LV; AP 4220; Bericht zu AS 2.2 - Leiser Verkehr
LV; AP 4220; Bericht zu AS 2.2 - Leiser Verkehr
LV; AP 4220; Bericht zu AS 2.2 - Leiser Verkehr
Sie wollen auch ein ePaper? Erhöhen Sie die Reichweite Ihrer Titel.
YUMPU macht aus Druck-PDFs automatisch weboptimierte ePaper, die Google liebt.
Bewertung des Standes der Technik in der<br />
Lärmreduktionstechnologie für <strong>Verkehr</strong>sflugzeuge<br />
W. Neise<br />
W. Dobrzynski *)<br />
U. Michel<br />
DLR-Institut für Antriebstechnik<br />
Abteilung Triebwerksakustik Berlin<br />
*) DLR-Institut für Aerodynamik und Strömungstechnik,<br />
Abteilung Technische Akustik, Braunschweig<br />
Forschungsprojekt gefördert vom<br />
Bundesministerium für <strong>Verkehr</strong> Bauen und Stadtentwicklung (BMVBS)<br />
unter der FE-Nummer L-1/2004-50.0303/2004<br />
Laufzeit 31.3.2004 - 15.6.2006
Bewertung des Standes der Technik in der<br />
Lärmreduktionstechnologie für <strong>Verkehr</strong>sflugzeuge<br />
W. Neise<br />
W. Dobrzynski *)<br />
U. Michel<br />
DLR-Institut für Antriebstechnik<br />
Abteilung Triebwerksakustik Berlin<br />
*) DLR-Institut für Aerodynamik und Strömungstechnik,<br />
Abteilung Technische Akustik, Braunschweig<br />
Forschungsprojekt gefördert vom<br />
Bundesministerium für <strong>Verkehr</strong> Bauen und Stadtentwicklung (BMVBS)<br />
unter der FE-Nummer L-1/2004-50.0303/2004<br />
Laufzeit 31.3.2004 - 15.6.2006
Inhaltsverzeichnis<br />
1 Einleitung ............................................................................................................................1<br />
2 Schallquellen bei <strong>Verkehr</strong>sflugzeugen................................................................................2<br />
3 Mechanismen der aerodynamischen Schallentstehung .....................................................4<br />
3.1 Aeroakustische Theorie der Schallerzeugung ............................................................4<br />
3.2 Triebwerksgeräusche..................................................................................................7<br />
3.2.1 Überblick............................................................................................................7<br />
3.<strong>2.2</strong> Schallerzeugung durch den Triebwerksstrahl....................................................9<br />
3.2.3 Schallerzeugung durch Fan, Verdichter, Turbine und Brennkammer..............13<br />
3.2.4 Aktuelle Forschungsarbeiten <strong>zu</strong>r Verminderung der<br />
Triebwerksgeräusche ......................................................................................16<br />
3.3 Umströmungsgeräusche (Fahrwerke und Hochauftriebshilfen)................................23<br />
3.3.1 Experimentelle Analyse der Strömungsschallquellen......................................23<br />
3.3.2 Numerische Simulation von Umströmungsschallquellen.................................26<br />
4 Untersuchungen <strong>zu</strong>r Entwicklung von Nachrüstmaßnahmen <strong>zu</strong>r Reduzierung der<br />
Triebwerksgeräusche .......................................................................................................28<br />
4.1 Vorbemerkung ..........................................................................................................28<br />
4.2 Vermeiden von Einlaufstörungen in der Zuströmung <strong>zu</strong>m Triebwerksfan ................28<br />
4.3 Verbesserung der akustischen Auskleidung des Triebwerkskanals .........................28<br />
4.4 Akustische Bedämpfung der Einlaufdüse der Triebwerksgondel..............................30<br />
4.5 Schalldämpfer auf der Abströmseite des Triebwerks (hot-stream liners) .................30<br />
4.6 Chevron Düsen <strong>zu</strong>r Minderung des Freistrahlgeräusches........................................31<br />
5 Untersuchungen <strong>zu</strong>r Entwicklung von Nachrüstmaßnahmen <strong>zu</strong>r Reduzierung der<br />
Umströmungsgeräusche...................................................................................................32<br />
5.1 Fahrwerksgeräusche ................................................................................................33<br />
5.2 Geräusche von Hochauftriebshilfen..........................................................................37<br />
6 Flugversuche <strong>zu</strong>r Erprobung von nachrüstbaren Geräuschminderungsmaßnahmen<br />
für <strong>Verkehr</strong>sflugzeuge.......................................................................................................43<br />
6.1 DLR-DLH Überflugmessungen mit Airbus A319; Cochstedt 2001............................43<br />
6.1.1 Einführung .......................................................................................................43<br />
6.1.2 Modifikationen am Airbus A319.......................................................................44<br />
6.1.3 Ergebnisse der Überflugversuche ...................................................................44<br />
6.1.4 Bewertung der Ergebnisse ..............................................................................47<br />
6.2 DLR-DLH Überflugmessungen mit Boeing MD-11; Schwerin-Parchim 2002 ...........48<br />
6.2.1 Einleitung.........................................................................................................48<br />
6.<strong>2.2</strong> Messprogramm................................................................................................48<br />
6.2.3 Ergebnisse.......................................................................................................49<br />
6.3 Überflugmessungen an einer Airbus A319; Parchim 2004 .......................................50<br />
6.4 Quiet Technology Demonstrator Program der USA..................................................55<br />
6.4.1 Versuchsprogramm .........................................................................................55<br />
6.4.2 Geräuschminderung durch einen verbesserten Triebwerkseinlauf .................56<br />
6.4.3 Geräuschminderung durch Chevron-Düsen....................................................58<br />
6.4.4 Geräuschminderung durch Fahrwerksverkleidung..........................................60<br />
7 Bewertung der Umset<strong>zu</strong>ngsmöglichkeit untersuchter<br />
Geräuschminderungsmaßnahmen ...................................................................................61<br />
8 Zusammenfassung ...........................................................................................................62<br />
9 Ausblick ............................................................................................................................65<br />
10 Literaturverzeichnis...........................................................................................................68<br />
Anhang A: Die Lärm<strong>zu</strong>lassung von Strahlflugzeugen ............................................................77<br />
Anhang B: Schallquellenlokalisierung am fliegenden Flugzeug mit Hilfe von<br />
ii
Mikrofonarrays ..................................................................................................................79<br />
Anhang C: Übersicht deutscher und internationaler Verbundprojekte <strong>zu</strong>r Reduzierung<br />
des Fluglärms ...................................................................................................................83<br />
C1: Deutsche Verbundprojekte .......................................................................................83<br />
C2 Europäische Verbundprojekte...................................................................................84<br />
C3 Fluglärmforschung in den USA.................................................................................86<br />
iii
Bildverzeichnis:<br />
Bild 1: Entwicklung der Fluglärmpegel in Abhängigkeit vom Flugzeugtyp. ............................1<br />
Bild 2: Zahl der Flugbewegungen und Entwicklung des äquivalenten<br />
Dauerschallpegels gemittelt über mehrere Messstellen am Flughafen<br />
Frankfurt (Quelle: Dr. Beder Consult).........................................................................2<br />
Bild 3: Schallquellen bei <strong>Verkehr</strong>sflugzeugen. .......................................................................2<br />
Bild 4: Schallquellen in den Triebwerken von <strong>Verkehr</strong>sflugzeugen........................................3<br />
Bild 5: Querschnitte von Strahltriebwerken: (a) Einkreistriebwerk, (b-e)<br />
Nebenstromtriebwerke, (b) mit niedrigem Nebenstromverhältnis, (c) mit hohem<br />
Nebenstromverhältnis und zwei Düsen, (d) mit hohem Nebenstromverhältnis<br />
