрофонами и переведены в термины громкости метрики A-SEL.

В табл. 1.1 указаны реализованные в экспериментальных полётах расчетные числа Маха, высота полёта и масса ЛА. Представленные данные использовались при расчете звукового удара.

Табл. 1.1

M 1.57 1.6 1.61 1.7 1.71 1.75 1.81 1.9

Полётная масса влол, т 22.7 21 22.7 20.9 22.6 20.8 22.5 20.9

H, м 11200

Ниже на рисунках представлены расчетные и экспериментальные эпюры звукового удара самолёта Су-30 ЛИИ им. М.М. Громова. Расчетные оценки громкости численным методом ВООМ получены с учетом коррекции времени нарастания (далее по тексту - BOOM+).

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Новиков Максим Павлович, 2024 год

- 1

- | | 1 ■ 11' ^липпсхп и

1 ж ж |

- • — 1 |

Й - " ' I \ \ | |

- I I >> ч

| | —

| | х

I I

1 1 ■ ■ ■ ■ 1 ■ - 1

Рис. 1.17 - Интегральная характеристика возмущенных скоростей в ближнем поле МЭТВ с «полочной» и «пиковой» сигнатурами

60 40 20 0 -20 -40 -60

ДР. Па Равные проектные параметры МЭТВ

1 шкивам

- полочная

- - - . • - - -

1 1

- 1 1 __I

- | | 1 | 1, с -'-1

0.00 0.04 0.08 0.12 0.16 0.20

Рис. 1.18 - Распределение избыточного давления на земле для МЭТВ с «полочной» и «пиковой» сигнатурами

Отличия в «полочной» и «пиковой» сигнатурах обусловлены различными интегральными характеристиками возмущенных скоростей в ближнем поле «полочного» и «пикового» МЭТВ (рис. 1.17). Максимальное значение избыточного давления МЭТВ с «полочной» сигнатурой примерно вдвое меньше, чем у «пиковой» (27.3 Па у «полочной» и 60 Па у «пиковой»). Однако, значение громкости звукового удара с коррекцией по времени нарастания т от МЭТВ с «полочной» сигнатурой на 6.7 dBA больше, чем от МЭТВ с «пиковой» сигнатурой (71.1 dBA у «полочной» и 64.4 dBA у «пиковой»). Без коррекции времени нарастания т громкость звукового удара от МЭТВ с «полочной» сигнатурой 87 dBA, от МЭТВ с «пиковой» сигнатурой - 84 dBA. Следует

отметить, что применяемая коррекция результата принципиально не меняет, однако разница в значении громкости увеличивается почти вдвое.

Были определены параметры МЭТВ с «полочной» сигнатурой, при которых значение громкости будет равно громкости от МЭТВ с «пиковой» сигнатурой. Рассматривалось только изменение длины тела.

Установлено, что у МЭТВ с «полочной» сигнатурой длиной 81.8 м, при числе М=1.8, на высоте Н=14 км, при полётной массе 100 т значение громкости может составить 64.4 dBA.

Оценки интегральной характеристики возмущенных скоростей в ближнем поле МЭТВ с «полочной» и «пиковой» сигнатурами и сигнатуры избыточного давления ударных волн на земле при одинаковых уровнях громкости звукового удара представлены на рис. 1.19, рис. 1.20. На рис. 1.21 продемонстрированы зависимости распределения площадей поперечных сечений трёх рассмотренных выше МЭТВ.

0.010 0.008 0.006 0.004 0.002 0.000

- ^х Равны е громк ости ЗУ МЭТВ.

| ^^^ 1 ^^ 1 — — — полочная!

