Перспективный пассажирский высокоскоростной самолет 2020-2035 гг. (поколения N2, N3 по терминологии NASA) должен иметь низкий звуковой удар, высокую топливную эффективность, допуск к полетам со сверхзвуковой скоростью над сушей, быть экологически приемлемым. Проблема снижения шума самолета и его двигателей является одной из ключевых во всех рассматриваемых концепциях, тем более, если учесть, что объем пассажирских авиаперевозок гражданской авиации России к 2020 г., по прогнозам аналитиков, может достигнуть 138 млн. пассажиров в год, т. е. увеличиться почти в 3 раза.

Двигатель для самолетов поколения N+3 (по терминологии NASA – это поколение, которое планируется ввести в действие в 2020-2035 г.г.), пока все еще виртуальный, вобрал в себя комбинацию самых перспективных технологий, предложенных двигательными фирмами, и сейчас используется как концептуальный при исследованиях и оптимизации облика самолета. Этот виртуальный двигатель, по мнению исследователей, обеспечивает расчетные уровни характеристик самолетов поколения N+3 и позволяет приблизиться к долгосрочным целям.

Если оценить обсуждаемые западными фирмами перспективные параметры турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД) для экологически чистых («зеленых») пассажирских самолетов (таблица 1), то можно сделать следующие выводы. При высоких степенях двухконтурности (m = 8 … 18) планируется реализовать большие суммарные степени повышения давления в компрессоре π*_Σ и соответствующие им высокие температуры газа перед турбиной. Российские фирмы называют еще более амбициозные значения параметров перспективных ТРДД: максимальная полная температура газа перед турбиной Т^*_Гмакс = 2100 … 2350 К, суммарная степень повышения давления в компрессоре по полным параметрам π*_кΣ = 50 … 100 и максимальная степень двухконтурности m_макc = 10 … 35 («ЦИАМ им. П.И. Баранова»).

Таблица 1. Основные параметры газогенераторов ТРДД для самолетов поколения N2А

По данным статистики и указаниям многих авторов, из всех неблагоприятных экологических факторов шум вызывает больше всего жалоб от населения – это объясняется тем, что от шума практически невозможно спрятаться, а жилые зоны при росте мегаполисов все ближе и ближе подходят к зонам аэропортов.

Известно, что шум двигателя доминирует при разбеге и взлёте, а именно эти режимы и влияют на акустический комфорт жилых районов.

Таким образом, одной из важнейших составляющих экологичности летательных аппаратов (ЛА) является приемлемый уровень шума его силовой установки. Задача обеспечения конкурентоспособности самолета по акустическим характеристикам непростая, её можно решить только комплексно, отдавая ведущую роль шумоглушению двигателя.

В России и в зарубежных странах решению этой задачи уделяется много внимания. В настоящее время действует, например, программа «Silencer», цель которой снизить до 2015 года уровень шума в окрестностях аэропортов до уровня шума «highway» («наземного транспорта»).

В этой программе принимают участие около 50 фирм Европы и Америки. При реализации «Silencer» предпочтение отдается классическим методам подавления шума (пассивному шумоглушению, конструктивным решениям и т.д.), и только намечены активные методы борьбы с шумом. Но уже в следующей, разрабатываемой в настоящее время программе «Openair» акценты смещены в сторону активных методов.

Не исключая пассивно снижение шума, «Openair» позволяет рассчитывать на качественный рывок в снижении его уровней до степени «bedroom» («в спальном районе»), что будет соответствовать предполагаемому ужесточению норм по шуму для новых самолетов на ~ 10 EPN дБ.

В ТРДД LEAR-X (фирма «CFM International»), работы по которому начались в 2008 г., например, применена турбина с низкой густотой решеток. А при разработке ТРДД Trent применена акустическая обработка корпуса турбины низкого давления (НД).

Несмотря на достигнутые успехи в шумоглушении, силовые установки по-прежнему остаются определяющим источником шума самолета на местности.