mit einer gemeinsamen Düse, (e) mit ultrahohem Nebenstromverhältnis und<br />
Unterset<strong>zu</strong>ngsgetriebe in der Nabe des Fans.............................................................8<br />
Bild 6: Schallquellen eines modernen Nebenstromtriebwerkes. ............................................8<br />
Bild 7: Schematische Darstellung der Freistrahlströmung. ....................................................9<br />
Bild 8: Typisches Terzspektrum der Freistrahlgeräusche eines Unterschallfreistrahls<br />
(nach [18]) für den Winkelbereich 0 bis 90° und für 150° relativ <strong>zu</strong>m<br />
Triebwerkseinlauf. .......................................................................................................9<br />
Bild 9: Richtcharakteristik eines turbulenten Freistrahls im Bereich M = U/c = 0,7 bis<br />
1,6. ............................................................................................................................10<br />
Bild 10: Gezahnte Triebwerksdüse <strong>zu</strong>r Strahllärmminderung. ...............................................12<br />
Bild 11: Triebwerk BR710 von Rolls-Royce Deutschland mit internem Blütenmischer<br />
(am rechten Rand des aufgeschnittenen Teils <strong>zu</strong> sehen) <strong>zu</strong>r Mischung von<br />
Haupt- und Nebenstrom. ...........................................................................................13<br />
Bild 12: In der europäischen Technologieplattform SILENCE(R) untersuchte<br />
Geräuschminderungsmaßnahmen für Triebwerkskomponenten. .............................17<br />
Bild 13: In der europäischen Technologieplattform SILENCE(R) untersuchte<br />
Geräuschminderungsmaßnahmen für Triebwerksgondeln. ......................................17<br />
Bild 14: Modell eines <strong>zu</strong>künftigen Triebwerksgebläses (“Fans“) mit hohem<br />
Nebenstromverhältnis für einen Getriebefan (nach Kaplan, Nicke & Voss [96]).......18<br />
Bild 15: Versuchsanordnung <strong>zu</strong>r aktiven Geräuschminderung beim DLR in Köln-Porz.........19<br />
Bild 16: Phasengemittelte Schalldruckspektren im Ansaugkanal (Mittelwert über 62<br />
wandbündige Messpositionen) ohne und mit ANC. Links: LMS-<br />
Regelalgorithmus bei zwei Frequenzen, k0R = 3,1/6,2; 10/28 Moden; nmax =0/1;<br />
4×8 Mikrofone; 4×7 Lautsprecher. Rechts: modaler Regelalgorithmus; k0R =<br />
6,2; 28 Moden; m = -4,...,+3; nmax = 0/1; 4×8 Mikrofone; 4×8 Lautsprecher<br />
(nach Enghardt et al [97])..........................................................................................20<br />
Bild 17: Radialmodenspektren der Schalleistung bei 2×BPF = 675 Hz für den in Bild 16<br />
rechts gezeigten Fall; links: ohne ANC; rechts: mit ANC, modale Regelung<br />
(nach Enghardt et al [97])..........................................................................................21<br />
Bild 18: Mit Aktuatoren ausgerüstete Statorschaufeln (nach Zillmann et al [101]).................21<br />
Bild 19: Mittlere Schalldruckspektren ohne und mit ANC mit aktiven Statoren (nach<br />
Zillmann et al [101])...................................................................................................21<br />
Bild 20: Düsen <strong>zu</strong>r Drucklufteinblasung und ihre Positionen relativ <strong>zu</strong> den<br />
Laufradschaufeln (nach Schulz, Neise & Möser [102]). ............................................22<br />
Bild 21: Schallleistungsspektren im Ausblaskanal (links) und b)<br />
Umfangsmodenspektrum bei der Blattpassierfrequenz (rechts) bei stationärer<br />
Lufteinblasung; Düsen ∆x/c = 0,22 stromab der Schaufelhinterkanten;<br />
Einblasung in Richtung der Schaufelsehnen; n = 3000/min, Z = 18, V = 16,<br />
ϕ = ϕopt (nach Schulz et al [102]). ..............................................................................23<br />
Bild 22: Abhängigkeit des Fahrwerksgeräusches von der Strömungsgeschwindigkeit v......24<br />
Bild 23: Typisches Strömungsfeld im Bereich des Vorflügels in Landestellung. ....................25<br />
Bild 24: Dimensionsloses Spektrum des Vorflügelgeräusches (mit Modellmaßstab SF<br />
als Quellgröße und Abstrahlentfernung R)................................................................26<br />
Bild 25: Akustische „Antwort“ von Profilen verschiedener Dicke bei Interaktion mit<br />
einem Testwirbel (für verschiedene Strouhalzahlen Sr)............................................27<br />
iv
Bild 26: Schematische Darstellung eines DDOF-Liners (nach Yu & Nesbitt [136])................29<br />
Bild 27: Minderung des nach vorn (0-90°) abgestrahlten Schallleistungspegels durch<br />
akustisch homogen Auskleidung des Triebwerkskanals (zero-splice liners);<br />
Vergleich von Ergebnissen aus Modellmessungen („Rig“) und<br />
Prüfstandsmessungen im Originalmaßstab eines Rolls-Royce Trent 500<br />
Triebwerks(„Engine“); nach Gantie et al [137]...........................................................29<br />
Bild 28: Kammerdämpfer für den Zentralkörper der Primärdüse <strong>zu</strong> Dämpfung der<br />
tieffrequenten Brennkammergeräusche (nach Yu & Chien [136]).............................30<br />
Bild 29: Dissipationsrate der akustischen Energie beim Schalldurchgang durch<br />
durchströmte Lochbleche für verschiedene Lochdurchmesser; Lochanteil 11%,<br />
Strömungs-Machzahl M = 0,43 (nach Forster & Michel [140.]).................................31<br />
Bild 30: Installation von SBVGs auf der Saugseite der Landeklappe.....................................32<br />
Bild 31: Maximales Lärmminderungspotenzial durch unrealistische Vollverkleidung<br />
eines A320 Hauptfahrwerks. .....................................................................................33<br />
Bild 32: Beispiel für tonalen Umströmungslärm bei Fahrwerken infolge<br />
strömungsinduzierter Hohlraumresonanzen in Fahrwerks-Hohlbolzen.....................34<br />
Bild 33: A340-Fahrwerke mit aerodynamischen Verkleidungen <strong>zu</strong>r Minderung des<br />
Umströmungslärms im Rahmen des EU-Projekts RAIN. ..........................................35<br />
Bild 34: Spoiler <strong>zu</strong>r Minderung des Umströmungslärms vom oberen Bereich des<br />
Bugfahrwerks. ...........................................................................................................35<br />
Bild 35: Schallquellverteilungen im Bereich des Drehgestells bei Unterschalen mit<br />
unterschiedlicher Breite.............................................................................................36<br />
Bild 36: Beispiel von Öffnungen in der Flügelvorderkante <strong>zu</strong>r Aufnahme der<br />
Vorflügelhalter. ..........................................................................................................37<br />
Bild 37: Beispiel für Hohlräume in der Landeklappenseitenkante. .........................................37<br />
Bild 38: Ton von Tankdruckausgleichsöffnung auf der Unterseite der Tragfläche aus<br />
Messung im DNW-LLF an einer A320 Originaltragfläche. ........................................38<br />
Bild 39: Beispiel für einen Wirbelgenerator stromauf einer überströmten Öffnung <strong>zu</strong>r<br />
Unterdrückung der Anregung von Hohlraumschwingungen......................................38<br />
Bild 40: Lärmminderungspotenzial am Beispiel des A320 durch Beseitigung von<br />
überströmten Hohlräumen und Löchern im Windkanalversuch. ...............................39<br />
Bild 41: Geometrie der im Windkanal getesteten Rückseitenabdeckung für den<br />
Vorflügel. ...................................................................................................................39<br />
Bild 42: Nachweis der Minderung des Vorflügellärms durch eine Rückseitenabdeckung<br />
am A320 Modell im DNW-LLF...................................................................................40<br />
Bild 43: Grundlagenversuch <strong>zu</strong>m Potenzial der Minderung des Hinterkantengeräusches<br />
durch Bürstenkanten. ................................................................................................40<br />
Bild 44: Schematische Darstellung unterschiedlicher Konzepte <strong>zu</strong>r Minderung des<br />
Vorflügellärms. ..........................................................................................................41<br />
Bild 45: Liner Konzept <strong>zu</strong>r Minderung des Vorflügellärms. ....................................................41<br />
Bild 46: Untersuchte Seitenkantenmodifikationen mit strömungsdurchlässigen<br />
Endkanten. ................................................................................................................42<br />
Bild 47: Beispiel für das im Windkanalversuch gefundene Minderungspotenzial von<br />
