Карачун В.В., Мельник В.Н.

Национальный технический университет Украины «КПИ»

ОСНОВНЫЕ ПРИЧИНЫ ШУМА РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ

В Украине, как и в других странах с развитой ракетно-космической индустрией, все больше внимание уделяется созданию перспективных средств выведения космических аппаратов (КА) на требуемые траектории, в частности, разработке двухступенчатых авиационно-космических систем (АКС). Роль первой ступени в системах воздушного базирования выполняет дозвуковой самолет-носитель (СН), создающий необходимые динамические предпосылки для старта второй ступени (ВС) с КА целевого назначения. Вторая ступень реализуется либо ракетой-носителем, либо орбитальным самолетом. В некоторых случаях используются грузовые блоки выведения.

Самым уязвимым элементом конструкции РН к постоянно изменяющимся требованиям пусковых услуг является головной аэродинамический обтекатель (ГАО), где размещается КА и командно-измерительный комплекс. Проходящее внутрь акустическое излучение высокого уровня – 150 … 160 дБ – существенно влияет на бортовую аппаратуру и пилотажно-навигационные приборы. Таким образом, чтобы оценить степень риска ухудшения паспортных характеристик и тактико-технических характеристик ракет в целом, необходимо изучение причин появления шумов, их структуры и природы упругого взаимодействия с механическими системами.

Установлено, что наибольшей величины акустические нагрузки от шума реактивной струи достигают на Земле и во время старта РН. С увеличением скорости полета, их влияние уменьшается, но при этом возрастают нагрузки, обусловленные пульсацией давления в турбулентном пограничном слое [1, 2]. На летательных аппаратах с турбовинтовыми двигателями создается переменное давление на панели фюзеляжа, главным образом в зоне вращения винта [3]. Особенности акустического излучения РН состоят в более насыщенной структуре шума вследствие влияния множества факторов [4].

Таким образом, возникает необходимость анализа основных факторов, порождающих акустическое излучение РН, и, осмысление их природы для принятия научно обоснованных решений вопросов изоляции – в месте генерации, на пути трансляции, либо, собственно, в ГАО.

Раскроем основные причины возникновения акустических нагрузок РН в натурных условиях.

Флуктуации давления воздушной среды очень часто оказываются причиной колебаний корпуса РН и вызывают, по-видимому, большую часть нерегулярных вибраций фюзеляжа. Случайные пульсации из-за нестабильности потока воздуха содержат области, вызывающие интенсивные пульсации давления вблизи ракеты. Проанализируем некоторые положения теории и эксперимента, устанавливающих степень влияния нестабильности аэродинамического потока на пульсации давления. В качестве исходного, примем предположение о несущественном влиянии вибрации поверхности корпуса ракеты на флуктуации давлений в турбулентном пограничном слое.

Поля давлений, как известно, могут быть двух категорий. В одном случае, они являются порождением местных флуктуаций количества движения и сжимаемость воздуха не оказывает существенного влияния. Во втором, при акустических давлениях, наоборот, сжимаемость воздуха играет решающую роль для формирования интенсивности и скорости распространения звуковых волн.

В случае акустических давлений, волны перемещаются с местной скоростью звука относительно окружающей среды. Однако, вследствие движения ракеты, скорость волн давления на поверхности будет определяться уже суммой местной скорости звука и скорости полета. И поскольку последняя сильно изменяется, а звуковые волны подходят к ракете под разными углами, то становится очевидным, что скорость перемещения волн давления относительно корпуса РН может принимать множество значений.

Охарактеризуем вкратце причину возникновения на поверхности ракеты пульсаций давления с позиций общей теории генерирования звукового поля неустойчивым аэродинамическим потоком. Частные случаи, такие как возникновение давлений, создаваемых шумом реактивной струи, задачи отраженного звука, природа атмосферной неоднородности, турбулентность в пограничном слое, осциллирующие ударные волны могут рассматриваться с позиций общей теории.

Теория пульсаций давления берет свое начало из двух классических работ M.J. Lighthill’s о звуке, генерируемом в аэродинамическом потоке [5]. В них отмечается, что в натурных условиях звук акустически эквивалентен звуку, генерируемому в идеальной среде системой распределенных источников, квадруполей. M.J. Lighthill аналитически связал мощность источников с тензором турбулентных напряжений :

(1)

где плотность жидкости; компонента скорости в і-м направлении; тензор напряжений, учитывающий и давление, и эффекты вязкости; скорость звука в идеальной среде; символ Кронекера. Акустическую аналогию он начал строить комбинируя точные уравнения сохранения количества движения с уравнениями неразрывности в одно – волновое, с правой частью:

, (2)

где соответственно координаты и время.

