Introduzione
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Figura 1 - Profilo di test per la misurazione dei livelli di rumore.
I limiti ammissibili di rumore sono implicitamente relazionati alla massa del velivolo.
Le limitazioni dettate dalle normative relative allo Stage 3 in alcuni casi sono addirittura
superate dalle restrizioni imposte da alcuni degli aeroporti internazionali più sensibili a questo
problema, che definiscono le tasse aeroportuali da pagare in base al rumore prodotto.
In particolare i limiti ammissibili dallo Stage 3 sono i seguenti:
- Take-Off:
a) per i velivoli con più di tre motori;
106 EPNdB per i velivoli il cui peso massimo al decollo supera i 385554 Kg, con una
riduzione di 4 EPNdB per ciascun dimezzamento del peso a partire da quest’ultimo e
89 EPNdB per i velivoli il cui peso massimo al decollo va al di sotto dei 20263 Kg;
b) per i velivoli con tre motori;
104 EPNdB per i velivoli il cui peso massimo al decollo supera i 385554 Kg, con una
riduzione di 4 EPNdB per ciascun dimezzamento del peso a partire da quest’ultimo e
89 EPNdB per i velivoli il cui peso massimo al decollo va al di sotto dei 28657 Kg;
c) per i velivoli con meno di tre motori;
Introduzione
3
101 EPNdB per i velivoli il cui peso massimo al decollo supera i 385554 Kg, con una
riduzione di 4 EPNdB per ciascun dimezzamento del peso a partire da quest’ultimo e
89 EPNdB per i velivoli il cui peso massimo al decollo va al di sotto dei 48194 Kg;
Figura 2 - Limiti ammissibili dettati dalle normative FAR36 Stage 3 ed ICAO Annex 16
capitolo 3 per la fase di Take-Off.
- Sideline:
103 EPNdB per i velivoli il cui peso massimo al decollo supera i 400068 Kg, con una
riduzione di 2.56 EPNdB per ciascun dimezzamento del peso a partire da quest’ultimo e 94
EPNdB per i velivoli il cui peso massimo al decollo va al di sotto dei 35017 Kg;
Figura 3 - Limiti ammissibili dettati dalle normative FAR36 Stage 3 ed ICAO Annex 16
capitolo 3 per la fase di Sideline.
Take-Off
75
80
85
90
95
100
105
110
0 100000 200000 300000 400000 500000
Peso massimo al decollo [Kg]
E
PN
d
B più di 3
motori
3 motori
meno di 3
motori
Sideline
92
94
96
98
100
102
104
0 100000 200000 300000 400000 500000
Peso massimo al decollo [Kg]
EP
Nd
B
Introduzione
4
- Approach:
105 EPNdB per i velivoli il cui peso massimo al decollo supera i 280003 Kg, con una
riduzione di 2.33 EPNdB per ciascun dimezzamento del peso a partire da quest’ultimo e 98
EPNdB per i velivoli il cui peso massimo al decollo va al di sotto dei 35017 Kg.
Figura 4 - Limiti ammissibili dettati dalle normative FAR36 Stage 3 ed ICAO Annex 16
capitolo 3 per la fase di Approach.
L’angolo di salita alla quota di crociera è funzione del numero di motori istallati, infatti
ciascun velivolo deve essere in grado di decollare e salire con un motore in avaria, e ciò
comporta che ciascuno motore debba essere sovradimensionato rispetto alle caratteristiche
richieste per un normale utilizzo.
Per questo motivo accade tipicamente che nel caso di un velivolo avente due motori, ciascuno
di essi sia sorvadimensionato rispetto a quelli presenti su un velivolo che ne possiede 3 o 4, e
di conseguenza l’angolo di salita alla quota di crociera risulta essere superiore.
Questo comporta che, in corrispondenza del punto di misura del livello di rumore per il Take-
Off, il velivolo si trovi ad una quota maggiore e che quindi, dovendo percorrere uno spazio
superiore, il suono venga meglio attenuato, ragion per cui inferiore è il numero di motori
istallati su un velivolo, inferiori sono i limiti di rumore accettati.
I livelli di rumore tipici per i velivoli sono dell’ordine di grandezza dei 100 EPNdB.
L’importanza della diminuzione del rumore può essere illustrata dal fatto che la riduzione di
0,1 EPNdB su un velivolo per il trasporto di un numero considerevole di passeggeri può
portare al guadagno di circa 5000 lbs (2268 Kg) del carico pagante, quando la combinazione
velivolo/motore è vicina ai relativi limiti di rumore.
Per i velivoli più leggeri, come può essere ad esempio un tipico jet da 100 posti, questo
guadagno si riduce fino a poche centinaia di libbre di carico pagante, anche se ciò ovviamente
si traduce sempre in un guadagno monetario per ciò che concerne la compagnia aerea.
