Рис. 16.28. Расположение контрольных пунктов (КП) для замера уровня

шума

EPNdS

115 НО 105 100 35 90 85 80

Рис. 16.29. Нормы на допустимый уровень шума и фактические уровни шума некоторых современных пассажирских самолетов-

динамический шум самолета (а - ме.чаиизация крыла и шасси выпущен!, б - поле?:

ная конфигурация)

при наборе высоты - иа расстоянии 6,5 км от начала разбега;

при заходе на посадку - на расстояние 2 км от начала ВПП (рис. 16.28).

Допустимый уровень шума в принятых нормах выражается через взлетную массу самолета (так как тяговооруженность пассажирских самолетов примерно одинакова).

При взлете и при заходе на посадку

L = 6,6 Ig mo + 91,6 ЕРЩБ; (16.23)

при наборе высоты

L = 16,6 Ig /По + 65,8 ЕРЩБ, (16.24)

где /По - взлетная масса самолета (т).

При уменьшении взлетной массы самолета требования по шуму становятся жестче -- допустимый уровень шума снижается, что связано с более частыми полетами самолетов небольшого размера. Однако для самолетов с взлетной массой менее 37,5 т, а также более 350 т, допустимый уровень шума принимается постоянным (рис. 16.29).

Следует заметить, что для наблюдателя на земле уменьшение шума от реактивного самолета на 10 ЕРЫдБ соответствует кажущемуся снижению шума приблизительно на 50 %.

16.5.3. Возможные методы снижения шума

На современных реактивных самолетах основными источниками шума являются реактивный двигатель и нестационарный поток, обтекающий планер самолета (аэродинамический шум). В первом случае шум генерируют: реактивная струя, вентилятор, турбина и компрессор (рис. 16.30).

Одним из наиболее интенсивных источников шума реактивного двигателя является струя. В настоящее время шум реактивной струи достаточно изучен. Наличие на границе струи большого градиента скорости приводит к эжек-ции воздуха из окружающего пространства и образованию вихрей в зоне смешения, что и порождает шум. Наибольшее влияние на шум реактивной струи оказывает скорость истечения струи (уровень шума пропорционален ~W). Следовательно, самым эффективным методом уменьшения шума струи является снижение ее скорости.

Успехи в снижении шума реактивной струи связаны прежде всего с созданием двухконтурных турбореактивных двигателей, скорость

Рис. 16.30. Относительная интенсивность и направленность шума различных источников на ТРД и ТРДД:

/ - компрессор} 2 турбина; 3 - реактивная струя; 4 - рентнлятор

струи которых значительно меньше, чем на одноконтурных. Когда на пассажирских самолетах вместо ТРД были установлены первые ТРДД с небольшой степенью двухконтурности (т 1), уровень шума был понижен примерно на 15 ЕРМдБ. Разработка ТРДД с большой степенью двухконтурности (т - = 4 ... 6) позволила уменьшить шум реактивной струи еще на 13 ... 17 ЕРМдБ. Дальнейшее увеличение степени двухконтурности нецелесообразно, так как щум струи практически не уменьшается, а уровень шума вентилятора прогрессивно увеличивается, значительно перекрывая уровень щума реактивной струи. У ТРДД с больщой степенью двухконтурности вентилятор стал основным источником шума, распространение которого происходит как вперед, так и назад, подобно шуму компрессора и турбины ТРД. Компрессор промежуточного давления, турбина и две струи (от вентилятора и от газогенератора) являются дополнительными источниками шума ТРДД.

Дальнейшее снижение щума вентилятора, компрессора и турбины ТРДД достигается использованием внешнего глушения щума, для чего внутренние поверхности гондолы двигателей покрываются звукопоглощающей (акустической) облицовкой. Звукопоглощающая облицовка представляет собой слоистую конструкцию, внешний слой которой состоит из пористого материала, а под внешним слоем располагается слой ячеистой конструкции. Ячейки в данном случае работают как акустические полости.

Благодаря применению акустической облицовки гондолы удалось снизить уровень шума современных ТРДД на 10 ... 13 ЕРНдБ. Дополнительное глушение шума на 3 ... 5 ЕРНдБ (связанное, однако, с увеличением массы гондолы) можно получить удлинением воздухозаборника и выхлопного сопла (рис. 16.31).

Пе/хририробаннаа облицовка

6 7 8 9 70

Рис. 16.31. Особенности компоновки и расположения акустической облицовки гондолы ТРДД: / - гондола современных ТРДД с большой степенью двухконтурности; 2 - одноступенчатый вентилятор без входного направляющего аппарата; 3 - спрямляющий аппарат; 4 - отклоняющая решетка реверсера тяги вентилятора; 5 - створки реверсера тяги; б - возможная модифцщ1рованная гондола; 7 - акустическая облицовка удлиненного воздухозаборника; 3 - облицовка удлиненного канала внешнего контура; 9 - облицованный смеситель; 10 - облицованное удлиненное выхлопное сопло; - конструкция акустической облицовки

Рис. 16.32. Влияние степени двухконтурности ТРДД на уровень воспринимаемого и1ума:

/ - шум реактивной струи; 2 - сопло с глушителем; 3 - шум многоступенчатого вентилятора, компрессора и турбины; 4 - вентилятор одноступенчатый; 5 - гондола двигателя со звукопоглощающей облицовкой; 6 - удлиненные воздухозаборник и выхлопное сопло; 7 ~ ТРДД Роллс-Ройс RB-21I

2 J i 5 в иг

Следует заметить, что целесообразность использования того или иного метода снижения шума зависит от степени двухконтурности реактивного двигателя. Например, акустическая облицовка гондолы ТРД и ТРДД с небольшой степенью двухконтурности бессмысленна, так как для этих двигателей доминирующим является щум выхлопной струи. В данном случае для снижения шума используется специальное щумоглушащее сопло (гофрированное, лепестковое, многотрубчатое и др.), нашедшее широкое применение в эксплуатации первых пассажирских реактивных самолетов. При степени двухконтурности т > 1 применение сопла с глушителем становится уже нецелесообразным (рис. 16.32).