Основные причины шума лежат в области аэродинамики рабочего тела двигателя. Из-за огромной скорости реактивная струя турбулизирует окружающий её воздух, вследствие чего возникает шум. Кроме того, шумят механические детали: компрессор и турбина, лопатки которых тоже создают значительную турбулентность. Ранее большие резервы по уменьшению шума дала замена обычного турбореактивного двигателя (ТРД) двухконтурным турбореактивным двигателем (ТРДД), причем, чем выше двухконтурность m ТРДД, тем ниже генерируемый им уровень шума.

Согласно известным исследованиям максимальные уровни звуковой мощности современных двигателей при взлетном режиме работы достигают величины: у ТРДД с низкой степенью двухконтурности – 170 дБ (на примере двигателя НК86, m=1,3), у ТРДД с высокой степенью двухконтурности – 155 дБ (на примере двигателя Д18Т, m=6). Акустический КПД достигает максимального значения при взлетном режиме работы двигателя и составляет 1,5 % у ТРД (m=0), и 0,1…0,3 % – у ТРДД со степенью двухконтурности m = 5…6. С уменьшением режима работы двигателя его акустический КПД также уменьшается. Реактивная струя переводит в звук около 1,5% своей энергии, а лопаточные машины – на уровне 0,1…0,3 % энергии.

У двигателей с высокой степенью двухконтурности (m > 3), а именно такие и станут силовыми установками «зеленого» ЛА, наиболее мощным источником акустического излучения на всех режимах работы двигателя все-таки является вентилятор. Далее по уровню акустической мощности располагаются реактивная струя, камера сгорания и турбина. Но в то же время относительный уровень мощности турбины возрастает на низких дроссельных режимах работы двигателя.

Двигатель работает на режимах с пониженной тягой в момент взлета и посадки, именно поэтому в плане акустической безопасности перспективного «зеленого» ЛА роль турбины выходит на передний план по степени важности.

На режиме захода на посадку, когда двигатели работают на пониженных дроссельных режимах, акустическое излучение турбины особенно заметно именно у ТРДД с высокой степенью двухконтурности.

Шум турбины в принципе вызывается теми же причинами, что и шум вентилятора, но имеет специфические особенности, главная из которых связана с высокой крупно- и мелкомасштабной неравномерностью и флуктуациями потока, выходящего из камеры сгорания. Это значительно усиливает все широкополосные и дискретные составляющие шума турбины. В результате турбина создает широкополосный шум как в области низких, так и в области высоких частот. Дискретные составляющие возникают на частотах следования лопаток турбин компрессора и вентилятора, а также на кратных им и комбинированных частотах.

Самым важным в нашем исследовании является то, что дискретный шум от тихоходных турбин вентилятора ТРДД с большой степенью двухконтурности может находиться в области наиболее неприятных для человеческого уха средних частот. Поэтому иногда специально увеличивают число лопаток турбины вентилятора для перемещения в высокочастотную зону. Но этого зачастую оказывается недостаточно.

Высокая степень турбулизации и неоднородности, значительная скорость, а иногда и закрутка потока за турбиной являются причинами появления шума выходного канала ТРДД. Здесь возникают два вида шума. Вихревой шум появляется при обтекании стоек и др. препятствий, а турбулентный представляет собой шум взаимодействия потока газа со стенками канала и т.п.

Надо сказать, что имеющиеся в известной литературе экспериментальные данные по шуму турбин ТРДД, как правило, не обладают необходимой степенью общности для построения надежной аналитической или эмпирической методик расчета дальнего акустического поля турбин, работающих в системе ТРДД. Известен целый ряд работ, посвященных изучению шума турбины. В результате исследований установлено, что в дальнем акустическом поле ТРДД обычно бывает заметно излучение от последней ступени турбины, служащей для привода вентилятора двигателя.

Интересно отметить тот факт, что распространение шума турбины вверх по потоку затруднено вследствие загромождения проходного сечения проточной части (тракта) камерой сгорания и ступенями компрессоров и конвекции звука потоком. На распространение шума турбины вниз по потоку заметное влияние оказывают импеданс среза сопла в осевом направлении, пульсации скорости и температуры в потоке, градиенты скорости и температуры в зонах перемешивания газовой и воздушной струи ТРДД между собой и с окружающей воздушной средой.