- 1 1

Ж ш % | |

- \ % | | | |

\ V Ж | | | |

- I _ | ----- - - ^ГЛ | | | | |

* | |

— | | _ у

| | х

1 1 1 1 ■ ■ ■ 1 1 1

0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8

Рис. 1.19 - Интегральная характеристика возмущенных скоростей в ближнем поле МЭТВ с «полочной» и «пиковой» сигнатурами (условие - равные уровни

громкости звукового удара на земле)

60 40 20 0 -20 -40 -60

0.00 0.04 0.08 0.12 0.16 0.20

Рис. 1.20 - Сигнатуры избыточного давления на земле для МЭТВ с «полочной» и «пиковой» сигнатурами (условие - равные уровни громкости звукового удара на

земле)

пиковая

полочная (равные проектные параметры) | полочная (равные громкости)

0 10 20 30 40 50 60 70 80

Рис. 1.21 - Распределение площадей поперечных сечений МЭТВ

Видно, что для достижения одинаковых значений громкости звукового удара в начале крейсерского сверхзвукового полёта при числе М=1.8, на высоте Н=14 км, при полётной массе 100 т длина МЭТВ с «полочной» сигнатурой на -36 % превосходит длину МЭТВ с «пиковой» сигнатурой. Таким образом, длина СГС, у которого «целевая функция» - «полочная» сигнатура, при прочих равных условиях, должна быть на - 36 % больше, чем длина СГС с «пиковой» сигнатурой.

На рис. 1.22 и рис. 1.23 представлены основные результаты параметрических исследований МЭТВ с «пиковыми» и «полочными» сигнатурами, с уровнями громкости звукового удара 62-66 dBA, при числе М=1.8,

на высоте Н=14 км, для диапазона масс 50-200 т. Увеличение полётной массы от 50 до 200 тонн приводит к увеличению характерной длины МЭТВ с «пиковыми» сигнатурами примерно в два раза, с «полочными» сигнатурами почти в три раза.

—1МЭТВ , м

50 60 70 80 90 100 110 120 130 140 150 160 170 180 190 200

Рис. 1.22 - Зависимость длины от массы МЭТВ с «пиковыми» сигнатурами

-т^МЭТВ , м

полочные сигнатуры

в, т

50 60 70 80 90 100 110 120 130 140 150 160 170 180 190 200 Рис. 1.23 - Зависимость длины от массы МЭТВ с «полочными» сигнатурами

Величины перепада избыточного давления в головных частях сигнатур ДРГ практически не изменяются в исследованном диапазоне полётных масс и составляют 16, 18 и 20 Па при уровнях громкости звукового удара 62, 64 и 66 dBA соответственно.

В диапазоне полётных масс 50-200 т характерная длина «полочной» МЭТВ, в сравнении с «пиковой», больше на 21.. .46 % для сигнатур с громкостью 66 dBA, и на 30.59 % - для 62 dBA.

Выводы к Главе 1

1) Используемый в работе комплекс программ X-CODE, BOOM и ZEPHYRUS для оценки аэродинамических характеристик, характеристик возмущённого ближнего поля и формы сигнатур избыточного давления в ударных волнах от ЛА на земле позволяет решать параметрические задачи поиска рациональных форм ЛА с низким уровнем звукового удара.

2) В диапазоне чисел М-1.7 - 1.9 сходимость результатов численных оценок громкости ЗУ компоновки сверхзвукового самолёта, полученных «классическим методом» BOOM+ (метод BOOM с коррекцией времени нарастания), в условиях МСА, и результатов лётного эксперимента в условиях развитой (суточной) атмосферной турбулентности удовлетворительная.

3) Целевые функции МЭТВ с «пиковыми» сигнатурами являются наиболее предпочтительными для формирования основных проектных параметров СГС с низким уровнем громкости звукового удара.

2 АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СХЕМА ПЛАНЕРА СГС С НИЗКИМ

УРОВНЕМ ЗВУКОВОГО УДАРА

Известны общие технические решения, способные снизить уровень громкости ЗУ. Например, в работах [4, 44] представлено техническое решение, в части применения специального распределения площадей фюзеляжа и формы его обводов, благодаря которым эпюра звукового удара на земле имеет форму, отличную от К-волны. В работах [1, 5, 42] рассмотрены компоновки с У-образным крылом и верхним размещением мотогондолы, у которых ближнее поле и сигнатура звукового удара приближены к целевой функции МЭТВ.

