Перспективы снижения уровня звукового удара коммерческих сверхзвуковых самолетов нового поколения

Том ХЬЇ

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 2010

№ 5

УДК 629.735.33.015.3 : 533.695.12

ПЕРСПЕКТИВЫ СНИЖЕНИЯ УРОВНЯ ЗВУКОВОГО УДАРА КОММЕРЧЕСКИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ

В. И. БИРЮК, М. Р. ИБРАГИМОВ, В. В. КОВАЛЕНКО, А. П. НОВИКОВ, В. Н. ТИТОВ, Т. Ю. ЧАЙКА, Ю. Н. ЧЕРНАВСКИХ, В. Г. ЮДИН

Представлена расчетная оценка уровня звукового удара перспективных коммерческих сверхзвуковых самолетов в крейсерском сверхзвуковом полете.

Ключевые слова: звуковой удар, шум на взлете и посадке, перспективный коммерческий сверхзвуковой самолет, крейсерский сверхзвуковой полет, предварительная аэродинамическая разработка.

Опыт создания и эксплуатации сверхзвуковых пассажирских самолетов (СПС) первого поколения (Ту-144 и «Конкорд») показал, что проблема удовлетворения существующих общепринятых в гражданской авиации норм и экологических требований несет в себе основные техниче-

БИРЮК Виктор Илларионович

кандидат технических наук, главный научный сотрудник ЦАГИ

ИБРАГИМОВ Марат Розалитович

инженер ЦАГИ

КОВАЛЕНКО Виктор Васильевич

кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник ЦАГИ

НОВИКОВ Андрей Павлович

инженер ЦАГИ

ТИТОВ Владимир Николаевич

Главный специалист ЗАО «Новые гражданские технологии Сухого»

ЧАЙКА Тарас Юрьевич

Директор дирекции ЗАО «Новые гражданские технологии Сухого»

ЧЕРНАВСКИХ Юрий Николаевич

кандидат технических наук, начальник сектора ЦАГИ

ЮДИН Владимир Григорьевич

кандидат технических наук, начальник сектора ЦАГИ

ские и коммерческие риски при создании СПС нового поколения. Учитывая почти вдвое большие скорость, высоту крейсерского полета и потребную тяговооруженность СПС, по сравнению с существующими пассажирскими дозвуковыми реактивными самолетами, можно понять, почему основные трудности связаны с выполнением экологических требований. Известно, что кроме вредных выбросов в атмосферу и шума на взлете и посадке, характерных и для дозвуковых самолетов, крейсерский сверхзвуковой полет СПС сопровождается еще и звуковым ударом на земле. Для СПС первого поколения воздействие его было так велико, что в ряде стран был введен полный запрет на пролеты над населенной сушей. Такие строгие ограничения не могут не влиять на коммерческую целесообразность осуществления подобных проектов.

Учитывая важность экологических аспектов, были проведены предварительные аэродинамические и инженерно-конструкторские исследования компоновок перспективных коммерческих сверхзвуковых самолетов [1], включая расчетные оценки уровня звукового удара в крейсерском сверхзвуковом полете и шума на взлете — посадке. При формировании аэродинамических компоновок использовались:

• для снижения интенсивности звукового удара — неформализованный метод снижения звукового удара. Приближение возмущений от СПС в ближнем поле к возмущениям от «тела с теоретически минимальным звуковым ударом», для заданных массы, скорости, высоты полета, длины СПС [2]. Применение крыльев с большой поперечной V-образностью. Специальное распределение площадей поперечных сечений и подъемной силы по длине СПС;

• для снижения шума на взлете и посадке — экранирование входного (воздухозаборника) и выходного устройств (струи) силовой установки;

• для снижения лобового сопротивления, обусловленного подъемной силой и продольной балансировкой — крылья с неплоскими срединными поверхностями [3].