Что касается ступени турбины, то здесь образование шума осложняется наличием поля пульсаций температуры потока. При этом важнейшим источником шума являются пульсации давления на поверхности лопаток рабочего колеса (РК) и соплового аппарата (СА), когда они взаимодействуют с турбулентными следами за лопатками, расположенными выше по потоку.

Вследствие рефракции звуковых волн и дисперсии скорости звука в зонах турбулентного перемешивания потоков, которые приводят к неупорядоченным изменениям амплитуды и фазы колебаний вдоль фронта, происходит рассеяние энергии гармонических колебаний в области частот, прилегающих к частоте следования лопаток РК турбины. В результате действия этих явлений излучение турбины на частоте следования лопаток РК проявляется в дальнем акустическом поле в виде «размытого» по частоте спектрального максимума. Измерения, выполненные на фирме «Роллс-Ройс», показали, что непосредственно за турбиной в спектре пульсаций давления присутствует дискретная составляющая на частоте следования лопаток РК, однако после прохождения звука через выхлопную струю в дальнем акустическом поле фиксировался лишь «размытый» по частоте максимум давления.

Экспериментально установлено, что интенсивности отдельных составляющих в спектре акустического излучения турбины зависят от взаимного расположения сопел внутреннего и наружного контуров ТРДД, от соотношения чисел сопловых и рабочих лопаток, от закрутки лопаток СА, от степени равномерности распределения лопаток РК по шагу, от величины осевого зазора на ступени и числа оборотов ротора и т.п.

В настоящее время учеными разных стран предпринимаются значительные усилия по снижению шума турбин существующих и перспективных гражданских самолетов.

Конечно, сейчас повсеместно применяются способы внешнего глушения. При этом, важным способом снижения шума двигателя стало широкое использование так называемых звукопоглощающих конструкций (ЗПК).

Как известно, по принципу работы звукопоглощающие конструкции, выполняющие функции звуковых фильтров, разделяют на два типа: резонансные и диссипативные (с рассеиванием энергии). В резонансных ЗПК энергия падающей звуковой волны гасится за счёт возбуждения вынужденных колебаний воздуха в замкнутых объёмах резонаторов. В диссипативных ЗПК потеря акустической энергии происходит за счёт трения частиц в пористых структурах из гомогенного материала.

Резонансные ЗПК, применяемые в системах шумопоглощения авиационных двигателей, представляют собой одно- или двухслойные сотовые конструкции. Двухслойные ЗПК могут быть настроены не на одну, а на две частоты. Но, надо сказать, что у обоих типов полоса гасимых частот достаточно узкая.

Прорывом на фронте борьбы с шумом можно считать создание градиентных звукопоглощающих конструкций с плавным изменением пористости и плотности по толщине слоя. Отличительная черта этих материалов, созданных во Всероссийском институте авиационных материалов (ВИАМ), — высокая звукопоглощающая способность в очень широком диапазоне.

Благодаря установке ЗПК на отечественных авиадвигателях удалось снизить шум самолётов семейства Ту-204 и Ил-96 до норм ИКАО, действующих с 2001 г. К сожалению, применение звукопоглощающих конструкций не только удорожает строительство самолёта, но утяжеляет его конструкцию и соответственно ухудшает экономические показатели из-за повышения расхода топлива.

Известно, что эффективная длина облицовки звукопоглощающим покрытием определяется в четыре калибра канала.

Все существующие на данный момент средства шумоподавления относятся к пассивным, то есть глушится уже существующий звук. Но развитие науки и техники в настоящее время заставляет активно воздействовать на источники шума. Например, есть проект, предусматривающий установку внутри корпуса двигателя системы из микрофонов и излучающих устройств, которые принимают звуковой сигнал и подают его обратно в противофазе. Но в данный момент экспериментальная система весьма сложна и громоздка.

