Институт f

Разработване на RMP конфигурация

Конфигурацията на самолета с ниско ниво на шум също е разработена като част от изследователския проект. Конфигурация с задвижващ блок, напълно интегриран в задната част на фюзелажа, се разглежда като обещаваща. Подробно описание на тази конфигурация е публикувано в дисертация на Марко Вайс [11]. Основните резултати са обобщени по-долу.

Анализ на интеграционната съвместимост

За да се ограничи дизайнерското пространство и да се идентифицират съответните параметри, беше проведено проучване за съвместимостта на интеграцията. Основата на анализа се формира от коефициента на полезен товар, с който очакваното излетно тегло може да бъде оценено в рамките на определения конструктивен обхват и полезен товар. Излетната маса от своя страна е във връзка с необходимото разстояние за излитане, оразмеряване на задвижването. Когато е напълно интегриран във фюзелажа, напречното сечение на задвижването е ограничено от неговия диаметър. За даден конструктивен обхват това ограничение изисква адаптиране на излетното тегло или капацитета на полезния товар или, ако е необходимо, отпускане на ограничението на излетния маршрут. Този анализ е обяснен подробно в [11]. Фигура 29 (вляво) показва отново възможните конфигурации на задвижването, а Фигура 29 (вдясно) показва кривата на полезния товар в диапазона, като се използва примерът на 8-краен корпус с излетно разстояние 2200 m и байпасно съотношение 8.

По време на това разследване се оказа, че самолетите от сегмента на къси и средни разстояния са по-подходящи за интеграция на опашката на задвижването. Самолетите за дълги разстояния имат относително нисък полезен товар в сравнение с излитащото тегло, тъй като трябва да се поддържа подходящ контингент на горивото. За разлика от това, по-високото съотношение на полезен товар/излетна маса благоприятства самолетите на къси разстояния за интегриран във фюзелажа задвижващ блок. Геометрично въздухоплавателните средства с малка тънкост на фюзелажа трябва да бъдат класифицирани като благоприятни, тъй като полезният им товар е по-разположен по цялата ширина на фюзелажа, което в същото време служи за опростяване на интеграцията на двигателя. Геометричният анализ на симетрично проектираните конфигурации на задвижването показа, че задвижването, проектирано с 2 двигателя, се оказва по-малко подходящо за пълна интеграция на фюзелажа. В допълнение, потенциалът на въздухоплавателното средство на къси или средни разстояния по отношение на мерките за намаляване на шума влиза в действие, тъй като те извършват значително повече излитания и кацания от самолетите на дълги разстояния. Поради това за референция е избрана конвенционална конфигурация, базирана на Airbus A320.

Описание на конфигурацията

Увеличение на мощността на двигателя се оказа необходимо, за да се генерира повишеното изискване за тяга поради по-голямото полетно тегло и да се компенсира намаляването на тягата поради загубите на налягане в зоната на входа и дюзата. Двигателите се захранват с въздух поотделно през S канал всеки. Техният дизайн е реализиран на фона на възможно най-ниските загуби на входно налягане с едновременно малки аксиални размери. Отместването между надлъжната ос на двигателя и равнината на предния вход се определя от условието на интегриране. Като се вземе предвид сепараторът на граничния слой, той е 0,3 m, а структурното вграждане на двигателите е 2,0 m. Съотношението между дължината на входа и изместването трябва да бъде в диапазона между 3 и 4, за да се запази характеристиката на отклонение на потока от една страна и дължината на входа малка от друга.

Идеен проект на задната част

Полетно изпълнение на чертежа на ПУР

икономика

480 кумулативни полетни събития през деня (30 полетни събития/час)
120 кумулативни полетни събития през нощта (15 полетни събития/час)
Плътност на населението: 1200 души/km²
Валутен курс US $ 1,2: 1 €

Оценка на потенциала за намаляване на нивото на звука

Затихване с помощта на звукопоглъщащи стени във входния и изпускателния канал,
Амортисьор с помощта на ежектор за изпускане,
Затихване с помощта на крилото.