Оценивались возможности выполнения основной транспортной задачи — требований по дальности, пассажировместимости, комфорту, базированию (класс ВПП, выполнение норм АП-25, ограничения по скорости захода на посадку и прочие).

В работе представлены результаты численных исследований уровня основного звукового удара (на земле, в продольной плоскости движения) двух компоновок перспективных СПС в крейсерском сверхзвуковом полете (число М = 1.8) в стандартной атмосфере, коэффициент отражения поверхности земли K = 2. Боковой, в зоне тени и вторичный звуковые удары по интенсивности меньше или существенно меньше основного звукового удара в данной работе не оценивались. Оценки уровня звукового удара выполнены расчетными методами BOOM и ZEPHYRUS. В качестве исходных данных использовались результаты расчетов в ближнем поле по программе X-CODE [4], которая применялась и для расчета аэродинамических характеристик при числах М > 1.2, и «интеграл Жилина», избавляющий от необходимости проведения трудоемких расчетов в ближнем поле на удалении 5 — 10 калибров длины фюзеляжа [5]. Метод расчета BOOM [5] построен на классической теории, без учета времени нарастания избыточного давления в ударных волнах [6]. Метод ZEPHYRUS [7] предусматривает учет влияния эффектов абсорбции и дисперсии, и в этом смысле (и масштабе) время нарастания избыточного давления частично учитывается. В настоящее время какого-либо надежного и верифицированного метода оценки времени нарастания избыточного давления в ударных волнах не существует. В результате анализа экспериментальных данных установлена эмпирическая зависимость величины времени нарастания т избыточного давления в простых ударных N-волнах от величины максимального перепада давления Ар:

т = 3 мс х 48 Па / Ар,

где т — величина времени нарастания в мс; Ар — перепад давления в Па.

Эта простая зависимость отражает тот факт, что в простых ударных N-волнах с максимальным перепадом давления Ар ~ 48 Па величина времени нарастания избыточного давления т составляет примерно 3 мс и при уменьшении Ар увеличивается.

При оценке величины громкости звукового удара в результаты оценок по методам BOOM и ZEPHYRUS были введены соответствующие поправки, которые распространялись только на максимальные величины перепада давления в головной ударной волне. Такая методика, возможно, избавит нас от слишком оптимистичных, заниженных оценок значений громкости звукового

удара. Оценки громкости выполнены в A-SEL метрике и представляют собой осредненные величины, полученные по методам BOOM и ZEPHYRUS с поправками. Выбор A-SEL метрики обусловлен ее широким распространением в существующих нормах, например по промышленному шуму, существующими предварительными оценками приемлемости интенсивности воздействия на человека [8]. На результаты оценок громкости в A-SEL метрике существенным образом влияют аэродинамическая компоновка СПС и геометрия его отдельных элементов, учет естественных явлений абсорбции, дисперсии и времени нарастания избыточного давления в простых ударных N-волнах и в более сложных по структуре модифицированных звуковых волнах, о которых и будет идти речь в данной работе. Это является важнейшим фактором для существования возможности осуществления любой процедуры по формированию облика СПС с низким уровнем звукового удара.

Первая компоновка — административный СПС на 8 пассажиров, с уровнем комфорта в салоне, аналогичным большинству существующих дозвуковых административных самолетов с максимальной продолжительностью полета до 5 — 6 ч (приняты габариты салона самолета Falcon 50 — два кресла в ряду с проходом шириной 0.381 м, высотой 1.785 м), с трансатлантической дальностью 7400 км. На рис. 1 представлена схема общего вида исходной компоновки. Основное требование по базированию — аэродром с длиной ВПП не более 2000 м.