Многого ждут сейчас от фундаментальных исследований механизмов генерации шума турбулентными потоками, роли в этом процессе вихревых структур, изучения проблем образования вихрей и их распада. Так, удалось установить, что турбулентная струя состоит из совокупности элементарных вихревых колец различного размера, напоминающих по структуре кольца табачного дыма. Каждый такой вихрь генерирует узкополосные звуковые колебания, которые в сумме дают широкополосный шум турбулентной струи.

Развитие расчетно-экспериментальных методов для разрабатываемых перспективных двигателей на базе унифицированного газогенератора позволяет оптимизировать ротор-статор взаимодействие, определить модальный состав этого взаимодействия и настраивать акустические характеристики звукопоглощающих конструкций на подавление наиболее энергонесущих мод.

Ещё одним существенным мероприятием могло бы стать применение наклонных лопаток, снижающих уровень шума за счет фазового рассогласования излучения на выходе из колеса.

Для эффективной борьбы с шумом турбины перспективного «зеленого» ТРДД необходимо досконально разобраться в причинах, порождающих этот шум.

В плане изучения акустики турбины интересны опыты NASA на трехступенчатой турбине, которые показали: шум на дискретных частотах увеличивается при росте степени расширения на турбине и при постоянной скорости вращения; шум на дискретных частотах уменьшается при Т*г = const и при увеличении скорости вращения. Этот результат эквивалентен увеличению шума с повышением относительной скорости на рабочих лопатках при Т*г = const.

Очевидно, что для глушения шума перспективных турбин целесообразно реализовать программу, содержащую комплекс мер, перечисленные далее.

Для уменьшения шума необходимо, чтобы поток на входе в ступень был равномерным. С этой целью необходимо исключить косой задув в ступень, не допускать образование толстого пограничного слоя на стенках канала, удалить входной направляющий аппарат и другие тела, расположенные в потоке перед входом в ступень, которые могут являться причиной появления крупномасштабной турбулентности потока.

Снижения шума ступени лопаточной машины можно достичь увеличением относительного осевого зазора, определяемого отношением осевого зазора к хорде лопатки, вплоть до Δ=1. Но при Δ >1,0 увеличение дает незначительное снижение шума.

На уровень шума решетки турбомашины большое влияние оказывает геометрический угол входа потока, причем существует оптимальный угол, соответствующий оптимальному углу установки лопаток, при котором шумоизлучение минимально при любых углах атаки.

Уменьшение уровня шума на основной гармонике частоты следования лопаток f = nz (где n – частота вращения, z – число лопаток) достигается расфазировкой источников шума одним из следующих методов: неравномерным размещением лопаток; применением лопаток с изломом; использованием наклонных лопаток.

Снижение шума также достигается применением пористых лопаток или лопаток с отверстиями для смещения точки отрыва пограничного слоя.

Одной из основных задач создания ТРДД для перспективных пассажирских самолетов является обеспечение требуемой степени двухконтурности m, в значительной степени влияющей на важнейшие эксплуатационные характеристики, как двигателя, так и самолета, а также его акустические характеристики.

Определяющим геометрическим параметром с точки зрения обеспечения требуемой степени двухконтурности является диаметр разделительной обечайки D₀ [1], который определяет и возможность размещения турбины низкого давления (ТНД) на максимальном диаметре. Повышение наружного диаметра выходного сечения ТНД D^п_тнд вызвано необходимостью снизить число ступеней z_t при сохранении достаточно высокой окружной скорости u_тср. На рисунке 1 показана взаимосвязь средней окружной скорости турбины и относительной высоты лопаток D_ср/h_т [9]: очевидно, что для реализации высоких окружных скоростей перспективных турбин необходимо находить разумный баланс между расположением выходного сечения турбины на максимально возможной высоте и применения оптимальных по высоте и динамико-прочностным характеристикам лопаток.