Из решения задачи о начальных данных для расчета эпюры ЗУ на земле (решение в ближнем поле) следует, что интегральная характеристика возмущенных скоростей («интеграл Жилина» или йБ/йх, см. соотношение (1.7) п.п. 1.1) зависит от распределения площадей поперечных сечений и подъёмной силы по длине ЛА. При этом существенный вклад вносит подъёмная сила. Таким образом, выбор аэродинамической схемы планера СГС с низким уровнем звукового удара на начальной стадии разработки может дать представление о возможности реализации предъявляемых экологических и технических требований.

В данной главе представлены результаты систематических параметрических исследований влияния аэродинамической схемы планера ЛА на уровень ЗУ в крейсерском сверхзвуковом полёте.

2.1 Возможные схемы планера СГС, оценка их основных аэродинамических характеристик и уровня звукового удара в крейсерском полёте

Рассмотрено три классических варианта аэродинамической схемы планера СГС - бесхвостка, утка и нормальная (рис. 2.1).

Рис. 2.1 - Варианты аэродинамической схемы планера СГС (а)- бесхвостка, б) -

утка, в) - нормальная

Исходная форма крыла в плане и геометрия фюзеляжа для всех схем одинаковая. Крыло сложной формы в плане с оптимальной неплоской срединной поверхностью при числе Маха М-2 и значении коэффициента подъёмной силы Суа-СуаКРЕйс. Рассмотренное крыло сложной формы в плане с удлинением Х-2.6, по предварительным оценкам, может обеспечить приемлемые взлётно-посадочные и высокие крейсерские аэродинамические характеристики самолёта. Габаритный размер фюзеляжа в зоне пассажирского отсека (диаметр Бф=3 м) обеспечивает размещение четырех пассажирских кресел в ряд с одним проходом (салон экономического класса). Носовая и хвостовая части фюзеляжа параболической формы с удлинениями X н.ч. 9 и Хх.ч =5.3. Размеры горизонтальных оперений выбраны из соображений обеспечения приемлемых взлётно-посадочных характеристик (ЛПгО>0.05 и ЛГО>0.1) на базе ранее проведенных исследований [45]. Основные геометрические параметры базовых аэродинамических схем представлены в табл. 2.1.

Табл. 2.1

Крыло

Стреловидность передней кромки, х° 76/71/45

Начало передней кромки (по фюзеляжу) хп.к.(хпк. — относительно длины фюзеляжа), м(%) 29 (42)

Площадь (с подфюзеляжной частью по 71°/45°), м2 260

Удлинение (по 71°/45°) 2.6

Размах, м 26

САХ (по 71°/45°), м 14.8

Положение излома передней кромки (по 71°/45°), ъ 0.5

Угол поперечной У (по 71°/45°), ° 0/0

Стах у борта (ъ=1.5 м), % 1.33

стах в изломе (71°/45°), % 3

стах концевого профиля (71°/45°), % 3

Фюзеляж

Длина, м 68

Бмид , % 2.7

Горизонтальное оперение (ГО)

бго, % 12

ьго (при XI = 0.55 САХ), м 18.28

Аго (при XI = 0.55 САХ) 0.15

Переднее горизонтальное оперение (ПГО)

БПГО,% 4.2

Ьпго (при хг = 0.55 САХ), м 24.5

Апго (при XI = 0.55 САХ) 0.06

Расчет звукового удара сформированных исходных схем сделан при числе Маха М=1.8, высоте полёта Н=14.5 км, массе 0=100 т и длине Ь=68 м, что вполне может соответствовать параметрам СГС в начале установившегося крейсерского сверхзвукового полёта. На рис. 2.2 - рис. 2.4 представлено сравнение аэродинамических характеристик трёх исходных схем планера СГС. На рис. 2.5 представлено сравнение сигнатур звукового удара исходных схем.