porösen Landeklappenseitenkanten. ........................................................................42<br />
Bild 48: Messflug über dem Mikrofonarray bestehend aus 238 Mikrofonen, ausgebreitet<br />
auf einer Kreisfläche mit einem Durchmesser von 26 m...........................................43<br />
Bild 49: Die gezahnte Düse („Chevron-Düse“) <strong>zu</strong>r Verminderung des Strahllärms. ..............44<br />
Bild 50: Wirbelgenerator stromauf der Öffnungen der Tanküberdruckventile auf der<br />
Tragflächenunterseite................................................................................................45<br />
Bild 51: Von den Öffnungen der Tanküberdruckventile auf der Flügelunterseite<br />
erzeugte Töne bei 529 Hz und 578 Hz (vom Mikrofonarray aus 268 m<br />
Entfernung „gesehen“). .............................................................................................45<br />
Bild 52: Schalldruckspektren beim Überflug einer A319 ohne („standard“) und mit<br />
Wirbelgeneratoren („modified“). ................................................................................46<br />
Bild 53: Vergleich der korrigierten Pegeldifferenzen ∆LAZ,E,t für die unterschiedlichen<br />
Konfigurationen und für alle Mikrofone des Linien-Arrays (bezogen auf<br />
v
Konfiguration 1); nach Gehlhar et al [158].................................................................50<br />
Bild 54: Wirbelgeneratoren <strong>zu</strong>r Unterdrückung der Tonkomponenten durch<br />
Überströmen der Öffnungen <strong>zu</strong> den Tank-Überdruckventilen...................................51<br />
Bild 55: Schallquellenverteilung der A319 bei 500 Hz; Fahrwerke eingezogen. ....................52<br />
Bild 56: Schallquellenverteilung der A319 bei 630 Hz; Fahrwerke eingezogen. ....................53<br />
Bild 57: „Entdopplerte“ Schalldruckspektren der A319 für verschiedene Abstrahlwinkel.<br />
Fahrwerke eingezogen..............................................................................................54<br />
Bild 58: „Entdopplerte“ Schalldruckspektren der A319 für verschiedene Abstrahlwinkel;<br />
Reiseflugkonfiguration, mit Wirbelgeneratoren an den Öffnungen der<br />
Überdruckventile. ......................................................................................................54<br />
Bild 59: Öffnungen der Enteisungsanlage an der Triebwerksgondel des Airbus A319..........55<br />
Bild 60: Im QTD2-Programm gestestete Geräuschminderungsmaßnahmen (nach<br />
Herkes, Olsen & Ullenberg [161])..............................................................................55<br />
Bild 61: Anordnung der Bodenmikrofone bei den Flugtests im Rahmen des QTD2-<br />
Programms (nach Herkes, Olsen & Ullenberg [161]). ...............................................56<br />
Bild 62: QTD2-Programm: Versuchsflugzeug Boeing 777-300ER beim Überfliegen der<br />
Bodenmikrofone (nach Herkes, Olsen & Ullenberg [161]). .......................................56<br />
Bild 63: Vergleich des Standardeinlaufs (links) mit dem modifizierten Einlauf (rechts)<br />
des Versuchsflugzeugs Boeing 777-300ER mit GE90-115B Triebwerken (nach<br />
Yu & Nesbitt [136]). ...................................................................................................57<br />
Bild 64: Akustisch ausgekleidete Einlaufdüse des Versuchsflugzeugs Boeing 777-<br />
300ER mit GE90-115B Triebwerken (nach Yu & Nesbitt [136])................................57<br />
Bild 65: Vergleich der Überflugspektren mit Standardeinlauf („Baseline“) und akustisch<br />
verbessertem Einlauf (spliceless liner, inlet lip, T12-Sonde entfernt); cutback<br />
power setting; Boeing 777-300ER mit GE90-115B Triebwerken, (nach Yu &<br />
Nesbitt [136]). ............................................................................................................58<br />
Bild 66: Einfluss der akustisch ausgekleideten Einlaufrundung (lip-liner) auf die nach<br />
vorn („forward arc“) abgestrahlten Überflugspektren bei „sideline power<br />
setting“; Versuchsflugzeug Boeing 777-300ER mit GE90-115B Triebwerken<br />
(nach Yu & Nesbitt [136]). .........................................................................................58<br />
Bild 67: Boeing 777-300ER mit GE90-115B Triebwerken ausgerüstet mit Chevrons an<br />
der primär und Sekundärdüse (Konfiguration (2); nach Nesbitt et al [164]). .............59<br />
Bild 68: Einfluss der Chevrondüsen auf die nach hinten (90-145° „Aft Arc“, oberes<br />
Diagramm) und nach vorn (40-90°„Forward Arc“, unteres Diagramm)<br />
abgestrahlten Überflugspektren bei „sideline power setting“; Versuchsflugzeug<br />
Boeing 777-300ER mit GE90-115B Triebwerken (nach Nesbitt et al [164]). ............60<br />
Bild 69: Beispiel für eine lärmarme Flugzeugkonfiguration („Green 24h Aircraft“ aus<br />
[166]). ........................................................................................................................66<br />
Bild 70: „Silent Aircraft eXperimental (SAX) 20 embedded engine“ Konfiguration“<br />
(vorgeschlagen von der Silent Aircraft Initiative [170] (aus Law & Dowling<br />
[141]). ........................................................................................................................67<br />
Bild 71: Die drei Messpunkte bei der Lärmzertifizierung von Flugzeugen. ............................77<br />
Bild 72: Kumulativer Lärmpegel (Summe der drei Zertifizierungspegel) für<br />
Strahlverkehrsflugzeuge. Die Werte für einige Flugzeugtypen (Quelle:<br />
Internetadresse Luftfahrtbundesamt) sind mit den ab 2006 gültigen<br />
Grenzwerten für zwei- und viermotorige Flugzeuge verglichen. Die bis 2005<br />
gültigen Grenzwerte liegen 10 dB höher. ..................................................................78<br />
Bild 73: Typische Terzspektren der Boeing 717 mit BRR 715 Triebwerken beim Start<br />
und bei der Landung. Die Blattfolgefrequenzen oberhalb 1,5 kHz beeinflussen<br />
die Terzspektren dieses modernen Triebwerks kaum...............................................78<br />
Bild 74: Prinzip der Schallquellenlokalisierung an einem <strong>Verkehr</strong>sflugzeug im Überflug<br />
mit Hilfe eines Mikrofonarrays ...................................................................................79<br />
Bild 75: Zweidimensionale Anordnung der 111 Mikrofone auf der 8 m×8 m großen<br />
Platte. ........................................................................................................................80<br />
Bild 76: Aufbau des zweidimensionalen Arrays mit 111 Mikrofonen auf einer 8 m × 8 m<br />
großen Holzplatte im Anflugbereich des Flughafens Frankfurt in 1998. ...................81<br />
vi
Bild 77: Geräuschquellen an einem von unten betrachteten Flugzeug für das den Fan-<br />
Ton einschließende Terzband 800 Hz. .....................................................................82<br />
Bild 78: Geräuschquellen an einem von unten betrachteten Flugzeug im<br />
Frequenzbereich 280 bis 3500 Hz. ...........................................................................82<br />
Bild 79: Übersicht der EU-Forschungsprogramme <strong>zu</strong>r Fluglärmminderung (aus<br />
Description of Work X3-Noise). .................................................................................84<br />
Bild 80: Ziele des Quiet Aircraft Technology (QAT) Programms der USA. ............................86<br />
Tabellenverzeichnis:<br />
Tabelle 1: Zusammenfassung der beschriebenen Geräuschminderungsmaßnahmen für<br />
Triebwerke.................................................................................................................63<br />
Tabelle 2: Zusammenfassung der beschriebenen Geräuschminderungsmaßnahmen für<br />
die Zellengeräusche (Fahrwerke / Hochauftriebshilfen)............................................64<br />
vii
viii
1 Einleitung<br />
Mobilität ist ein unverzichtbares Grundbedürfnis des Menschen und Vorausset<strong>zu</strong>ng für ein<br />
funktionierendes Wirtschaftssystem. Der damit verbundene <strong>Verkehr</strong> aber erzeugt Lärm, den<br />
die Bevölkerung mit steigender Sensibilität wahrnimmt. Besonders der Fluglärm ist ständiger<br />
Kritik ausgesetzt, wie die aktuellen - häufig sehr emotional geführten - Diskussionen <strong>zu</strong>m<br />
Ausbau von <strong>Verkehr</strong>sflughäfen zeigen. Dass auch die Bundesregierung Handlungsbedarf in<br />
der Verbesserung des Gesamtschutzes der Bürger sieht, wird an der erneut betriebenen<br />
Novellierung des Fluglärmgesetzes von 1971 deutlich.<br />
Bis heute sind in der zivilen Luftfahrt bereits bedeutende technische Fortschritte erreicht<br />