Для СПС первого поколения с взлетной массой около 200 т эпюры избыточного давления звуковой волны на земле имели характерную форму в виде буквы N. Простое масштабирование таких компоновок (уменьшение геометрических размеров и массы) не приводит к желаемому существенному снижению значений избыточного давления в звуковой волне (рис. 2). Например, для компоновок с массой около 50 т в начале крейсерского сверхзвукового полета при М = 2 максимальное избыточное давление в звуковой N-волне может достигать 70 — 85 Па. Существенно снизить интенсивность звукового удара можно за счет модификации N-волны. «Разбив» головную волну, например на две, можно снизить максимальный перепад давления примерно вдвое. Подобный эффект можно получить, применяя крыло с большой положительной V-образностью (до 20 — 30°). Применение V-образного крыла является одним из основных способов снижения уровня звукового удара компоновки [1, 2]. У представленной на рис. 1 исходной компоновки на 8 пассажиров V-образность составляла 26° в наплыве и 11° на консоли. Однако известно, что избыточная положительная V-образность, свыше 5 — 10°, является источником существенных ограничений при выполнении маневров и, особенно, на малых скоростях, например при выполнении взлета и посадки с боковым ветром, когда эффективность аэродинамических органов управления минимальная. Параметрические исследования показали, что можно надеяться на устойчивую реализацию «модифицированной» формы головной части звуковой волны (отсутствие образования N-волны) и при меньших значениях V-образности — 18° в наплыве и ноль — на консоли, на протяжении всего крейсерского полета. На рис. 3 представлены сигнатуры избыточного давления в головных волнах для исходной компоновки (см. рис. 1) в начале крейсерского полета (полетная масса — около 50 т) при числе Маха M = 1.8 и высоте Н = 16 км для рассмотренных зна-

------G/S = 350 кг/м2

G/S = 500 кг/м2

Рис. 1

Рис. 2

р, Па

ММ

!Г \ N

II О

чАГ? Го

ч

-0.05

р, Па

0.05

0.1

— >и

ч ч

¿1

г с_/ / ’

1 ч ^4

-аоб

о

26-11;— 2б-о;

0.05

18-о;------ю-о;

с

0.1

----0-0

Рис. 4

чений У-образности крыла в наплывной части

И на консоли (^наплыва ^консоли = 26 11 ,

26°— 0; 18°— 0; 10°— 0; 0 — 0). Уточнение возможного полетного положения центра масс самолета позволило сместить крыло относительно фюзеляжа вниз по потоку. Горизонтальное оперение из положения «среднеплан» было смещено вниз, в «палубное» положение, с целью модификации замыкающего скачка избыточного давления в звуковой волне. Компоновка приобрела вид, представленный на рис. 4. Сигнатуры избыточного давления в ударных волнах этой компоновки, рассчитанные без учета (ВООМ) и с учетом абсорбции и дисперсии (2БРИУЯи8) в начале (высота — 15 750 м, масса — 48.5 т), в середине (высота — 17 000 м, масса — 39.5 т) и в конце (высота — 18 250 м, масса — 30.5 т) крейсерского полета при числе М = 1.8, демонстрируют устойчивую «модифицированную» структуру как в головном, так и в замыкающем скачках (рис. 5). Осредненные оценки громкости для представленных сигнатур в начале, в середине и в конце крейсерского полета при М = 1.8 составляют 67, 66 и 65 ёЬА соответственно.

Рис. 3

Вторая компоновка — СПС на 50 пассажиров с размещением в салоне экономического класса (четыре кресла в ряду с проходом шириной 0.38 м, высотой 1.8 м), с трансатлантической дальностью 7400 км. Основное требование по базированию — аэродром с длиной ВПП не более 2500 м.