0.25 0.20 0.15 0.10 0.05 0.00 -0.05

Суа,

СУак,

:реис

•нормальная утка

бесхвостка

а,

Рис. 2.2 - Аэродинамическая характеристика Суа = f (а)

12 -Г к

10 8 6 4 2 0 -2

нормальная утка

бесхвостка

0.00 0.05 0.10 0.15 0.20

Рис. 2.3 - Аэродинамическая характеристика К = Г (Суа)

0.25

0.015

0.010 0.005 0.000 -0.005 -0.010

т/а

|хТ, %САХ|

норм альная 1 52.5 |

утка 1 32 |

1 41 |

-0.05

0.00

0.05

0.10

0.15

0.20

0.25

Рис. 2.4 - Аэродинамическая характеристика т/а = Г (Суа)

о

0

1

2

3

4

5

6

120 -нДР, Па

ь, авл

■40

40

80

80

0

1, с

0.04

0.00

0.04

0.08

0.12

0.16

0.20

Рис. 2.5 - Сигнатуры и громкости звукового удара исходных схем планера

Громкость ЗУ для исходных комбинаций составляет 85-89 ёВЛ. Это примерно на 5-10 ёВЛ меньше, чем у СПС первого поколения, однако, существенно превышает предварительное пороговое значение громкости 72 ёВЛ для выполнения полётов с ограничениями. Величина избыточного давления в головном скачке около ДРГ-50 Па, в магнитуде ДР-100 Па.

Для снижения интенсивности ЗУ рассмотренных комбинаций необходима модификация К-образных сигнатур ЗУ, снижение величин избыточного давления в головном и замыкающих скачках.

Опыт формирования аэродинамических схем с низким звуковым ударом показал, что развитая положительная поперечная У-образность наплывной части крыла (с %=76°/71°) может обеспечить модификацию К-образной сигнатуры ЗУ. В работе рассмотрена поперечная У-образность крыла (по х=76°/71°/45°) 27°/27°/0. Отсутствие У-образности консолей с х=45° обусловлено необходимостью обеспечения требуемых запасов поперечной и путевой устойчивости на взлётно-посадочных режимах [45]. На рис. 2.6 - рис. 2.8 представлено сравнение аэродинамических характеристик и характеристик ЗУ рассматриваемых схем

планера с У-образными крыльями. Расчет звукового удара сделан при числе М=1.8, высоте полёта Н=14.5 км, массе 0=100 т и длине Ь=68 м.

Схема утка

У, ° ь, авл

0 84.5

27/0 82.4

0.1

0.2

120-гЛР, Па-

80 40 0 -40 -80

---У=0

-У=27/0

1, с

-0.04

10-1—

К

0.00 0.04 0.08 0.12 0.16

Рис. 2.6 - Сравнение характеристик для схемы утка

Схема бесхвостка

0.20

6-

У, ° ь, авл

0 88.4

27/0 84.4

0.1

0.2

80 40 0 -40 -80

У=0 У=27/0

-0.04 0.00 0.04 0.08 0.12 0.16 0.20

Рис. 2.7 - Сравнение характеристик для схемы бесхвостка

8

_К

Схема нормальная

У, ° Ь, ёБЛ

0 88.7

27/0 82.7

0.1

0.2

У=0 У=27/0

40 0 -40 -80

г, с

-0.04 0.00 0.04 0.08 0.12 0.16 0.20

Рис. 2.8 - Сравнение характеристик для нормальной схемы

Оценки громкости ЗУ рассмотренных схем планера показали, что применение У-образности крыла позволяет модифицировать эпюру в положительной фазе и снизить громкость звукового удара на земле на 2.. .6 ёБЛ. Однако, достижение приемлемых значений громкости 72 ёБЛ требует значительной доработки форм рассматриваемых схем планера.

В разделе 1.4 было показано, что приближение характеристик в ближнем поле компоновок ЛА к характеристикам МЭТВ с «пиковыми» сигнатурами может обеспечить возможность снижения уровня громкости ЗУ комбинаций. В соответствии с рекомендациями раздела 1.4 выбрано тело вращения, эквивалентное по основным параметрам рассматриваемым схемам планера, с уровнем громкости звукового удара Ь-65 ёБЛ. На рисунках рис. 2.9 - рис. 2.11 представлены основные характеристики МЭТВ, которые в дальнейшем будут рассматриваться как целевые функции для рассматриваемых схем.