Поскольку вязкость не оказывает существенного влияния, исключая области турбулентного движения, правую часть можно положить равной нулю. При этом точность уравнений будет такой же, как и при обычной акустической аппроксимации, и уравнение (2) описывает движение звуковых волн, но распространяющихся со скоростью . Турбулентные напряжения можно рассматривать как распределенные акустические источники в идеальной среде. В этом и состоит суть метода of M.J. Lighthill, который свел сложную задачу о звуке, генерируемом турбулентностью, к обычной задаче классической акустики. Эквивалентные акустические источники есть ни что иное, как квадруполи.

Поскольку нас интересует звуковое давление на поверхности ракеты, воспользуемся этим методом для оценки поля давления, индуцируемого турбулентными источниками. Вязкостью пренебрежем ввиду малой степени ее влияния. Преобразовав уравнение (2) в волновое для давления, получим:

. (3)

В случае турбулентного потока около твердых стенок это уравнение имеет решение :

(4)

где координатные векторы, составляющая вектора в направлении внешней нормали к поверхности.

Уравнение для движения на границе турбулентного пограничного слоя вытекает из (4) как частный случай:

(5)

Наиболее удобная форма представления сверхзвукового пограничного слоя еще не найдена, однако, аргументы, высказанные в [6], научно обосновывают возможность применения уравнения (5) и при значительных скоростях. Как и в большинстве случаев, изменением плотности можно пренебречь и простейшие соображения анализа размерностей дают право утверждать, что давление будет пропорционально среднему скоростному напору, то есть –

~ (6)

Выражение указывает на значительное влияние источников, ближайших к точке наблюдения . Однако, в действительности оно несколько меньше, так как интенсивность источников достигает максимума лишь на некотором расстоянии от граничной поверхности.

Средний квадрат акустического давления можно записать в виде:

~ (7)

где число Маха для движения вихрей относительно воздуха равное ; безразмерное значение характерного уровня турбулентности, - угол между направлением движения вихрей и направлением излучения.

При малых скоростях, это уравнение выражает известный закон восьмой степени Lighthill's, в котором учтены явления связанные с конвекцией вихрей -

~ (8)

Это уравнение нашло широкое применение для анализа шумов турбореактивных двигателей. Величина характерна для всех акустических задач, учитывает среднюю плотность струи ракетного двигателя, указывает, что излучаемая энергия пропорциональна восьмой степени скорости истечения струи, наконец, величина поясняет, что конвекция вихрей увеличивает излучаемую энергию, усиливая звук, направленный вдоль потока, и уменьшая, но в меньшей степени, идущий против потока. Звук, излучаемый в перпендикулярном к оси струи направлении, не зависит от конвекции вихрей.

Основные особенности аэродинамического потока, окружающего РН при сверхзвуковом полете, просматриваются из схемы, изображенной на рис.1. Главная из них состоит в исключительном влиянии сильных ударных волн на головной аэродинамический обтекатель (ГАО) и в местах резкого изменения профиля фюзеляжа.

Проанализируем другой важный случай – полет ракеты с дозвуковой скоростью и вдали от других объектов. Из экспериментальных работ, здесь наиболее значительными представляются две – Willmarth’s W.W., Wooldridge’s C.E. [7] и Hodgson’s T.H. [8]. В первой работе показано, что среднеквадратическое значение давления в 2,15 раза превышает среднее касательное напряжение и в 0,0047 раз – скоростной напор. Во второй – эти цифры составляют 2,2 и 0,005 соответственно. Указывается, что пространственный масштаб турбулентности имеет порядок толщины пограничного слоя, а поле давлений движется вниз со скоростью конвекции, лежащей в пределах 0,56..0,83 скорости свободного потока. Другой, иногда более значимый источник пульсаций давления на поверхности РН при дозвуковой скорости, обусловлен шумом струи ракетного двигателя.

На рис. 2 схематично изображена структура струи и указаны особенности генерируемого звука. При изучении вопроса о звуковом давлении на поверхности фюзеляжа необходимо более детальное рассмотрение некоторых свойств этого поля. Теоретические исследования предполагают наличие наиболее интенсивных волн Маха в направлении, где имеет место равенство . Очевидно, что для поверхности корпуса это равенство никогда не выполняется, так как здесь угол близок к π.