Следует упомянуть еще об одном методе снижения шума, который позволит снизить шум самолета при заходе на посадку. Использование микроволновой системы посадки даст возможность самолетам заходить на посадку по траектории планирования с углом наклона 6° вместо 3°, по которой планируют современные самолеты. Увеличение высоты пролета над прилегающей к аэродрому местностью, естественно, понизит уровень шума, создаваемого самолетом.

Дальнейшее снижение шума силовой установки позволит снизить шум всего самолета только до некоторого предела, определяемого шумом обтекания планера, или, как его часто называют, аэродинамическим шумом. Шум планера современного самолета приблизительно на 6 ... 10 ЕРЫдБ ниже щума силовой установки (см. рис. 16.29). Этот шум определяется такими факторами, как турбулентный пограничный слой, обтекание выпущенных стоек шасси, закрылков и предкрылков, а также турбулентным следом за крылом и фюзеляжем.

Интенсивность шума планера пропорциональна скорости полета в пятой-щестой степени. Аэродинамический щум в ближайшие годы может оказаться основной составляющей общего шума самолета при заходе на посадку.

16.6. ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА 16.6.1. Размещение топлива на самолете

Топливная система современного самолета включает в себя следующие основные элементы: топливные баки, трубопроводы, насосы, клапаны, краны, фильтры, систему различных автоматов, датчиков, измерительных приборов и т. д.

Назначение топливной системы - обеспечить подачу топлива к двигателям на всех возможных для данного самолета режимах полета (по высоте, скорости и перегрузкам) в нужном количестве и с необходимым давлением. На сверхзвуковых самолетах, особенно предназначенных для длительного сверхзвукового полета, топливная система выполняет еще ряд других важных функций, обеспечивая охлаждение некоторых частей и систем самолета (гидравлической, кондиционирования и др.). Кроме того, с помощью перекачки топлива (вперед-назад) можно изменять центровку самолета, парируя сброс боевой нагрузки, сдвиг фокуса при переходе от дозвукового полета к сверхзвуковому и т. д. При этом, естественно, уменьшается запас устойчивости самолета, а следовательно, снижается балансировочное сопротивление. . На рис. 16.33 показана схема топливной системы современного самолета.

Размещение топлива в значительной мере определяет общую весовую Компоновку самолета; так как запас топлива на современных дозвуковых и сверхзвуковых самолетах может превышать

шшш- топшбная магистраль УРйй =я топлибная магистраль ВСУ - дренажная система

система запрабки и спида обратный клапан

пластинчатый откидной клапан

а>. топлибные насосы и обратный клапан

Рис. 16.33. Принципиальная схема топливной системы современного самолета:

изоляции баков; 10 454

край перекрестного питания; - топливный клапан и васое ВСУ

Рис. 16.34. Размещение топливных баков ,на сверхзвуковом пассажирском самолете Конкорд :

1,2,8 - балаисировочны: баки; 3,7 - расходные баки; 4, 5, 6, 9, 10 - основные баки

ь0% от взлетной массы самолета (на самолете Конкорд величина тшах = 0,52).

Размещается топливо в специальных топливных баках, которые по своему назначению делятся на основные, расходные и балансировочные (в зависимости от типа самолета балансировочные, а иногда и расходные .баки в топливной системе могут не предусматриваться).

Питание двигателей топливом можно осуществлять из любых топливных баков, но чаще всего для этого используют специальные расходные (коллекторные) баки, в которые в определенной последовательности перекачивается топливо из основных баков.

Топливная система с расходным баком имеет определенные преимущества (особенно для самолетов военного назначения): она обладает большей надежностью, так как при выходе из строя основных баков в запасе остается расходный бак (до 20 % всего топлива), защиту которого можно обеспечить бронированием; один расходный бак (или несколько) легче оборудовать специальными устройствами для бесперебойного питания двигателя при выполнении маневров с положительными и отрицательными перегрузками и т. д.

Топливные баки могут размещаться как в фюзеляже, так и в крыле самолета (симметрично по отношению к центру масс). И та, и другая компоновки имеют определенные преимущества и недостатки. Крыльевые топливные баки имеют большую площадь поражаемой поверхности, что приводит к меньшей живучести топливной системы. Это основной недостаток такого расположения топливных баков. Однако при размещении топлива в крыле его масса разгружает крыло в полете от изгибающего момента, благодаря чему получается определенный выигрыш в массе конструкции крыла. Кроме того, при размещении топлива в крыле фюзеляж практически полностью можно занять под полезную нагрузку, что имеет большое значение в первую очередь для пассажирских и транспортных самолетов. Поэтому на всех пассажирских, транспортных и тяжелых военных самолетах топливные баки размещаются главным образом в крыле (рис. 16.34).

Размещение топлива в фюзеляже может оказаться более целесообразным для военных самолетов (особенно в боевых операциях на малых высотах). Располагая топливные баки в фюзеляже над