worden. Zum Beispiel ist die Geräuschemission der einzelnen Flugzeuge seit 1950 um etwa<br />
25 Dezibel gesunken, das entspricht mehr als einer Viertelung des subjektiven Lautstärkeempfindens.<br />
Bild 1 zeigt die Entwicklung der Fluglärmpegel von 1950 bis 2000. Die Flugzeuge<br />
der sechziger Jahre waren mit reinen Strahltriebwerken (Turbojets) ausgerüstet, bei denen<br />
die Austrittsgeschwindigkeit des Triebwerkstrahls sehr groß war und der donnernde Jet<br />
den Hauptgeräuschanteil stellte. Nicht wegen der Geräuschminderung, sondern <strong>zu</strong>r Senkung<br />
des Treibstoffverbrauches wurden dann die vergrößerten Nebenstromtriebwerke (Turbofans)<br />
eingeführt, bei denen der größte Teil der Luft um das Kerntriebwerk herumgeführt wird. Dadurch<br />
sinkt die Strahlgeschwindigkeit und als Folge auch der Strahllärm. Mit sinkendem<br />
Strahllärm treten aber die anderen Quellen im Innern des Triebwerks in den Vordergrund,<br />
insbesondere der im Triebwerkseinlauf sichtbare Fan.<br />
Seitenlinienschallpegel, EPNdB<br />
120<br />
110<br />
100<br />
Turbojet<br />
B-52<br />
Comet 4<br />
707-100<br />
DC8-20<br />
Caravelle<br />
707-300B<br />
Turbofan<br />
1. Generation<br />
CV880-22<br />
BAC-111<br />
DC8-61<br />
DC9-10<br />
737-100<br />
727-100 747-100<br />
727-100 747-100<br />
Seitenlinienpegel normiert<br />
auf 100.000 lb Schub<br />
Turbofan<br />
2. Generation<br />
MD80<br />
747-200<br />
747-300 A320-100<br />
A300B2-101<br />
DC10-10<br />
A310-300<br />
767-300<br />
DC10-10<br />
A321<br />
DC10-30<br />
737-200<br />
L-1011<br />
BAC-146-200<br />
737-500 A330<br />
777-200<br />
A340<br />
MD90-30<br />
90<br />
1950 1960 1970 1980 1990 1995<br />
Jahr der Einführung<br />
Bild 1: Entwicklung der Fluglärmpegel in Abhängigkeit vom Flugzeugtyp.<br />
Trotz der Erfolge bei der Reduzierung der Triebwerksgeräusche hat die Lärmbelastung in<br />
der Umgebung der Flughäfen wegen der Zunahme des Flugverkehrs im Vergleich <strong>zu</strong> der am<br />
Fluggerät erzielten Lärmminderung nicht signifikant abgenommen, wie in Bild 2 am Beispiel<br />
des Flughafens Frankfurt für die Jahre 1988 bis 2002 <strong>zu</strong> erkennen ist. Diese Entwicklung<br />
deutet an, dass auch in Zukunft verstärkte Anstrengungen im Technischen wie im Operationellen<br />
notwendig sind, um das Problem "Fluglärm" unter Kontrolle <strong>zu</strong> behalten.<br />
In dem vorliegenden <strong>Bericht</strong> wird der Stand der Technik <strong>zu</strong>r Geräuschminderung bei <strong>Verkehr</strong>sflugzeugen<br />
mit Hilfe technischer Maßnahmen an der Quelle, d.h. an den Triebwerken,<br />
den Hochauftriebshilfen und den Fahrwerken, beschrieben. Der Lärmteppich startender und<br />
1
landender Flugzeuge wird aber nicht allein von der Geräuschemission der Triebwerke und<br />
der Zelle bestimmt, sondern auch von den eingesetzten Flugverfahren. Dieses Thema ist<br />
Hauptgegenstand eines zweiten vom BMVBS geförderten Forschungsvorhabens mit dem<br />
Titel „Strategien <strong>zu</strong>r Lärmminderung an der Quelle unter Einschluss operationeller Möglichkeiten,<br />
speziell für den Nachtflug“ [1]. Dort wird auch das derzeit laufende BMBF-Vorhaben<br />
„Lärmoptimierte An- und Abflugverfahren“ (LAnAb) [2] behandelt.<br />
L eq (dB)<br />
70<br />
60<br />
50<br />
40<br />
30<br />
20<br />
10<br />
Flughafen Frankfurt (nach DIN 45543, Mai-Okt., 0-24 Uhr)<br />
0<br />
1988 1990 1992 1994 1996 1998 2000<br />
Jahr<br />
460.000 460.000<br />
420.000 420.000<br />
380.000 380.000<br />
340.000<br />
300.000 300.000<br />
Bild 2: Zahl der Flugbewegungen und Entwicklung des äquivalenten Dauerschallpegels<br />
gemittelt über mehrere Messstellen am Flughafen Frankfurt<br />
(Quelle: Dr. Beder Consult).<br />
2 Schallquellen bei <strong>Verkehr</strong>sflugzeugen<br />
Hochauftriebshilfen<br />
Vorflügel<br />
Klappen<br />
Bild 3: Schallquellen bei <strong>Verkehr</strong>sflugzeugen.<br />
Fahrwerke<br />
Triebwerksstrahl<br />
Zahl Zahl der Flugbewegungen<br />
Triebwerke<br />
Bild 3 zeigt die wichtigsten Schallquellen an einem <strong>Verkehr</strong>sflugzeug am Beispiel einer Boeing<br />
B747. Generell kann unterschieden werden zwischen den Antriebsgeräuschen, den von<br />
der Umströmung der Zelle (Hochauftriebshilfen und Fahrwerke) herrührenden Geräuschen<br />
und Wechselwirkungsgeräuschen, die alle aerodynamischer Natur sind, d.h. sie werden von<br />
2<br />
Fan
der Strömung bzw. Umströmung der Triebwerks- und Flugzeugkomponenten erzeugt (aerodynamische<br />
Geräusche).<br />
Beim Start sind bei allen <strong>Verkehr</strong>sflugzeugen die Triebwerke nach wie vor die lautesten<br />
Schallquellen. Bei der Landung sind bei den heutigen Flugzeugen die Beiträge der Triebwerke<br />
und der Zelle etwa gleich groß, die relativen Anteile sind für unterschiedliche Flugzeugtypen<br />
verschieden. Bei modernen Flugzeugen tritt allerdings der von der Umströmung der<br />
ausgefahrenen Fahrwerke und Landeklappen ausgehende Lärm immer stärker in Erscheinung,<br />
einerseits wegen der Erfolge bei der Reduzierung der Triebwerksgeräusche, und andererseits<br />
werden die Hochauftriebshilfen technisch immer komplizierter und die Fahrwerke<br />
infolge größerer Triebwerksdurchmesser immer länger, was tendenziell <strong>zu</strong> höheren Zellengeräuschen<br />
führt.<br />
Fan<br />
• Töne bei verschiedenen<br />
Frequenzen<br />
• Breitbandgeräusch<br />
• „Kreissägen“-Geräusch<br />
Kompressor<br />
• Hochfrequente Töne<br />
• Breitbandgeräusch<br />
Turbine<br />
• Hochfrequente Töne<br />
• Hochfrequentes<br />
Breibandgeräusch<br />
Brennkammer<br />
• Tieffrequentes<br />
Breitbandgeräusch<br />
Bild 4: Schallquellen in den Triebwerken von <strong>Verkehr</strong>sflugzeugen.<br />
Triebwerksstrahl<br />
• Breitbandgeräusch<br />
Bei den Triebwerksgeräuschen gibt es die folgenden Einzelquellen (siehe Bild 4):<br />
• Der Triebwerksstrahl; die turbulente Vermischung des Schubstrahles mit der umgebenden<br />
Luft erzeugt erhebliche Geräusche, die um so lauter sind, je größer die Strahlgeschwindigkeit<br />
ist (besonders also bei militärischen Flugzeugen).<br />
• Der Fanrotor, das ist das im Triebwerkseinlauf von vorn sichtbare große rotierende<br />
Schaufelrad. Durch die Wechselwirkung mit der Einlaufströmung und dem stromab befindlichen<br />
Stator entstehen tonale (Blattpassierfrequenz und Harmonische) und breitbandige<br />
Geräuschanteile bei unterschiedlichen Frequenzen. Beim Start und im Reiseflug<br />
verursachen die Überschallströmungen an den Schaufelspitzen des Rotors das<br />
sogenannte Kreissägengeräusch („Buzz-Saw“ Noise), das bei den Vielfachen der Rotor-Wellendrehfrequenz<br />
auftritt.<br />
• Der Stator, der hinter dem Fanrotor angeordnet ist, um den vom Rotor erzeugten Drall<br />
aus der Strömung heraus<strong>zu</strong>nehmen und in eine Druckerhöhung um<strong>zu</strong>wandeln. Die<br />
Nachläufe der Rotorschaufeln ergeben eine zeitlich veränderliche Zuströmung und<br />
damit tonale (Blattpassierfrequenz und Harmonische) und breitbandige Geräuschanteile<br />
bei unterschiedlichen Frequenzen.<br />
• Die Haltestreben („pylons“, in Bild 4 eingezeichnet) sind ebenfalls der Rotor-Nachlaufströmung<br />
ausgesetzt.<br />
• Der Verdichter drückt die angesaugte Luft über mehrere Rotor-Stator-Stufen in die<br />
Brennkammer. Der Schallentstehungsmechanismus ist derselbe wie vorher beim Fan-<br />
3
otor und seinem Stator, allerdings sind beim Verdichter die abgestrahlten Frequenzen<br />
wegen der größeren Schaufelzahlen des Niederdruckverdichters höher.<br />
• Die Brennkammer erzeugt ein vornehmlich tieffrequentes Breitbandgeräusch.<br />
• In der Turbine wird durch Entspannung der Verbrennungsgase die Triebwerksleistung<br />
erzeugt. Die Schallentstehungsmechanismen sind prinzipiell dieselben wie bei<br />
Fan/Stator und beim Verdichter.<br />
Als Quellen der Zellengeräusche sind <strong>zu</strong> nennen:<br />
• Die Windgeräusche am Flugzeug mit eingefahrenen Klappen und Fahrwerken, die im<br />
Wesentlichen breitbandige Spektralanteile aufweisen.<br />
• Die Hochauftriebshilfen, d.h. die bei Start bzw. Landung ausgefahrenen Vorflügel an<br />
der Flügelvorderkante und die Klappen an der Flügelhinterkante, erzeugen breitbandige<br />
Geräuschanteile. Die Vorflügel und Klappen bestehen aus mehreren in Spannweitenrichtung<br />
unterteilten Segmenten, an deren Enden sich als Folge des Druckunterschiedes<br />
zwischen Oberseite und Unterseite Geräusch erzeugende Sekundärströmungen<br />
ausbilden.<br />
• Die Umströmung der ausgefahrenen Fahrwerke ergibt im Wesentlichen breitbandige<br />
Geräuschanteile, denen einzelne Tonkomponenten durch überströmte Hohlräume<br />