Шумът, излъчван от струята на тягата, но също така и звукът, излъчван назад от задвижването, се намалява от две основни конструктивни характеристики на RMP дизайна. Интеграцията на двигателите осигурява 880 мм дълъг изпускателен канал зад нивото на турбината, който първоначално отслабва звука, генериран директно върху агрегата чрез дизайна със звукопоглъщащи стени. Много по-голям потенциал за намаляване може да се очаква от плъзгащия се ежектор, който в разширеното си положение служи едновременно като звукова бариера и намалява скоростта на струята и следователно шума на струята. Представената концепция за ежектор има съотношение на площ от 1,3. Според [6] [7], това позволява намаляване на нивото от 8 dB. Предполагаше се, че е постоянен за всички изчисления на затихване в честотния диапазон между 50 Hz и 500 Hz, което съответства на опростяване.

В допълнение към капсулацията и изхвърлящата вложка, намаляването на шума на задвижването е насочено и към крилото. За това разследване е използван разработеният метод за засенчване на звука. Анализът се предшества от оптимизационно изчисление, което включва определяне на най-добрата позиция на звукоизточника за дадената геометрия на крилото или входната повърхност за максимално намаляване на нивото. Това първо трябва да обясни несъответствието между избраните въз основа на концептуални съображения и оптималната позиция за влизане. След това се извършва анализът на амортизацията на крилото в текущата позиция на източника. Тъй като излъчването на звук, насочено към предната част, представлява интерес само за настоящия дизайн на демпфирането на крилата, звуковата карта е ограничена до диапазон на ъгъла на насочване между 0 ° и 90 °.

Тези нива обаче не трябва да се използват за убедително изявление относно потенциала на затихването, постигнато от крилото по отношение на прелитане. Това изисква оценка на профила на нивото във времето по време на полета по траекторията на излитане и кацане. Нивото на прелитане се определя, като се вземе предвид затихването, постигнато в подхода (Фигура 46). За да се подчертае потенциалът на затихване на крилото, ъгълът на насочване на звуковата карта първоначално беше ограничен до максимум 90 ° (Фигура 49). На диаграмите демпфиращата вдлъбнатина на крилото е ясно видима, въпреки че позицията му в представения дизайн е неоптимална, тъй като не отговаря на максималното ниво, което трябва да бъде измерено върху реципиента. Така определеното намаление на нивото от 5,4 EPNdB е резултат от амортизацията, постигната почти изключително във входа. Преместването на нивото на предния вход, т.е. източника на емисии, в определената позиция, оптимална за максимална загуба на вмъкване, вижте Фигура 48 (вляво), увеличава намаляването на нивото в сравнение с неинтегрираното устройство до 11,1 EPNdB, което съответства на удвояване.

Въз основа на днешната технология на двигателя, намаляването на нивото на шума, постигнато чрез концептуално постигнатите амортисьорни мерки, не би било достатъчно, за да управлява конструкцията на ПУР по-икономично от конвенционално проектиран самолет. Намаляването на нивото трябва да бъде поне с още 10 - 15 EPNdB по-голямо, което изглежда възможно от страната на задвижването чрез оптимизирани облицовки, модифицирани двигатели, но също и промяна в цялостната концепция. В допълнение, разработената и използвана база за оценка трябва да се оценява като строга, което е оправдано на фона на това, че формулираните пределни нива се основават на медицинските познания за шума на въздухоплавателните средства. Отдалечаването от тези граници със сигурност е възможно, но ефектите са трудни за обосноваване. Нарастването на привлекателността на конструкциите на самолети с намален шум се състои главно във възможността за значително увеличаване на таксите за шум, но те вече не се основават на количествено измерими констатации, а по-скоро на лобистки интереси.

Обобщение

Таблица 5 обобщава резултатите от концептуално постигнатото намаляване на нивото на звука. Освен това би могло да се покаже, че ако крилото се премести целенасочено, спадът на нивото в точката на излитане и кацане на полет ще се увеличи съответно до 8,9 EPNdB и 11,3 EPNdB. Граничните условия, свързани с проектирането, обаче възпрепятстват прилагането на оптималното за шума положение в представените концепции.