Approach
96
98
100
102
104
106
0 100000 200000 300000 400000 500000
Peso massimo al decollo [Kg]
E
PN
dB
Introduzione
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Nel primo capitolo di questa tesi si comincia col dare una visione d’assieme di quelle che
sono le sorgenti di rumore proveniente dal compressore e propagantesi all’interno della presa
dinamica di un motore turbofan, descrivendone i meccanismi di generazione e le modalità di
trasmissione.
Vengono in seguito elencate alcune delle più efficienti metodologie di attenuazione per questo
particolare tipo di rumore.
Nel terzo capitolo vengono presentati i pannelli acustici agenti secondo il principio fisico
delle cavità risonanti di Helmholtz, con una descrizione delle varie tipologie con le quali essi
si possono presentare, fornendo in seguito una spiegazione di alcuni dei termini tecnici più
usati nel prosieguo.
Nel quarto capitolo, invece, vengono descritti tutti quelli che sono i parametri che guidano la
scelta del pannello per ciascuna combinazione velivolo/motore, ovvero vengono indicate le
motivazioni per le quali può risultare consigliabile l’adozione di una particolare
configurazione di pannello rispetto ad un’altra.
Il capitolo cinque ha come scopo quello di fornire una completa descrizione dell’iter
progettuale di un pannello acustico in ciascuna delle sue fasi, dando maggior enfasi al
procedimento seguito per la ricerca dei parametri progettuali che portano al miglior
compromesso tra le caratteristiche d’impedenza del pannello e quelle definite come obbiettivo
mediante analisi numerica dell’attenuazione prodotta.
Viene in quest’ambito proposta una routine di calcolo elaborata in linguaggio Matlab,
realizzata nel corso di questa tesi e costituente un efficace strumento per la progettazione dei
pannelli acustici in oggetto.
Nel capitolo sei vengono messi in luce i problemi che la presenza dei vincoli necessari
all’installazione dei pannelli acustici all’interno della presa dinamica dei turbofan comporta
ad un’efficiente attenuazione del rumore, proponendo in seguito, a livello qualitativo, alcune
soluzioni progettuali a tale problema.
Vengono in conclusione presentati due capitoli descriventi l’uno l’iter tecnologico per la
produzione di un pannello acustico e l’altro i test che portano alla certificazione di tale
prodotto.
Capitolo 1 Sorgenti sonore e trasmissione del rumore
6
Capitolo 1
Sorgenti sonore e trasmissione del rumore
I.1 Meccanismi di generazione
Il rumore proveniente dal fan può essere considerato come la combinazione di toni puri che si
trovano alla frequenza passante delle palette e alle sue armoniche, e di un rumore ad ampia
banda che possiede uno spettro continuo [1].
In passato si è considerato il rumore relativo ai toni puri come il maggior responsabile dello
spettro di rumore proveniente da un velivolo.
Tuttavia nella progettazione dei nuovi motori, aventi diametri più ampi ed un minor numero
di palette, i toni puri generati dal fan sono spostati verso frequenze più basse che possono
essere meno rilevanti.
Di conseguenza il contributo del rumore ad ampia banda risulta assumere la stessa
importanza del rumore relativo ai toni puri, come emerso da misure effettuate per i motori di
grande diametro (Gliebe [2]).
In generale il rumore aerodinamico ad ampia banda è causato dalla turbolenza e dalla sua
interazione con le superfici rigide come le palette del fan o le palette statoriche.
Capitolo 1 Sorgenti sonore e trasmissione del rumore
7
I flussi turbolenti primari nel motore di un velivolo sono rappresentati nella seguente figura:
Figura 1 - Flussi turbolenti interni ad un generico compressore.
In un primo tempo si assunse come più rilevante il meccanismo di generazione del rumore
dovuto all’interazione tra le palette rotoriche o quelle statoriche con la turbolenza del flusso
entrante.
Per un rotore a monte del quale non vi sono palette statoriche, la sola sorgente di turbolenza,
in condizioni ideali di flusso entrante pulito, è quella associata allo strato limite relativo alla
superficie rigida del condotto.
Per le palette statoriche, che sono posizionate a valle rispetto al rotore, il flusso è più
complesso ed include la turbolenza presente nelle scie del rotore ed i flussi secondari attorno
al mozzo e alla superficie del condotto.
In aggiunta al rumore associato ai flussi entranti non stazionari, le palette rotoriche e
statoriche generano anche un proprio strato limite turbolento che, assieme ai flussi turbolenti
generati negli spazi tra le estremità delle palette rotoriche e la superficie del condotto, danno
origine ad un rumore ad ampia banda.
Questi meccanismi di generazione del rumore sono definiti ‘selfnoise sources’, e possono
ulteriormente essere suddivisi in rumore da bordo di uscita (trailing edge noise), causato
dall’interazione dello strato limite delle palette con il bordo d’uscita acuto delle palette stesse,
e rumore da flusso d’estremità (tip flow noise), causato dal passaggio del flusso d’aria tra le
estremità delle palette ed il fan casing.