Число ступеней турбины определяется выражением: ,

где с_адт – располагаемая скорость газа в турбине; – средняя окружная скорость турбины; D_тср – средний диаметр турбины, D_кср – средний диаметр компрессора, u_к – скорость вращения ротора компрессора на среднем диаметре; y = 0,5…0,55 – коэффициент нагруженности (причем, для ТНД и ТВД оптимальные значения данного коэффициента будут различны [6, с. 12]). Что касается нагруженности ступеней, то в проектируемых ТРДД её стараются увеличить. Такой путь уже был применен компанией Honeywell для 3-ступенчатой ТНД, в итоге реализации удалось снизить число ступеней с 3-х до 2-х и увеличить нагруженность ступени на 37 % [5].

Рисунок 1. Взаимосвязь средней окружной скорости турбины и относительной высоты лопаток [9]

Анализ перспектив авиадвигателестроения выявляет тенденцию к повышению диаметральных размеров вентилятора (D^п_в) и при определенных значениях относительного диаметра втулки вентилятора d_{вт в} – к росту D₀. В таблице 1 приведены перспективные значения D^п_в, а также других основных параметров узлов двигателей для гражданских самолетов поколений N2A, N2B [1]. Из приведенной таблицы определяются и перспективные значения d_{вт в} для рассматриваемых двигателей.

Таблица 1. Параметры узлов двигателей для самолетов поколений N2A, N2B

Вместе с тем анализ конструкций серийных и спроектированных за последние 10 – 20 лет ТРДД (4 и 4 + поколений) показывает, что диаметр выходного сечения ТНД D^п_вых
практически у всех ТРДД превышает диаметр разделительной обечайки D₀ (таблица 2).

Анализ геометрии этих двигателей позволяет сделать еще ряд выводов. Наблюдается взаимосвязь высоты последней лопатки ТНД и определенных параметров двигателя: суммарного числа ступеней компрессора двигателя z_к (рисунок 2), высоты лопатки последней ступени ТНД h_т и числа ступеней ТНД z (рисунок 3), отношения h_{т вых}/ D_{т вых} (рисунок 4); отношения D_{т ср}/h_т и h_т/b (рисунок 5).

Соотношение D_{т вых}/D₀ перспективных ТРДД превышает единицу. Например, перспективный ТРДД компании Rolls-Royce для самолета поколения N + 3 (характеризуется существенным улучшением экономических и экологических характеристик, начало эксплуатации планируется на 2030-2035 гг.) имеет отношение D_{т вых}/D₀ =1,41; трехвальный ТРДД RB285 (Rolls-Royce) – 1,125 [3].

Турбины современных двигателей, как правило, имеют формы проточных частей турбин близкие к D_ср=const и D_вт=const. Известно, что форма проточной части D_п=const при возможности получать максимальную окружную скорость во всех ступенях опасна высокой степенью вероятности появления срыва потока и неудобством формирования компоновки газогенератора из-за высокого значения d_{вх п}.

Рисунок 2. Зависимость высоты последней лопатки ТНД и суммарного числа ступеней компрессора ТРДД 4 и 4+ поколений (анализ авторов)

Рисунок 3. Взаимозависимость высоты лопатки последней ступени ТНД и числа ступеней ТНД ТРДД 4 и 4+ поколений (анализ авторов).

Рисунок 4. Взаимосвязь высоты последней лопатки ТНД и отношения h _{т вых}/D _{т вых} (анализ авторов).

Степень раскрытия меридионального профиля проточной части турбины, характеризующаяся углом раскрытия γ, оказывает влияние на значение D^п_вых . При этом tg γ изменяется пропорционально удлинению лопатки последней ступени и обратнопропорционально числу ступеней ТНД. При реализации формы D_ср=const должно выполняться ограничение γ_вт= 15º–18º [2, с.366]. Влияние на угол раскрытия γ оказывает отношение удлинений рабочих лопаток в первых и последних ступенях. Это отношение может достигать 0,45–0,55 [4]. Рост величины γz/h_т вызывает рост степени понижения давления в турбине низкого давления π*_тнд. На основе анализа выполненных ТРДД 4 и 5 поколений можно сказать, что отношение z/h_т падает при росте отношения h_{т вых}/D₀ (рисунок 6).

