Інститут ф

Розробка конфігурації RMP

У рамках дослідницького проекту також була розроблена малошумна конфігурація літака. Конфігурація з приводним блоком, повністю інтегрованим у задню частину фюзеляжу, розглядалась як перспективна. Детальний опис цієї конфігурації опубліковано в дисертації Марко Вайс [11]. Основні результати зведені нижче.

Інтеграційний аналіз сумісності

Щоб обмежити проектний простір та визначити відповідні параметри, було проведено дослідження щодо сумісності інтеграції. Основою аналізу був коефіцієнт корисного навантаження, за допомогою якого можна оцінити очікувану злітну масу відповідно до заданого проектного діапазону та корисного навантаження. Злітна маса, у свою чергу, пов'язана з необхідною злітною відстанню, розмірною для приводу. Повністю вбудований у фюзеляж, перетин приводу обмежений його діаметром. Для даного проектного діапазону це обмеження вимагає адаптації злітної ваги або вантажопідйомності або, за необхідності, послаблення обмеження маршруту зльоту. Цей аналіз був детально пояснений у [11]. На малюнку 29 (ліворуч) знову показані можливі конфігурації приводу, а на малюнку 29 (праворуч) показана крива корисного навантаження в межах дальності на прикладі 8-корпусного корпусу із злітною відстанню 2200 м та коефіцієнтом обходу 8.

Під час цього розслідування виявилося, що літаки короткого та середнього відрізка краще підходять для хвостової інтеграції приводу. Літаки на великі відстані мають порівняно низьку корисну навантаження порівняно із зльотною вагою, оскільки відповідна квота на паливо повинна бути доступною. На відміну від цього, більш високий коефіцієнт корисного навантаження/злітної маси сприяє літакам на коротких відстанях для інтегрованого у фюзеляж приводного блоку. Геометрично літаки з невеликим ступенем стрункості фюзеляжу слід класифікувати як сприятливі, оскільки їх корисне навантаження розміщується більше по ширині фюзеляжу, що одночасно служить для спрощення інтеграції двигуна. Геометричний аналіз симетрично спроектованих конфігурацій приводу показав, що привід, розроблений з 2 двигунами, виявляється менш придатним для повної інтеграції фюзеляжу. До того ж, потенціал коротко- або середньомагістрального літака, що стосується заходів щодо зменшення шуму, вступає у дію, оскільки вони здійснюють значно більше злетів і посадк, ніж літаки на великі відстані. Тому звичайною конфігурацією, заснованою на Airbus A320, було обрано еталон.

Опис конфігурації

Збільшення потужності двигуна виявилося необхідним для того, щоб генерувати підвищену вимогу тяги через більшу польову вагу та компенсувати зменшення тяги через втрати тиску в зоні впуску та сопла. Двигуни забезпечуються повітрям окремо через S-канал. Їх конструкція була реалізована на тлі мінімально можливих втрат вхідного тиску при одночасно малих осьових розмірах. Зсув між поздовжньою віссю двигуна та передньою впускною площиною визначається умовою інтеграції. Беручи до уваги розділювач прикордонного шару, він становить 0,3 м, а конструкційне вкладання двигунів - 2,0 м. Співвідношення між довжиною вхідного отвору та зміщенням має бути в межах від 3 до 4, щоб зменшити відхилення потоку, з одного боку, і довжину вхідного отвору з іншого тримати.

Ескізний проект задньої зони

Польота виконання проекту RMP

економіка

480 сукупних польотних подій протягом дня (30 польотних подій/год)
120 сукупних польотних подій протягом ночі (15 польотних подій/год)
Щільність населення: 1200 чол./Км²
Курс обміну 1,2 дол. США: 1 євро

Оцінка потенціалу зниження рівня звуку

Затухання за допомогою звукопоглинальних стінок у вхідному та випускному каналах,
Демпфування за допомогою ежектора вихлопних газів,
Затухання за допомогою крила.