40-1-8, м

10 0

х, м ]

10 20 30 40 50 60

Рис. 2.9 - Распределение площадей поперечных сечений МЭТВ

т^/ах

0.008

0.004

0.000

0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7

Рис. 2.10 - Целевая функция распределения возмущенных скоростей в ближнем

поле МЭТВ

^АР, Па

__^ 1, с

-0.04 0.00 0.04 0.08 0.12 0.16

Рис. 2.11 - Целевая функция распределения перепадов давления МЭТВ на земле

Выше было отмечено, что процедура поиска рационального решения в части внешнего облика ЛА с низким уровнем звукового удара в целом имеет

0

неформализованный характер. Частично имеется решение для носовой части самолёта, вытекающее из обратной задачи поиска тел вращения с минимальным уровнем звукового удара при заданных полётных параметрах (число Маха, масса, длина, высота полёта), однако, этого недостаточно, когда решается задача для комбинации крыло+фюзеляж или для компоновки самолёта. В данной работе применена многоитерационная параметрическая процедура поиска рациональных форм ЛА с низким уровнем громкости звукового удара с учетом имеющихся целевых функций МЭТВ и ограничений (например, форма и габариты крыла, пассажирской кабины фиксированы).

На рассматриваемых схемах допускалось изменение геометрии носовых и хвостовых частей, формы средней линии фюзеляжа и положение несущих поверхностей (при условии - статический момент органов управления остается в назначенном ранее диапазоне ЛПГО>0.05 и ЛГО>0.1). При этом планер выполнен с крылом, имеющим: оптимальные деформацию средних линий профилей и крутку, поперечную У-образность. Применена затупленная носовая часть фюзеляжа.

2.2 Возможности снижения уровня звукового удара планера в схеме утка

Рассмотрим ближнее поле и эпюру звукового удара на земле рассматриваемой исходной схемы (крыло с поперечной У-образностью) в сравнении с МЭТВ (рис. 2.12, рис. 2.13).

0.020 0.015 0.010 0.005 0.000 -0.005 -0.010

гК/гк. утка (исходная У=27/0) -МЭТВ

и \

—

X -1

0.0

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

Рис. 2.12 - Интегральная характеристика возмущенных скоростей в ближнем поле

исходной схемы утка и МЭТВ

„АР, Па

М=1.8, Н=14500 м, вкпейс=100 т

кре /л.

80 40 0 -40

-80

-0.04

0.20

Рис. 2.13 - Сигнатура звукового удара исходной схемы утка и МЭТВ

На рис. 2.14, рис. 2.15 представлены ближнее поле и эпюра звукового удара на земле модифицированной (с «низким» уровнем громкости ЗУ) схемы планера в сравнении с МЭТВ.

Рис. 2.14 - Интегральная характеристика возмущенных скоростей в ближнем поле

модифицированной схемы утка и МЭТВ

Рис. 2.15 - Сигнатура звукового удара модифицированной схемы утка и МЭТВ

Перепады избыточного давления в положительной фазе АР; не превосходят значение АРГ, дистанция во времени между АРГ и АРтах не менее 20 мс.

Результаты сравнения громкости и параметров сигнатуры звукового удара на земле рассматриваемой схемы утка представлены в табл. 2.2.

Табл. 2.2

«Утка» ь, авл АЬ, аВЛ (Ь;-Ьисх.У=0) АРг, Па АРтах, Па АРтт, Па

Исходная с У 82.4 0 49 88 -85

Модифицированная 74.7 -7.7 25 70 -76

Сравнение основных геометрических параметров модифицированной (с низким уровнем громкости ЗУ) и исходной схемы утка с У-образностью представлены в табл. 2.3. На рис. 2.16 представлено сравнение внешних обликов этих схем.