Первые предварительные результаты по формированию облика компоновки СПС на 50 пассажиров с максимальной взлетной массой G0 « 78.5 т представлены на рис. 6. Сигнатуры избыточных давлений в ударных волнах этой компоновки, рассчитанные без учета (ВООМ) и с учетом абсорбции, дисперсии (2БРИУЯи8) в начале (высота — 15 км, масса — 72.65 т), в середине (высоты — 16 и 17 км, массы — 62.05 и 53 т) и в конце (высота — 18 км, масса — 45.25 т) крейсерского полета при М = 1.8, демонстрируют устойчивую «модифицированную» структуру в головном скачке (рис. 7). Осреднен-ные оценки громкости для представленных сигнатур в начале, в середине и в конце крейсерского полета при М = 1.8 составляют 73.6, 71.2, 70 и 68.5 ЛА соответственно. Величины перепада избыточного давления в головных скачках представленных сигнатур не превышают 30 Па (максимум « 28 Па в начале крейсерского полета на высоте 15 км, масса — 72.65 т).

Рис. 6

Для масштабированных компоновок типа первого поколения СПС с массой 70 т возможно достижение наименьшего значения перепада избыточного давления в головном скачке, около 85 Па (см. рис. 2). Для таких компоновок (схемы «бесхвостка», «утка», нормальная, с традиционным подфюзеляжным или подкрыльевым размещением силовой установки) с массой 50 т возможно достижение наименьших значений перепада избыточного давления в головном скачке около 70 — 85 Па (см. рис. 2) и уровней громкости около 80 — 90 dbA. Существующие предварительные оценки приемлемости интенсивности воздействия на человека [8] в A-SEL метрике формулируются следующим образом:

для осуществления сверхзвуковых полетов без ограничений уровень громкости звукового удара не должен превышать 65 dbA;

для осуществления сверхзвуковых полетов над малонаселенной сушей (на достаточном удалении от населенных пунктов и, возможно, только в дневное время) в специальных коридорах уровень громкости звукового удара не должен превышать 72 dbA.

Таким образом, для масштабированных компоновок типа первого поколения СПС выполнение предварительных требований по интенсивности воздействия звукового удара в крейсерском сверхзвуковом полете практически невыполнимо. Разработанные предварительные компоновки перспективных СПС (см. рис. 4 и 6) вселяют некоторую надежду на удовлетворение требований [8] по осуществлению сверхзвуковых крейсерских полетов без ограничений для компоновок с взлетной массой около 50 т и полетов над малонаселенной сушей для компоновок с взлетной массой около 80 т. Безусловно, такие высокие показатели должны быть подтверждены хотя бы расчетным путем.

ЛИТЕРАТУРА

1. Погосян М. А., Ильин А. В., Субботин В. В., Чайка Т. Ю., Титов В. Н., Юдин В. Г., Коваленко В. В. Патент на промышленный образец № 51038.

Самолет (шесть вариантов). Зарегистрирован 16 сентября 2002, Москва.

2. Коваленко В. В., Чернышев С. Л. К вопросу о снижении звукового удара //

Ученые записки ЦАГИ. 2006. Т. XXXVII, № 3, с. 53 — 62.

3. Бондаренко А. Б., Юдин В. Г. Аэродинамические характеристики комбинации крыла с неплоской срединной поверхностью с фюзеляжем // Ученые записки ЦАГИ.

1991. Т. XXII, № 2, с. 109 — 112.

4. Коваленко В. В., Минайлос А. Н. Расчет невязкого сверхзвукового течения около комбинации крыло — фюзеляж // Труды ЦАГИ. 1984, вып. 2251.

5. Жилин Ю. Л., Коваленко В. В. О связывании ближнего и дальнего полей в задаче о звуковом ударе // Ученые записки ЦАГИ. 1998. Т. XXIX, № 3 — 4.

6. Жилин Ю. Л. Теория звукового удара // Труды ЦАГИ. 1973, вып. 1489.

7. Robinson L. D. Sonic boom propagation through an inhomogeneous, Windy Atmosphere / Ph. D. dissertation. — The University of Texas at Austin, 1991.

8. Jack D. Leatherwood and Brenda M. S u ll i v a n . Laboratory study of effects of sonic boom shaping on subjective loudness and acceptability // NASA TP-3269, 1992.

Рукопись поступила 10/IX 2009 г.