(Hohlbolzen, etc.) überlagert sein können.<br />
• Die Überströmung offener Hohlräume erzeugt genau wie ein überblasener Flaschenhals<br />
Töne. Solche Hohlräume befinden sich sowohl an den Tragflügeln als auch an<br />
den Fahrwerken.<br />
Wechselwirkungsgeräusche werden durch die folgenden Mechanismen erzeugt:<br />
• Triebwerksstrahl trifft auf die Klappen am Flügel.<br />
• Der Fahrwerksnachlauf trifft auf die Klappen.<br />
3 Mechanismen der aerodynamischen Schallentstehung<br />
3.1 Aeroakustische Theorie der Schallerzeugung<br />
Es wurde bereits in Kapitel 2 erwähnt, dass alle das Außengeräusch von <strong>Verkehr</strong>sflugzeugen<br />
bestimmenden Geräuschanteile von Strömungsvorgängen verursacht werden, d.h. aerodynamischer<br />
Natur sind, also sowohl die Triebwerks- als auch die Zellen- und Wechselwirkungsgeräusche.<br />
Beim Fluglärm hat sich aber die Unterscheidung Triebwerksgeräusche<br />
(oder –lärm) einerseits und Umströmungsgeräusche (oder –lärm) für den Zellenanteil andererseits<br />
eingebürgert, weil im einen Fall die Triebwerkshersteller, im andern die Zellenhersteller<br />
gefordert sind.<br />
Obwohl die ersten Arbeiten über das Geräusch von Luftschrauben bereits <strong>zu</strong> Beginn des<br />
letzten Jahrhunderts erschienen, ist der größte Fortschritt im Verständnis der aerodynamischen<br />
Schallerzeugung durch die von Lighthill [3], [4] beschriebene akustische Analogievorstellung<br />
hervorgebracht worden. Diese Analogie war ursprünglich entwickelt worden, um das<br />
Geräusch von Luftstrahlen hoher Geschwindigkeit <strong>zu</strong> berechnen, und da feste Begren<strong>zu</strong>ngswände<br />
wie z.B. die Schaufeln von Turbomaschinen oder Zellenkomponenten bei diesem<br />
Problem keine Rolle spielen, wurde ihr Einfluss <strong>zu</strong>nächst nicht berücksichtigt. Eine Erweiterung<br />
der akustischen Analogievorstellung auf die Wirkung von der Strömung benachbarten<br />
Wänden wurde <strong>zu</strong>erst von Curle [5] entwickelt und später für bewegte Wände (beispielsweise<br />
Propellerrotoren) von Ffowcs Williams & Hawkings [6] entwickelt. Goldstein [7]<br />
schließlich kam durch eine verallgemeinerte Vorgehensweise <strong>zu</strong> einer Lösung für die aerodynamische<br />
Schallerzeugung im Beisein materieller Begren<strong>zu</strong>ngswände, in der die Ergebnisse<br />
der früheren Arbeiten als Spezialfälle enthalten sind. Wir folgen hier dem Vorgehen<br />
von Ffowcs Williams &Hawkings [6] in der von Michalke & Michel [8] vorgestellten Variante.<br />
In der akustischen Analogievorstellung wird der Schwankungsanteil des Drucks p = ps - ps0,<br />
wobei der Index 0 einen konstanten Be<strong>zu</strong>gswert bezeichnet, als ein Schallfeld kleiner Ampli-<br />
4
tude angesehen, das von kleinen Regionen einer turbulenten Strömung (Quellgebiet) in einem<br />
ansonsten ruhenden homogenen Medium erzeugt wird. Die akustische Wellengleichung<br />
für diese Situation lässt sich in Tensorschreibweise darstellen als<br />
a<br />
1<br />
2<br />
0<br />
2 2<br />
∂ p ∂ p ∂ qij<br />
− =<br />
2<br />
∂t<br />
∂x<br />
∂x<br />
∂x<br />
2<br />
i<br />
2<br />
i<br />
j<br />
∂q<br />
+<br />
∂x<br />
Hier wird von der sogenannten Summationskonvention Gebrauch gemacht, die besagt, dass<br />
alle Terme, in denen ein Index k zweimal auftritt, summiert werden von k = 1 bis 3. Die Gleichung<br />
beschreibt die Schallausbreitung in einem ruhenden Medium, wenn die rechte Seite<br />
verschwindet. Dies ist innerhalb eines turbulenten Strömungsgebietes nicht der Fall. Die<br />
rechte Seite beschreibt dann die das Schallfeld erzeugende Quellverteilung. Sie besteht aus<br />
zwei Termen, einem Quadrupolterm, gekennzeichnet durch die zweite räumliche Ableitung<br />
und einen Dipolterm (erste räumliche Ableitung). Bei Vernachlässigung der Einflüsse von<br />
Wärmeleitung und Zähigkeit (s. Michalke & Michel [8]) lauten die ab<strong>zu</strong>leitenden Terme<br />
i<br />
i<br />
⎛ p ⎞ ρ<br />
qij ρcic ⎜ ⎟<br />
⎛ 0 ⎞<br />
= j 1 + − ⎜1−<br />
⎟pδ ⎜<br />
ij , (2)<br />
2<br />
ρ a ⎟<br />
⎝ ⎠ ⎝ ρ<br />
0 0<br />
⎠<br />
ρ 0<br />
∂ ⎛ ⎞<br />
q i = −p<br />
⎜ ⎟ . (3)<br />
∂xi<br />
⎝ ρ ⎠<br />
Die Schallgeschwindigkeit in dem homogenen Medium ist mit a0 bezeichnet, und cj ist der<br />
Vektor der instationären Strömungsgeschwindigkeit. ρ0 ist die Dichte in der ruhenden Umgebung,<br />
δij der Kronecker-Tensor.<br />
Für ein ruhendes Medium, das den Strömungsbezirk einschließlich der stationären oder zeitabhängigen<br />
Begren<strong>zu</strong>ngen umgibt, lässt sich die Lösung der inhomogenen Wellengleichung<br />
(1) für die Abstrahlung in die freie Umgebung angeben. Für das akustische Fernfeld gilt (für<br />
eine detaillierte Herleitung siehe Neise & Michel [9]):<br />
p(<br />
x , t)<br />
=<br />
i<br />
4π<br />
1<br />
a<br />
1<br />
−<br />
4πa<br />
∫<br />
2<br />
0 V(<br />
t )<br />
∫<br />
0<br />
S(<br />
t )<br />
⎡ ∂<br />
⎢<br />
⎢⎣<br />
∂t<br />
2<br />
2<br />
qq<br />
⎤<br />
1<br />
⎥dV(<br />
y i ) +<br />
r C ⎥⎦<br />
4π<br />
a<br />
⎡ ∂ f ⎤<br />
r<br />
1<br />
⎢ ⎥dS(<br />
yi<br />
) +<br />
⎢⎣<br />
∂t<br />
r C ⎥⎦<br />
4πa<br />
2<br />
0 V(<br />
t )<br />
∫<br />
0<br />
s(<br />
t )<br />
∫<br />
c<br />
⎡ ∂ q ⎤<br />
d<br />
⎢ ⎥dV(<br />
yi<br />
)<br />
⎢⎣<br />
∂t<br />
r C ⎥⎦<br />
⎡ ρ0U<br />
⎢<br />
⎢⎣<br />
r C<br />
n<br />
⎤<br />
⎥dS(<br />
y<br />
⎥⎦<br />
Das Besondere dieser Lösung ist, dass der Einfluss einer zeitlichen Änderung des Quellvolumens<br />
V(t) oder der Wände S(t) auf die Schallemission berücksichtigt ist.<br />
Die Integranden enthalten jeweils eine Quellgröße und sonst nur noch den Abstand r des<br />
Quell-Volumenelementes dV oder Quell-Flächenelementes dS vom Beobachter und den<br />
Betrag des Doppler-Faktors C<br />
0<br />
i<br />
)<br />
(1)<br />
(4)<br />
Ur<br />
C = 1− , (5)<br />
a<br />
wobei Ur die Komponente der Bewegungsgeschwindigkeit des Volumen- oder Flächenelements<br />
in Richtung auf den Beobachter ist. Die eckigen Klammern um die Integranden weisen<br />
darauf hin, dass die Integranden <strong>zu</strong> dem Zeitpunkt ausgewertet werden müssen, an dem der<br />
Schall vom Quellelement emittiert wird. Diese Zeit heißt retardierte Zeit und ist definiert durch<br />
t<br />
r<br />
r ( tr<br />
)<br />
= t −<br />
(6)<br />
a<br />
Die Lösung (4) der Wellengleichung (1) soll nun da<strong>zu</strong> dienen, die verschiedenen aerodyna-<br />
5<br />
0
mischen Quellmechanismen <strong>zu</strong> diskutieren, die bei der Schallemission von turbulenten<br />
Strömungen und bei der Wechselwirkung von turbulenten Strömungen mit materiellen Begren<strong>zu</strong>ngsflächen<br />
eine Rolle spielen.<br />
Quadrupol-Volumenquelle: Das erste Glied auf der rechten Seite von Gl. (4) ist ein Volumenintegral<br />
über eine Quadrupol-Quellverteilung, gegeben durch zweite zeitliche Ableitung<br />
der Größe<br />
⎛ p ⎞<br />
2<br />
qq u ⎜ ⎟<br />
⎛ ρ0<br />
⎞<br />
= ρ0<br />
r 1 + − ⎜1−<br />
⎟p (7)<br />
⎜ 2<br />
a ⎟<br />
⎝ ρ ⎠ ⎝ ρ<br />
0 0<br />
⎠<br />
Es handelt sich im Wesentlichen um die zweite zeitliche Ableitung des Quadrates der turbulenten<br />
Geschwindigkeitskomponente ur in Richtung auf den Beobachter. Dieses Glied entspricht<br />
ungefähr dem sogenannten Lighthill-Integral für ein Strömungsfeld ohne Beeinflussung<br />
durch Begren<strong>zu</strong>ngswände; es beschreibt die Schallentstehung durch aerodynamische<br />
Volumenquellen. Wegen der akustischen Fernfeldbedingung (Beobachterposition xi einige<br />
Wellenlängen von der Qellposition yi entfernt) gilt die Lösung nur außerhalb der Quellverteilung.<br />
Jedes dieser bewegten Volumenelemente der turbulenten Strömung wird in der akustischen<br />
Analogievorstellung gedacht als eine bewegte punktförmige Quadrupolquelle.<br />
Dieses erste Integral beschreibt auch die Schallemission eines Freistrahls konstanter Dichte<br />
und liefert das berühmte Lighthillsche Ergebnis, dass die Schallleistung eines Freistrahles<br />
mit der achten Potenz der akustischen Machzahl Uj/a0 anwächst. Dieses Integral kann aber<br />
auch bei Strömungsmaschinen eine Rolle spielen. Ein Beispiel für die Schallerzeugung<br />
durch turbulente Scherspannungen bei Strömungsmaschinen ist die Wechselwirkung einer<br />
ungleichförmigen, turbulenten Zuströmung mit den Schaufelspitzen, wie von Ffowcs Williams<br />
& Hawkings [10] gezeigt wurde. Morfey [11] und Goldstein u.a. [12] wiesen aber nach, dass<br />
die Schallerzeugung durch Quadrupole erst bei Strömungs-Machzahlen oberhalb 0,8 wichtig<br />
wird.<br />
Dipol-Volumenquelle: Das zweite Integral beschreibt ebenfalls ein Volumenintegral, jedoch<br />