Табл. 2.3

Исходная Модифицированная

Фюзеляж

5мид, % (на дистанции х м по длине фюзеляжа) 2.7 (27) 2.7 (29)

Переднее горизонтальное оперение (ПГО)

Хп.к., м 21 24.35

^ПГО,% 4.2 3.6

Ьпго (при хг = 0.55 САХ), м 24.5 20.7

Апго (при хг = 0.55 САХ) 0.06 0.05

Фпго КРЕЙС, ° 0 -1.5

модифицированная

исходная

Рис. 2.16 - Сравнение внешних обликов схемы «утка» модифицированной (с низким уровнем громкости ЗУ) и исходной с У-образностью

Результаты сравнения аэродинамических характеристик рассматриваемых аэродинамических схем представлены на рис. 2.17 - рис. 2.19.

0.25 0 0.15 0.10 0.05 0.00 -0.

Схема "утка"

модифицированная

Рис. 2.17 - Сравнение аэродинамической характеристики Суа = Г (а) схемы утка модифицированной (с низким уровнем ЗУ) и исходной с У-образностью

10 -I-

К

Схема "утка"

модифицированная

4

0.02 0.04 0.06 0.08 0.10 0.12 0.14 0.16 0.18 0.20 Рис. 2.18 - Сравнение аэродинамической характеристики К = Г (Суа) схемы утка модифицированной (с низким уровнем ЗУ) и исходной с У-образностью

Схема "утка"

0.008

0.004

0.000

модифицированная (хТ=32%САХ) исходная (хТ=30%САХ)

-0.004

-0.02 0.00 0.02 0.04 0.06 0.08 0.10 0.12 0.14 0.16 0.18 0.20

Рис. 2.19 - Сравнение аэродинамической характеристики Ш7а = Г (Суа) схемы утка модифицированной (с низким уровнем ЗУ) и исходной с У-образностью

8

6

2.3 Возможности снижения уровня звукового удара планера в схеме бесхвостка

Рассмотрим ближнее поле и эпюру звукового удара на земле рассматриваемой исходной схемы (крыло с поперечной У-образностью) в сравнении с МЭТВ (рис. 2.20, рис. 2.21).

0.0

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

Рис. 2.20 - Интегральная характеристика возмущенных скоростей в ближнем поле

исходной схемы бесхвостка и МЭТВ

ТАР, Па

М=1.8, Н= 14500 м, СкпеП=100 т

-40

-80

1, с

-0.04 0.00 0.04 0.08 0.12 0.16 0.20

Рис. 2.21 - Сигнатура звукового удара исходной схемы бесхвостка и МЭТВ

На рис. 2.22, рис. 2.23 представлены ближнее поле и эпюра звукового удара на земле модифицированной схемы планера (с «низким» уровнем громкости ЗУ) в сравнении с МЭТВ.

_ _ Схема "бесхвостка"

0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7

Рис. 2.22 - Интегральная характеристика возмущенных скоростей в ближнем поле модифицированной схемы бесхвостка и МЭТВ

80 60 40 20 0 -20 -40 -60 -80

-0.04 0.00 0.04 0.08 0.12 0.16 0.20

Рис. 2.23 - Сигнатура звукового удара модифицированной схемы бесхвостка и

МЭТВ

Результаты сравнения громкости и параметров сигнатуры звукового удара на земле рассматриваемых аэродинамических схем бесхвостка представлены в табл. 2.4.

Табл. 2.4

«Бесхвостка» L, dBA AL, dBA (Ь1-Ьисх^=о) АРг, Па APmax, Па APmin, Па

Исходная с V 84.4 0 49 89 -85

Модифицированная 75 -9.4 25 73 -75

Сравнение основных геометрических параметров аэродинамической схемы бесхвостка модифицированной (с низким уровнем громкости ЗУ) и исходной с V-образностью представлены в табл. 2.5. На рис. 2.24 представлено сравнение внешних обликов этих схем.