Рисунок 5. Взаимосвязь отношений D_{т ср}/h_т и h_т/b [8].

Для определения оптимальных диаметральных габаритов выходного сечения турбины необходимо оценить напряженное состояние рабочей лопатки последней ступени ТНД [4]. Согласно имеющимся результатам исследований [2, с.573], наиболее существенное влияние на растягивающие напряжения в лопатках последней ступени турбины оказывают окружные скорости компрессора u_к и коэффициент производительности компрессора, где G_в – действительный расход воздуха через компрессор, G_в0 – теоретический расход, достижимый в случает отсутствия втулки, а также при скорости воздуха на входе, равной критической скорости, и при отсутствии окружной составляющей [2, с.177].

Рост π*_тнд может (из условия равенства работ) наступить только в условиях увеличения степени повышения давления в компрессоре низкого давления π*_кнд, очевидно, что в этом случае возрастет и π*_Σ. Как следствие – при реализации более внушительных степеней повышения давления в компрессоре температура воздуха за последней его ступенью Т*_к возрастет, равно как и по очевидным причинам Т*_г (при неизменных параметрах процесса подвода тепла в камере сгорания).

Рисунок 6. Взаимосвязь отношений z/h_т и h_{т вых}/D₀

От значения T*_г зависит и температура газа в окружной движении перед рабочим колесом T*_1w [7], со значением которой связана проблема, пока окончательно не нашедшая решения при проектировании современных двигателей. Очевидно, что её значение определяет температуру материала лопаток. С одной стороны, с позиции получения улучшенных технико-экономических характеристик двигателя, необходимо повышать T*_г . С другой стороны, с позиций организации системы охлаждения целесообразно иметь умеренные значения T*_1w, в оптимальном случае получающиеся при соотношении u/с_ад, соответствующем максимуму лопаточного (адиабатического) КПД. При снижении T*_1w снижается степень реактивности ступени. При очень низких значениях степени реактивности падает осевая сила, т.е. нарушается равновесие между силой, тянущей компрессор вперед и турбину назад. Вследствие этого растет нагрузка на заднюю опору, возникает необходимость устанавливать эксклюзивные – рассчитанные на данную, и довольно высокую, нагрузку подшипники. Отечественное машиностроение в настоящий момент не готово к производству таких подшипников и, как показывает практика, оснащение двигателя такими подшипниками иностранного производства ведет к настолько резкому удорожанию изделия, что оно перестает быть конкурентоспособным.

Для перспективных ТРДД, имеющих сверхвысокие степени двухконтурности, проблема шума турбины становится весьма актуальна – для перспективного пассажирского самолета показательным является шум, генерируемый в области аэропортов и жилых зон, т.е. шум, издаваемый на пониженных режимах. Режимы с пониженной тягой характерны для взлета и посадки. Известно, что на этих режимах шум турбины имеет более высокий уровень, чем другие составляющие шума двигателя.

Все существующие на данный момент средства шумоподавления относятся к пассивным, то есть глушится уже существующий звук. Для перспективных ТРДД с целью глушения шума турбины предлагается установка звукопоглощающих конструкций. Проведенный анализ эффективности предлагаемых различными программами к применению на турбинах перспективных ТРДД пассивных средств глушения шума показывает, что они не дадут того уровня снижения шума, которое корреспондировалось бы с тенденциями изменения соответствующих требований.

Развитие науки и техники в настоящее время заставляет активно воздействовать на источники шума. Разработка активных способов борьбы с шумом, его глушение в источнике, сейчас все еще представляют собой значительную сложность и, к тому же, нуждаются в новых и новых исследованиях, но именно они и должны быть применены для снижения шума турбин перспективных ТРДД. Например, предлагается метод влияния на ротор-статор взаимодействие, основанный на оптимальной с точки зрения генерируемого шума организации взаимодействия лопаток рабочего колеса последней ступени ТНД с закромочным следом лопаток соплового аппарата.