über eine Dipol-Quellverteilung, gegeben durch die erste zeitliche Ableitung der Größe<br />
ρ 0<br />
∂ ⎛ ⎞<br />
q d = p ⎜ ⎟<br />
(8)<br />
∂yr<br />
⎝ ρ ⎠<br />
Die Größe ist proportional dem Gradienten von (ρ0/ρ) in Richtung auf den Beobachter. Dieses<br />
Integral spielt nur eine Rolle, wenn sich die Dichte ρ im turbulenten Strömungsgebiet<br />
stark ändert, wie beispielsweise innerhalb eines heißen Freistrahls. Dieses Integral ist von<br />
Lighthill übrigens übersehen worden und wurde in dieser Form von Michalke & Michel [8]<br />
hergeleitet. Auf die Bedeutung dieser Quellen hatte <strong>zu</strong>vor Morfey [13] hingewiesen.<br />
Dipol-Oberflächenquelle: Das dritte Integral in Gl. (4) ist das Oberflächenintegral über die<br />
zeitliche Ableitung der instationären Kräfte fr, die von den festen Begren<strong>zu</strong>ngsflächen der<br />
Strömung auf diese ausgeübt werden. Dabei ist fr, die Komponente der Kraft in Richtung auf<br />
den Beobachter. Bezogen auf den Fluglärm beschreibt also dieses Glied die Schallentstehung<br />
aufgrund der Wechselkräfte, die bei der Umströmung der Tragflügel, der Hochauftriebshilfen,<br />
der Fahrwerke, sowie der Rotor- und Statorschaufeln der Triebwerkskomponenten<br />
oder vom Propeller entstehen. In der akustischen Analogievorstellung wird jedes bewegte<br />
Oberflächenelement dS(yi) der festen Begren<strong>zu</strong>ng durch einen äquivalenten bewegten<br />
Dipol ersetzt.<br />
Monopol-Oberflächenquelle: Das letzte Integral repräsentiert die Schallerzeugung infolge<br />
der Verdrängungswirkung der bewegten Begren<strong>zu</strong>ngsflächen. Beispielsweise hat jede Rotorschaufel<br />
eine endliche Schaufeldicke und verdrängt bei der Bewegung das angrenzende<br />
Strömungsmedium. In der akustischen Analogie ist dieser Effekt gleichbedeutend mit der<br />
6
Schallabstrahlung von einer flächenhaften Verteilung von Monopolen. Der durch die Verdrängungswirkung<br />
der Schaufeln entstehende Schall wird häufig als Schaufeldickenlärm<br />
bezeichnet. Das Integral liefert übrigens nur bei Bewegung der Oberflächen und nur wegen<br />
der dann verschiedenen retardierten Zeiten der einzelnen Oberflächenelemente überhaupt<br />
einen Beitrag. Ohne diesen Einfluss wäre das Integral über die Oberfläche eines starren Rotorblattes<br />
Null. Die beim Umlauf eines Rotors erzeugten periodischen Druckänderungen laufen<br />
mit den Laufradschaufeln um. Ist die Umfangsgeschwindigkeit des Rotors klein (verglichen<br />
mit der Schallgeschwindigkeit), wie das beispielsweise bei Ventilatoren der Fall ist,<br />
dann ist der akustische Abstrahlgrad dieser Druckänderungen sehr gering und der Beitrag<br />
des Schaufeldickenlärms <strong>zu</strong>m Gesamtgeräusch ist vernachlässigbar.<br />
3.2 Triebwerksgeräusche<br />
3.2.1 Überblick<br />
Praktisch alle neuen <strong>Verkehr</strong>sflugzeuge werden von Strahltriebwerken angetrieben. Dies gilt<br />
seit einigen Jahren selbst für kleinere Maschinen mit 50 Sitzen, die <strong>zu</strong>vor noch eine Domäne<br />
der Propellerturbinen waren. Die ersten Strahltriebwerke waren sogenannte Einkreistriebwerke,<br />
auch Turbojets genannt (Bild 5a). Die gesamte durch das Triebwerk geförderte Luft<br />
wird im Verdichter komprimiert, ist an der Wärme<strong>zu</strong>fuhr in der Brennkammer beteiligt und<br />
wird in der Turbine entspannt, deren Leistung ausschließlich dem Antrieb des Verdichters<br />
dient. Hinter der letzten Turbinenstufe besitzt der noch sehr heiße Luftmassenstrom eine<br />
beträchtliche spezifische Energie, die <strong>zu</strong>r Beschleunigung des Luftstroms in einer Düse auf<br />
sehr hohe Geschwindigkeiten benutzt wird. Akustisch bedeutsam sind die außerordentlich<br />
lauten Strahlgeräusche dieser Triebwerksart.<br />
Alle heutigen Strahltriebwerke (auch diejenigen in Kampfflugzeugen) sind Zweikreistriebwerke<br />
(Nebenstromtriebwerke), heute meist Turbofans genannt. In ihnen wird der Luftmassenstrom<br />
hinter dem ersten Verdichter in zwei Teilströme aufgeteilt und nur ein Teil (der Primär-<br />
oder Hauptstrom) wird wie oben beschrieben weiter verdichtet, nimmt an der Verbrennung<br />
teil und treibt die Turbinen. Der übrige Teilstrom (der Sekundär- oder Nebenstrom) wird entweder<br />
in einer Ringdüse beschleunigt und umschließt als Sekundär-Freistrahl den heißen<br />
Primärstrahl (Bild 5c), oder aber der Sekundärstrom wird hinter der letzten Turbinenstufe<br />
wieder dem Primärstrom <strong>zu</strong>gemischt (Bild 5d). Mit einem Nebenstromtriebwerk wird ein vorgegebener<br />
Schub im Vergleich mit einem Einstromtriebwerk mit größerem Massenstrom und<br />
kleinerer Strahlgeschwindigkeit erzielt. Bei militärischen Triebwerken für Kampfflugzeuge<br />
strömt der gemischte Luftstrom vor der Entspannung in der Düse noch durch einen Nachbrenner,<br />
der im kurzzeitigen Betrieb <strong>zu</strong>r Erhöhung der Strahlgeschwindigkeit und damit des<br />
Schubes dient.<br />
Das Verhältnis der Massenströme von Nebenstrom <strong>zu</strong> Hauptstrom wird als Nebenstromverhältnis<br />
BPR (bypass ratio) bezeichnet. Bei den Nebenstromtriebwerken der ersten Generation<br />
(etwa 1960) lag dieses Verhältnis bei BPR < 2 (Bild 5b), für den ersten Verdichter waren<br />
noch mehrere Stufen erforderlich. Bei den heutigen Nebenstromtriebwerken der zweiten Generation<br />
liegt das Verhältnis bei BPR = 4 - 7 (Bild 5c und Bild 5d), bei einigen Triebwerken<br />
wird BPR = 9 erreicht. Der erste Verdichter, der Fan, besteht nur noch aus einer Stufe ohne<br />
Eintrittsleitrad. Der Übergang <strong>zu</strong> Nebenstromtriebwerken einer dritten Generation zeichnet<br />
sich mit Nebenstromverhältnissen BPR > 10 ab. Dies wird voraussichtlich den Einbau eines<br />
Getriebes zwischen Niederdruckturbine und Fan erfordern (Bild 5e).<br />
Die Schallquellen eines modernen Turbofans für <strong>Verkehr</strong>sflugzeuge sind in Bild 6 gekennzeichnet.<br />
Beim Start, wenn die Triebwerke nahe ihrer Volllast arbeiten, wird das Geräusch<br />
vom Strahl und dem Fan dominiert, bei der Landung, bei der die Niederdruckwelle moderner<br />
Turbofan-Triebwerke mit etwa 50 bis 60 % der maximalen Drehzahl arbeitet, spielen auch<br />
die Turbine, Brennkammer und mitunter auch der Verdichter eine Rolle. Auch die Düsenhinterkanten<br />
sind Geräuschquellen.<br />
7
Bild 5: Querschnitte von Strahltriebwerken: (a) Einkreistriebwerk, (b-e) Nebenstromtriebwerke,<br />
(b) mit niedrigem Nebenstromverhältnis, (c) mit hohem Nebenstromverhältnis<br />
und zwei Düsen, (d) mit hohem Nebenstromverhältnis mit einer gemeinsamen<br />
Düse, (e) mit ultrahohem Nebenstromverhältnis und Unterset<strong>zu</strong>ngsgetriebe in der<br />
Nabe des Fans.<br />
Bild 6: Schallquellen eines modernen Nebenstromtriebwerkes.<br />
8
Mit der Geräuschentwicklung von Flugtriebwerken haben sich unzählige Autoren beschäftigt.<br />
Als Einführung sei das Buch von Smith [14] empfohlen, das eine Fülle von Literaturangaben<br />
enthält. Eine Zusammenstellung von Beiträgen vieler Experten <strong>zu</strong> Fragen des Fluglärms<br />
wurde von Hubbard [15], [16] herausgegeben.<br />
3.<strong>2.2</strong> Schallerzeugung durch den Triebwerksstrahl<br />
Beim Triebwerkslärm denkt man <strong>zu</strong>nächst an die Strahlgeräusche, die bei der turbulenten<br />
Vermischung des Freistrahls mit der umgebenden Luft entstehen. Das Strömungsfeld eines<br />
Unterschallfreistrahls mit konstanter Geschwindigkeit über dem Düsenquerschnitt ist in Bild 7<br />
dargestellt. Mit <strong>zu</strong>nehmender Fluggeschwindigkeit werden der Freistrahl und damit der<br />
Quellbereich deutlich länger. Im düsennahen Bereich ist die Turbulenz kleinräumig, von dort<br />
werden die höheren Frequenzen des Strahllärmspektrums abgestrahlt. Mit <strong>zu</strong>nehmendem<br />
Abstand von der Düse werden die turbulenten Strukturen größer und die Frequenz des abgestrahlten<br />
Schalls sinkt entsprechend. Die maximale Quellstärke liegt bei Unterschallfreistrahlen<br />
am Ende des Potentialkerns (s. Bild 7) bei etwa 6 Düsendurchmessern. Die Frequenz<br />
des Maximums im <strong>zu</strong>r Seite und nach vorn abgestrahlten Schmalbandspektrum liegt<br />
bei 0,2 U/D bis 0,3 U/D, im Terzspektrum bei etwa 0,5 U/D bis U/D (s. Bild 8), wobei U die<br />
Strahlgeschwindigkeit und D der Düsendurchmesser ist. In Bild 8 ist die Differenz zwischen<br />
Terzpegel und Gesamtpegel als Funktion der Strouhalzahl fD/U aufgetragen. Für Winkel<br />
näher <strong>zu</strong>r Strahlachse (→180°) sinkt die Frequenz des Pegelmaximums erheblich. Außerdem<br />
fällt das Spektrum mit steigender Frequenz steiler ab, wie das für den Winkel 150° gezeigt<br />