Шум, що виходить від струменя тяги, а також звук, що видається ззаду, зменшується за рахунок двох основних конструктивних особливостей конструкції RMP. Інтеграція двигунів забезпечує випускний канал довжиною 880 мм за рівнем турбіни, який спочатку послаблює звук, що генерується безпосередньо на агрегаті, завдяки конструкції із звукопоглинаючими стінками. Набагато більшого потенціалу зменшення можна очікувати від ковзаючого ежектора, який у своєму висунутому положенні служить звукозахистом, а також зменшує швидкість струменя і, як наслідок, шум струменя. Представлена концепція ежектора має відношення площі 1,3. Відповідно до [6] [7], це дозволяє знизити рівень на 8 дБ. Вважалося, що вона стала постійною для всіх розрахунків демпфування в діапазоні частот від 50 Гц до 500 Гц, що відповідає спрощенню.

На додаток до інкапсуляції та вставки ежектора, зменшення шуму приводу також спрямоване через крило. Для цього дослідження був використаний розроблений метод затінення звуку. Аналізу передує оптимізаційний розрахунок, який включає визначення найкращого положення джерела звуку для даної геометрії крила або поверхні входу для максимального зниження рівня. Це спочатку повинно пояснити розбіжність між обраними на основі концептуальних міркувань та оптимальними позиціями для входу. Потім відбувається аналіз демпфування крила в поточному положенні джерела. Оскільки випромінювання звуку, спрямоване вперед, представляє інтерес лише для сучасної конструкції демпфірування крила, звукова карта була обмежена діапазоном кутів спрямованості від 0 ° до 90 °.

Однак ці рівні не повинні використовуватися для остаточного висновку про потенціал ослаблення, досягнутого крилом, щодо події перельоту. Це вимагає оцінки профілю рівня протягом часу під час польоту вздовж злітно-посадкової траєкторії. Рівень прольоту визначається з урахуванням ослаблення, досягнутого на заході (Малюнок 46). Для того, щоб підкреслити потенціал демпфірування стулки, кут спрямування звукової карти спочатку був обмежений максимум до 90 ° (рис. 49). На діаграмах чітко видно демпфуючу вм'ятину крила, хоча його положення в представленій конструкції є неоптимальним, оскільки воно не відповідає максимальному рівню, що вимірюється на реципієнті. Визначене таким чином зниження рівня на 5,4 EPNdB є результатом демпфування, досягнутого майже виключно на вході. Переміщення переднього рівня на вході, тобто джерела викидів, до визначеного положення, оптимального для максимальних втрат при введенні, див. Малюнок 48 (зліва), збільшує зниження рівня порівняно з неінтегрованим приводом до 11,1 EPNdB, що відповідає подвоєнню.

Засноване на сучасній технології двигуна, зниження рівня шуму, досягнуте за допомогою концептуально досягнутих заходів демпфування, було б недостатньо для того, щоб керувати конструкцією ПУР більш економічно, ніж звичайний літак. Зниження рівня повинно бути щонайменше ще на 10 - 15 EPNdB, що здається можливим на стороні приводу завдяки оптимізованим вкладишам, модифікованим двигунам, а також зміні загальної концепції. Крім того, розроблену та використовувану основу оцінки слід оцінювати як сувору, що виправдано на тлі того, що сформульовані граничні рівні базуються на медичних знаннях щодо шуму літаків. Відхід від цих меж, безумовно, можливий, але наслідки важко обґрунтувати. Зростання привабливості конструкцій літаків із зниженим шумом головним чином полягає у можливості суттєво збільшити заряди шуму, але вони вже не засновані на кількісних висновках, а скоріше на інтересах лобістів.

Резюме

У таблиці 5 наведено результати концептуально досягнутого зниження рівня звуку. Крім того, можна було б показати, що якби цілеспрямоване зсув крила, зниження рівня в точці зльоту та польоту зросло б до 8,9 EPNdB та 11,3 EPNdB, відповідно. Однак граничні умови, пов'язані з проектуванням, перешкоджають застосуванню оптимального положення шуму в представлених концепціях.