Табл. 2.5

Исходная Модифицированная

Фюзеляж

5мид, % (на дистанции x м по длине фюзеляжа) 2.7 (27) 2.7 (29)

модифицированная

исходная

Рис. 2.24 - Сравнение внешних обликов схемы бесхвостка модифицированной (с низким уровнем громкости ЗУ) и исходной с V-образностью

Результаты сравнения аэродинамических характеристик рассматриваемых аэродинамических схем бесхвостка представлены на рис. 2.25 - рис. 2.27.

Схема "бесхвостка"

модифицированная исходная

0.25 0.20 0.15 0.10 0.05 0.00 -0.05

0 1 2 3 4 5 6

Рис. 2.25 - Сравнение аэродинамической характеристики Суа = Г (а) схемы бесхвостка модифицированной и исходной с V образностью

-К

Схема "бесхвостка"

модифицированная

0.02 0.04 0.06 0.08 0.10 0.12 0.14 0.16 0.18 0.20 Рис. 2.26 - Сравнение аэродинамической характеристики К = Г (Суа) схемы бесхвостка модифицированной и исходной с V образностью

шга

Схема "бесхвостка"

0.012

0.008

0.004

0.000

-0.004

1 модифицированная (хТ=42.5%САХ) исходная (хТ=40.5%САХ)

«

О

Суа —I

-0.02 0.00 0.02 0.04 0.06 0.08 0.10 0.12 0.14 0.16

0.18 0.20

Рис. 2.27 - Сравнение аэродинамической характеристики Ш7а = Г (Суа) схемы бесхвостка модифицированной и исходной с V образностью

2.4 Возможности снижения уровня звукового удара планера нормальной схемы

Рассмотрим ближнее поле и эпюру звукового удара на земле исходной схемы с У-образностью в сравнении с МЭТВ (рис. 2.28, рис. 2.29).

Рис. 2.28 - Интегральная характеристика возмущенных скоростей в ближнем поле

исходной схемы планера и МЭТВ

На рис. 2.30, рис. 2.31 представлены ближнее поле и эпюра звукового удара на земле модифицированной (с «низким» уровнем громкости ЗУ) схемы планера в сравнении с МЭТВ.

Рис. 2.30 - Интегральная характеристика возмущенных скоростей в ближнем поле

модифицированной схемы планера и МЭТВ

Для нормальной аэродинамической схемы планера следует отметить возможность модификации как положительной, так и отрицательной фаз сигнатуры ударной волны за счет изменения относительных размеров и угла установки горизонтального оперения.

Результаты сравнения громкости и параметров эпюры звукового удара на земле рассматриваемой нормальной аэродинамической схемы представлены в табл. 2.6.

Табл. 2.6

«Нормальная» ь, авл АЬ, ёБЛ (Ь1-Ьисх.у=о) АРг, Па АРтах, Па АРтт, Па

Исходная с У 82.7 0 42 90 -82

Модифицированная 71 -11.7 24 61 -49

Сравнение основных геометрических параметров нормальной аэродинамической схемы модифицированной (с низким уровнем ЗУ) и исходной с У-образностью представлены в табл. 2.7. На рис. 2.32 представлено сравнение внешних обликов этих схем.

Табл. 2.7

Исходная Модифицированная

Фюзеляж

5мид, % (на дистанции х м по длине фюзеляжа) 2.7 (27) 2.7 (29)

Крыло

Начало передней кромки (по фюзеляжу) хп.к.(хпк. — относительно длины фюзеляжа), м(%) 29 (42) 27 (40)

Горизонтальное оперение (ГО)

^ГО, % 12 22

Ьго (при XI = 0.55 САХ), м 18.28 18.5

Аго (при XI = 0.55 САХ) 0.15 0.27

фго КРЕЙС, ° 0 +1

Рис. 2.32 - Сравнение внешнего облика нормальной схемы модифицированной (с низким уровнем громкости ЗУ) и исходной с V образностью

Результаты сравнения аэродинамических характеристик рассматриваемой нормальной аэродинамической схемы представлены на рис. 2.33 - рис. 2.35.

0.3 Суа

0.2 0.1 0.0

Схема "нормальная"