ist. Das Verhältnis der Gesamttemperaturen von Freistrahl und Umgebung ist 2.<br />
Bild 7: Schematische Darstellung der Freistrahlströmung.<br />
L p,3 -L p<br />
0<br />
-10<br />
-20<br />
-30<br />
-40<br />
10 -1<br />
150 Grad<br />
10 0<br />
fD/U<br />
0 - 90 Grad<br />
Bild 8: Typisches Terzspektrum der Freistrahlgeräusche eines Unterschallfreistrahls (nach<br />
[18]) für den Winkelbereich 0 bis 90° und für 150° relativ <strong>zu</strong>m Triebwerkseinlauf.<br />
9<br />
10 1
Bild 9: Richtcharakteristik eines turbulenten Freistrahls im Bereich M = U/c = 0,7 bis 1,6.<br />
Bei heutigen Großtriebwerken liegt die Maximalfrequenz des Terzspektrums nur wenig über<br />
100 Hz. Die Schallabstrahlung weist eine herzförmige Richtcharakteristik auf (Bild 9), wobei<br />
die maximalen Pegel gewöhnlich unter Winkeln von 135° bis 150° relativ <strong>zu</strong>m Triebwerkseinlauf<br />
auftreten. Das Minimum auf der Strahlachse ist auf die Beugung der Schallwellen bei der<br />
Ausbreitung durch den heißen und schnellen Triebwerksstrahl <strong>zu</strong>rück<strong>zu</strong>führen (Atvars et al<br />
[17]). Da die Beugungswirkung für lange Wellenlängen abnimmt, wird der Bereich um die<br />
Strahlachse von tiefen Frequenzen dominiert.<br />
Mit der akustischen Analogie (Lighthill [3], [4]) kann ein ursächlicher Zusammenhang zwischen<br />
dem Schallfeld und dem turbulenten Strömungsfeld hergestellt werden. Hierbei wird<br />
aus den instationären Erhaltungssätzen für Masse und Impuls eine inhomogene Wellengleichung<br />
der Akustik hergeleitet, auf deren rechter Seite die akustischen Quellterme stehen, die<br />
meist vor allem den Tensor der turbulenten Schub- und Normalspannungen der Geschwindigkeitsschwankungen<br />
mit Quadrupolcharakter enthalten. Die akustische Analogie wurde in<br />
zahlreichen Varianten untersucht (z.B. Ribner [19], Phillips [20], Ffowcs-Williams [21], Powell<br />
[22], Möhring [23], Lilley [24], Doak [25]). Für weitergehende Informationen sei auf die Übersichtsartikel<br />
(Ffowcs-Williams [26], Ribner [27], Lilley [28]) verwiesen. Es gibt aber auch Autoren,<br />
die sich kritisch mit der akustischen Analogie beschäftigen (Tam [29]).<br />
Die ersten auf der akustischen Analogie basierenden Arbeiten lieferten das wichtige Ergebnis,<br />
dass die Schallleistung eines Freistrahls proportional <strong>zu</strong>r achten Potenz der Geschwindigkeit<br />
ist und dass der Freistrahl in Richtung der Freistrahlgeschwindigkeit stärker Schall<br />
abstrahlt als entgegen dieser Richtung. Sie erklärten aber nicht die oben erwähnte Delle in<br />
der Richtcharakteristik in der Nähe der Strahlachse. Auch andere wichtige experimentelle<br />
Befunde stimmen nicht mit der Theorie überein, z.B. die Abhängigkeit der Frequenz vom<br />
Emissionswinkel und die Abhängigkeit der Schallleistung von der Geschwindigkeit bei heißen<br />
Strahlen.<br />
Die meisten Autoren gehen von bewegten, akustisch kompakten (klein gegenüber der Wellenlänge)<br />
Schallquellen im Freistrahl aus. Bei Gültigkeit dieser Annahme müsste ein Beobachter<br />
stromab der Düse als Folge der Dopplerverschiebung stets eine höhere Frequenz<br />
beobachten als ein Beobachter stromauf, dies gilt selbst für ein vorbei fliegendes Flugzeug.<br />
Im Gegensatz da<strong>zu</strong> werden experimentell bei einem stationären Freistrahl in einem großen<br />
Winkelbereich konstante Frequenzen (Tanna [30], [31]) und in Strahlrichtung sogar kleinere<br />
Frequenzen beobachtet (s. Bild 8). Bei einem fliegenden Flugzeug sind die beobachteten<br />
Frequenzen entsprechend der Fluggeschwindigkeit in Flugrichtung Doppler-verschoben. Mit<br />
Einführung des Wellenmodells für die Turbulenz (Michalke [32], [33]) lässt sich diese expe-<br />
10
imentelle Erfahrung auch theoretisch mit der akustischen Analogie erklären.<br />
Die Proportionalität der Schallleistung <strong>zu</strong>r achten Potenz der Geschwindigkeit gilt im übrigen<br />
nur für den Freistrahl mit konstanter Dichte. Bei großen Gradienten der Dichte innerhalb des<br />
Freistrahls wird ein zweiter Quellterm mit Dipolcharakter wichtig, bei dem die Schallleistung<br />
proportional der sechsten Potenz der Geschwindigkeit ist (Michalke & Michel [8], Michel &<br />
Michalke [34]), ein Ergebnis, das experimentell nicht nur bei Modellfreistrahlen (Tanna [30],<br />
[31]), sondern auch bei allen Triebwerksfreistrahlen <strong>zu</strong> finden ist.<br />
Mit dem Wellenmodell lässt sich eine Formulierung für den Schalldruck im Fernfeld eines<br />
Freistrahls entwickeln, die für beliebige Strömungsgeschwindigkeiten gültig ist. Es zeigt sich,<br />
dass die großen turbulenten Strukturen im Strömungsfeld eines Freistrahls besonders effektiv<br />
Schall abstrahlen (Michalke und Fuchs [35]). Durch Beschreibung des Geräusches eines<br />
kreisrunden Freistrahls mittels azimutaler Fourierkomponenten der Freistrahlturbulenz lässt<br />
sich zeigen, dass nur die Komponenten niedriger Ordnung wesentlich <strong>zu</strong>m Schallfernfeld<br />
beitragen können (Michalke & Fuchs [35]). Dieses theoretische Ergebnis wurde experimentell<br />
(Maestrello [36]) und durch eine direkte numerische Simulation bestätigt (Freund [37]).<br />
Das Wellenmodell ergibt, dass die Richtcharakteristik und die abgestrahlte akustische Leistung<br />
vor allem von der Interferenz zwischen den Beiträgen der akustischen Quellen an benachbarten<br />
Quellpositionen abhängen (Michalke [38], [39]). Beispielsweise strahlt ein Freistrahl<br />
dann am effektivsten Schall ab, wenn die Konvektionsgeschwindigkeit der turbulenten<br />
Schwankungen etwas größer als die Schallgeschwindigkeit in der Umgebung ist. Bei größeren<br />
Geschwindigkeiten nimmt die Effizienz wieder ab. Dies erklärt, warum der erste Teil eines<br />
Freistrahls bei sehr großen Strahlgeschwindigkeiten (wie z.B. bei Raketen) wenig Schall<br />
emittiert und die Schallleistung im Grenzfall sehr hoher Geschwindigkeiten nur noch mit der<br />
dritten Potenz der Geschwindigkeit steigt.<br />
Bei Strahlmachzahlen größer Eins gibt es <strong>zu</strong>sätzliche Geräuschkomponenten, Breitbandstoßlärm,<br />
Screech (Norum & Seiner [40], Tam [41]) und Crackling (Ffowcs-Williams et al<br />
[42]), die heute vor allem bei militärischen Flugzeugen auftreten. Ursache für den Breitbandstoßlärm<br />
ist die Zellenstruktur im mittleren Strömungsfeld vieler Überschall-Freistrahlen (Norum<br />
& Seiner [43]). Charakteristisch für den Breitbandstoßlärm ist die sich mit der Emissionsrichtung<br />
ändernde Frequenz, mit einem Minimum in Flugrichtung. Bei Flügen mit hoher Unterschallmachzahl<br />
kann die Frequenz des in Richtung Düse abgestrahlten Breitbandstoßlärms<br />
so klein werden, dass sie mit Eigenfrequenzen von Strukturen im Düsenbereich übereinstimmt<br />
und dort <strong>zu</strong> schneller Materialermüdung führt. Screech tritt auf, wenn der in Düsenrichtung<br />
abgestrahlte Breitbandstoßlärm an der Düse Instabilitätswellen induziert und der<br />
gesamte Freistrahl mit der gleichen Frequenz schwingt. Die Screechfrequenz eines stationären<br />
Freistrahls ist konstant für alle Emissionsrichtungen. Die Zellenstruktur des Überschallfreistrahls<br />
und damit Breitbandstoßlärm und Screech lassen sich durch Lavaldüsen mit verstellbarem<br />
Endquerschnitt stark verringern oder ganz vermeiden. Crackling ist eine besonders<br />
unangenehme Komponente des Mischungslärms von Freistrahlen mit hohen Überschallgeschwindigkeiten,<br />
die sich im Mikrofonsignal in plötzlich steil ansteigenden Signalflanken<br />
offenbart.<br />
Eine besonders starke Schallemission ergibt sich, wenn der Freistrahl auf ein Hindernis trifft<br />
(Evertz [44], Neuwerth [45]). Dann kann sich sogar im Unterschall ein akustischer Rückkopplungseffekt<br />
ähnlich dem Screech einstellen (Neuwert [46], Klöppel [47]).<br />
Das wirksamste Mittel <strong>zu</strong>r Senkung des Strahlmischungslärms ist die Verringerung der<br />
Strahlgeschwindigkeit. Bei Nebenstromtriebwerken ist der spezifische Schub (Schub dividiert<br />
durch Massenstrom) der maßgebliche Wert. Während die Triebwerke des Überschallverkehrsflugzeugs<br />
Concorde beim Start im Nachbrennerbetrieb mit Strahlgeschwindigkeiten von<br />
etwa 900 m/s (ohne Nachbrenner mit etwa 600 m/s) arbeiten, liegen die spezifischen Startschübe<br />
bei den Triebwerken der ersten Generation von Nebenstromtriebwerken bei etwa<br />
480 m/s und bei heutigen Triebwerken bei etwa 300 m/s (Smith [14]). Um bei einem Trieb-<br />
11
werk mit kleinerem spezifischen Schub den gleichen Schub <strong>zu</strong> erreichen, muss der Massenstrom,<br />
also der Düsenquerschnitt, vergrößert werden. Mit dieser Nebenbedingung ist die<br />