Il rumore da bordo di uscita è stato ampiamente studiato per le palette isolate (Ffowcs-
Williams and Hall [3], Chase [4], Amiet [5,6] , ecc.), ma recentemente questi studi sono stati
estesi ad i rotori con più palette (Glegg [7,8]).
Il meccanismo di generazione per questo tipo di rumore è legato al rapido adattamento delle
fluttuazioni dello strato limite turbolento al veloce passaggio della turbolenza sul bordo
d’uscita della paletta.
Il rumore da flusso d’estremità aumenta con la dimensione dello spazio presente tra
l’estremità della paletta rotorica e la superficie rigida del fan casing (tip gap), molti sono i
risultati sperimentali che testimoniano il fatto che il rumore ad ampia banda proveniente dal
fan aumenti all’aumentare di questo gap (Longhouse [9], Fukano et al [10], ecc.).
Capitolo 1 Sorgenti sonore e trasmissione del rumore
8
La dinamica del flusso d’estremità e della turbolenza che ne consegue non è ancora stata
compresa in maniera soddisfacente e dipende inoltre dalle condizioni di carico del rotore.
Attualmente non ci sono modelli di previsione teorici o semi-empirici per questo meccanismo
di generazione del rumore ad ampia banda, cosa peraltro sorprendente considerando la sua
importanza.
All’aumentare del tip gap, la scia turbolenta in prossimità della superficie rigida del condotto
si ispessisce, così che la turbolenza che giunge alle palette statoriche viene influenzata anche
dall’ampiezza di questo gap e ciò può portare ad incrementi nei livelli di rumore emesso.
Non è quindi sempre chiaro se l’aumento del tip gap porti ad un maggiore incremento del
rumore da flusso d’estremità (self noise), misurabile in assenza di statori a valle, o del rumore
generato dall’urto del flusso turbolento d’estremità con le palette statoriche a valle (inflow
noise).
Questo è un tipico esempio del perché il problema del rumore ad ampia banda del fan sia così
complesso, infatti esso mostra che non è sempre possibile isolare i meccanismi di sorgente
sonora al variare dei parametri sperimentali.
I motori aeronautici spesso operano in condizioni nelle quali la velocità dell’estremità delle
palette si avvicina o supera la velocità del suono.
Quando la velocità dell’estremità delle palette è in campo transonico, si formano su di esse
delle onde d’urto.
Ciò rappresenta una condizione di flusso altamente instabile ed una piccola perturbazione
può causare un grande cambiamento nella posizione dell’onda d’urto.
E’ noto (Schmitz [11]) che, durante l’interazione tra vortice e paletta a velocità transoniche, le
onde d’urto si spostano rapidamente a monte sul dorso della paletta mentre sul ventre se ne
formano e dissipano delle nuove al passaggio del vortice.
Questo è un regime di flusso fortemente non lineare dove, in generale, il flusso principale non
può essere considerato separatamente dalla sua componente non stazionaria.
Comunque, per piccole perturbazioni, può essere usato un approccio quasi lineare per valutare
l’importanza di questo meccanismo (Glegg [12]).
Per velocità supersoniche delle estremità delle palette si verificano distacchi delle onde d’urto
a monte dei bordi d’attacco, ed il suono irradiato è dominato dal cosiddetto rumore di “Buzz
Saw”.
Lo spettro è tipicamente costituito da toni puri alla frequenza di rotazione dell’albero ed alle
sue armoniche, ma si osserva anche un aumento del rumore ad ampia banda associato
(Groeneweg [13]).
Ad ogni modo il peso della componente a banda larga del rumore di Buzz Saw non è molto
significativo a causa della dominanza dei toni puri.
Le condizioni di flusso sono completamente differenti da quelle del regime subsonico, quindi
i fan aventi velocità d’estremità delle palette supersoniche devono essere trattati
separatamente dai fan con velocità d’estremità delle palette sub o transoniche.
Finora si è parlato di generazione del rumore, ma, rifacendoci alla teoria acustica, possiamo
risalire alla maniera nella quale ciascuna componente armonica sia spazialmente distribuita,
ovvero alla forma dei modi [14].
Consideriamo il caso di un rotore con quattro palette.
Da un’analisi oscilloscopica svolta facendo ruotare lentamente un microfono lungo un arco di
raggio costante nella direzione di rotazione del rotore, si è osservato che il campo di pressione
Capitolo 1 Sorgenti sonore e trasmissione del rumore
9
generato da quest’ultimo consiste nella sovrapposizione di forme lobate rotanti alla velocità
angolare del rotore N rps (giri al secondo), come mostrato nella figura sottostante.
Figura 2 - Distribuzione di pressione relativa alle varie forme lobate.
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