Удовлетворительная теоретическая трактовка должна опираться на уравнение (8) с допплеровским эффектом , который в данном случае будет равен , где число Маха для движения вихрей относительно воздуха. Звуковое давление должно удовлетворять уравнению (8):

~

Несомненно, что основным источником шума являются остронаправленные волны Маха, появление которых предопределено соблюдением условия . Теория показывает, что в этом случае интенсивность звука пропорциональна третьей степени скорости истечения и квадрату плотности потока. Оба эти утверждения удовлетворительно согласуются с экспериментом [9]. Однако только при запуске из шахты ракета может подвергаться действию звукового излучения такого типа, поскольку лишь в данном случае имеют место поверхности, отражающие звук в направлении ракеты.

Основным же источником вибрации корпуса ракеты во время старта служит звук, создаваемый сильно турбулентным потоком, падающим на площадку. Этот звук, излучаемый эквивалентными диполями, превосходит создаваемый квадруполями, и имеет максимум направленности по нормали к поверхности стартовой площадки. С удалением – интенсивность этого звука резко снижается.

Несколько слов о некоторых, менее изученных, аспектах шума ракет. Закон третьей степени скорости – квадрата плотности, ярко выраженная направленность под углом Маха, а также возможность использования числа Струхаля в качестве масштаба частоты, - все эти особенности, предсказанные теорией, в настоящее время уже получили надежное практическое подтверждение. Имеется достаточно убедительное натурное обоснование и того факта, что основной причиной шума РН является радиация, излучаемая движущимися со сверхзвуковой скоростью квадруполями. Установлено, что 0,5% мощности современных носителей излучается в виде звука.

Рассмотрение вопроса шумообразования было бы неполным, если не затронуть наименее ясные аспекты проблемы. К ним относятся влияние сильных ударных волн в зоне перемешивания струи, температурная неоднородность вследствие плохого сгорания, демпфирование турбулентности звуковыми волнами и некоторые другие.

Так, логично предположить, что местные перегревы поверхности увеличивают излучаемый звук. Однако эксперимент доказывает обратное [9].

Неполное сгорание топлива увеличивает шум на 5 дБ по сравнению с номинальным режимом.

Наличие ударных волн, по существу, уменьшает излучаемый звук [10].

Изложенное позволяет, с одной стороны, более полно представить картину натурных условий ракет-носителей, с другой – обобщить и творчески осмыслить природу явления с последующим принятием решений о путях борьбы с шумом.

Представляет интерес воспроизведение эксплуатационных условий в наземных модулях с последующим анализом свойств элементной базы РН на испытательных стендах. Имеющийся выбор генераторов акустического излучения должен соответствовать Техническим условиям изделий.

ЛИТЕРАТУРА:

1. Выносливость авиационных конструкций при акустических нагрузках / Под ред. Л.П. Лепоринской. – М.: Изд-во ЦАГИ, 1967. - № 218. – С. 131-135.

2. Гудков А.И., Лешаков П.С. Внешние нагрузки и прочность летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1968. – 327 с.

3. Белый Н.Г., Пачандо А.В. Об акустическом нагружении фюзеляжа самолета ИЛ-18 и выносливости элементов его обшивки // Прочность и долговечность авиационных конструкций. – К.: Изд-во КИИГА. – Вып. 11, 1965. – С. 39-44.

4. Д.Е. Фокс Вильямс. Шум высокоскоростных ракет // Случайные колебания / Под ред. С. Крендела. – М.: Мир, 1967. – С. 45-49.

5. Lighthill M.J. On sound generated aerodynamically, Part II, Turbulence as a source of sound, Proc. Roy. Soc. (London), A 222, 1954. – P. 1-32.

6. Lilley G.M. Wall pressure fluctuations under turbulent boundary layers at subsonic and supersonic speed. Paper presented to the AGARD specialist meeting on noise held in Brussels, 1963. – P. 179-184.

7. Willmarth W.W., Wooldridge C.E. Measurements of the fluctuating pressure at the wall beneath a thick turbulent boudary layer, University of Michigan Technical Report № 02920 – I-T, 1962.

8. Hodgson T.H. Pressure fluctuations in shear flow turbulence. Ph. D. Thesis, The College of Aeronautics, Cranfield, Co A Note № 129, limited circulation.

9. Cole J.N., von Gierke H.e., Kyrazis D.T., Eldret K.M., Humphrey A.J. Noise radiation from fourteen types of rockets in the 1,000 to 130,000 pounds thrust range. Wright Air Development Center Report № TR 57-354, 1957.

10.Flowecs Williams J.E., Kichetson B.W. Roket Noise, Chapter 9 in Agardograph on Aerodynamic Noise edited by G.M. Lilley, 1963.