Schallleistung etwa proportional <strong>zu</strong>r vierten bis sechsten Potenz der Strahlgeschwindigkeit.<br />
Niedrigere Strahlgeschwindigkeit und größerer Düsendurchmesser führen <strong>zu</strong> einer geringeren<br />
Frequenz des emittierten Schalls, was sich günstig auf die Bewertung mit dem international<br />
genormten Pegel PNL (perceived noise level) oder mit dem A-Pegel auswirkt.<br />
Während eine Verringerung der Strahlgeschwindigkeit nur für neue Triebwerksentwürfe in<br />
Frage kommt, gibt es auch Möglichkeiten <strong>zu</strong>r nachträglichen Reduzierung der vom Düsenstrahl<br />
emittierten Schallleistung. Ein möglicher Weg ist eine Intensivierung der Mischungsvorgänge<br />
zwischen dem Freistrahl und der umgebenden Luft. Dies kann man beispielsweise<br />
durch Aufteilung der Düsenaustrittsfläche in viele Einzeldüsen oder durch blütenartige Düsenränder<br />
erreichen (FitzSimmons [48], Gliebe et al [49]). Derartige Düsen sind bei einigen<br />
Strahltriebwerken der ersten Generation nachgerüstet worden und senkten vor allem den<br />
Breitbandstoßlärm und das Crackling (Smith [14]). Die Schubverluste sind allerdings so groß,<br />
dass diese Lösung für heutige Triebwerke nicht mehr in Frage kommt. Eine kürzlich entdeckte<br />
Variante mit Lärm mindernder Wirkung ist die Düse mit gezahnter Hinterkante (Bild 10).<br />
Sie erzeugt Längswirbel in der Scherschicht des Strahles bei nur geringem Schubverlust von<br />
weit unter 1 %. Im Experiment wurden Lärmminderungen um bis <strong>zu</strong> 3 dB(EPNL) festgestellt<br />
(Saiyed et al [50]). Für diese Wirkung kommen vier Effekte in Frage, eine Verkür<strong>zu</strong>ng der<br />
Mischungszone, eine Veränderung der Struktur der Strahlturbulenz auf Kosten der akustisch<br />
effektiven großen Strukturen (Michalke & Fuchs [35]), eine Verringerung der Strahllärmverstärkung<br />
durch Schallquellen aus dem Inneren des Triebwerks (Bechert & Pfizenmaier [51]),<br />
sowie eine Verringerung des durch turbulente Überströmung der Düsenhinterkante entstehenden<br />
Lärms (Amiet [52]).<br />
Bild 10: Gezahnte Triebwerksdüse <strong>zu</strong>r Strahllärmminderung.<br />
Bei Nebenstromtriebwerken gibt es die Bauformen mit getrennter (Bild 5c) und gemeinsamer<br />
Düse (Bild 5, Bild 11). Triebwerke mit gemeinsamer Düse sind deutlich leiser, auch weil sich<br />
die beiden Teilstrahlen schon im Innern der Düse vermischen können, wodurch sich auch ein<br />
kleiner Schubgewinn erzielen lässt. Dieser Vermischungsprozess kann durch spezielle Mischer<br />
gefördert werden (Bild 11). Das höhere Gondelgewicht und die höheren aerodynamischen<br />
Verluste beim heute üblichen Einbau unter dem Flügel lassen diese lärmarme Bauform<br />
immer seltener werden.<br />
Im Laborexperiment konnte bei Koaxialstrahlen, wie sie bei vielen Nebenstromtriebwerken<br />
vorliegen, eine deutliche Lärmminderung durch Vertauschung des heißen mit dem kalten<br />
Strom nachgewiesen werden (Gliebe & Balsa [53], Gehlhar & Fuhrken [54], Hackstein [55]).<br />
Einer technischen Verwirklichung am Flugzeug stehen aber die großen Strömungsverluste<br />
und das Gewicht der erforderlichen Strömungskanäle entgegen. Eine weitere Möglichkeit <strong>zu</strong>r<br />
Reduzierung des Strahllärms besteht in der Verwendung eines Ejektors, der hinter dem Düsenaustritt<br />
angesetzt wird. Neben der Lärmreduzierung ermöglicht ein Ejektor eine gleichzeitige<br />
Startschubsteigerung von bis <strong>zu</strong> 15% (Goethert [56]). Leider ist die Lärmminderung und<br />
die Schubsteigerung im Fluge sehr viel geringer (Smith [14]), weshalb auch diese Lösung<br />
angesichts der benötigten Masse nur dort eingesetzt wurde, wo die gesetzlichen Lärmpegel<br />
12
anders nicht <strong>zu</strong> erfüllen waren.<br />
Zur Prognose des von einem stationären Freistrahl abgestrahlten Geräusches wird meist die<br />
SAE-Methode ([18], [57]) benutzt. Das Geräusch von Triebwerksstrahlen wird etwas <strong>zu</strong> niedrig<br />
vorhergesagt. Ursache hierfür könnte die Strahllärmverstärkung durch Schallquellen im<br />
Innern des Triebwerks sein (Bechert & Pfizenmaier [51]). Bei Koaxialstrahlen von Nebenstromtriebwerken<br />
setzt sich das Geräusch aus drei Bestandteilen <strong>zu</strong>sammen. Die düsennahe<br />
äußere Scherschicht des Sekundärstrahls bestimmt die hohen Frequenzen und der voll<br />
gemischte Strahl weit stromab hinter der Düse die tiefen Frequenzen. Der mittlere Frequenzbereich<br />
wird von der Wechselwirkung zwischen beiden Strahlen bestimmt (Fisher et al.<br />
[58], [59]). Weitere Werkzeuge für die Strahllärmprognose werden in (Zorumski & Weir [60],<br />
Tam et al [41], Tam & Auriault [61]) vorgestellt.<br />
Bild 11: Triebwerk BR710 von Rolls-Royce Deutschland mit internem Blütenmischer (am<br />
rechten Rand des aufgeschnittenen Teils <strong>zu</strong> sehen) <strong>zu</strong>r Mischung von Haupt- und<br />
Nebenstrom.<br />
Der Einfluss der Fluggeschwindigkeit wird von den Triebwerksherstellern mit empirischen<br />
Methoden bestimmt (Drevet et al [62]). Die Fluggeschwindigkeit reduziert die Schallabstrahlung<br />
nach hinten erheblich, <strong>zu</strong>r Seite wesentlich weniger, nach vorne (in Flugrichtung) kaum.<br />
Nach vorn werden bei Triebwerken im Fluge mitunter sogar höhere Pegel als im stationären<br />
Fall beobachtet (Drevet et al [62], Stevens et al [63]), während dies bei einer Simulation des<br />
Fluggeschwindigkeitseinflusses an Modellfreistrahlen im Windkanal nicht nachgewiesen<br />
werden konnte (Cocking & Bryce [64]). Die starke Schallemission in Flugrichtung lässt sich<br />
mit dem Wellenmodell für die Turbulenz erklären (Michalke & Michel [8], Michel & Michalke<br />
[34]). Breitbandstoßlärm (Ahuja et al [65], Tam [66]), das Geräusch der Düsenhinterkante<br />
und interner Triebwerkslärm werden im Fluge ebenfalls stark nach vorn verstärkt.<br />
Wichtig für den Freistrahllärm von Flugtriebwerken sind auch Installationseinflüsse. So strahlt<br />
ein Freistrahl unter einer Tragfläche deutlich mehr Lärm ab als am Heck eines Flugzeuges<br />
(Wang [67], Way & Turner [68]).<br />
3.2.3 Schallerzeugung durch Fan, Verdichter, Turbine und Brennkammer<br />
Wie eingangs erwähnt, ist beim Start der Fan neben dem Freistrahl die wichtigste Geräuschquelle<br />
eines Flugtriebwerks, bei der Landung spielen auch die Turbine und der hinter dem<br />
Fan angeordnete Verdichter eine Rolle. Eine Übersicht über den Turbomaschinenlärm findet<br />
sich in (Smith [14], Groeneweg et al [69]). Bei tiefen Frequenzen bis etwa 800 Hz trägt auch<br />
die Brennkammer deutlich <strong>zu</strong>r Schallemission bei der Landung bei (Smith [14], Mahan &<br />
Karchmer [70], Siller et al [71]).<br />
13
Die Verdichter von Flugtriebwerken haben sehr hohe Blattspitzenmachzahlen und Stufendruckverhältnisse,<br />
so werden Fans in heutigen Flugtriebwerken beim Start mit typischen Umfangsmachzahlen<br />
von 1,4 betrieben. Wie schon in Kapitel 2 erwähnt, setzt sich das von einem<br />
Fan, einem Verdichter oder einer Turbine emittierte Frequenzspektrum aus einem breitbandigen<br />
Rauschen und einzelnen Tönen <strong>zu</strong>sammen, wobei <strong>zu</strong>mindest beim Start die Töne<br />
den Gesamtschallpegel dominieren. Töne treten bei der Blattfolgefrequenz der Rotoren und<br />
ihren höheren Harmonischen auf. Sobald die Relativgeschwindigkeit der Strömung an der<br />
Blattspitze größer als die Schallgeschwindigkeit ist, treten Töne auch bei Vielfachen der Rotordrehfrequenz<br />
(Wellendrehzahl) auf und bilden das besonders lästige „Kreissägengeräusch“<br />
(buzz-saw noise) (Smith [14], McAlpine & Fisher [72], [73]). Töne bei Vielfachen der<br />
Rotordrehfrequenz können auch bei langsam laufenden Rotoren auftreten. Dieses von rotierenden<br />
Instabilitäten an hoch belasteten Blattspitzen erzeugte Geräusch (Kameier & Neise<br />
[74]) wird von der Spaltströmung an den Blattspitzen hervorgerufen.<br />
Für alle internen Lärmquellen spielt die Ausbreitungsfähigkeit der erzeugten Schallwellen in<br />
den anschließenden Strömungskanälen eine wichtige Rolle. Beispielsweise lässt sich das<br />
Schallfeld in kreiszylindrichen Strömungskanälen in axialsymmetrische und helikale Kanalmoden<br />
zerlegen, von denen nur ein Teil ausbreitungsfähig ist (Tyler & Sofrin [75], Munjal<br />
[76], Eversman [77]). Für einen Kanal mit schallharter Wand (Radius R) ergibt sich für den<br />
Wechseldruck als Funktion der Position (x,r,θ) in Zylinderkoordinaten und der Zeit t:<br />
±<br />
p(<br />
x,<br />
r,<br />
θ,<br />
t)<br />
=<br />
k<br />
±<br />
mn<br />
ω / a<br />
=<br />
1−<br />
M<br />
∞<br />
∞<br />
∑∑<br />
m= −∞ n=<br />
0<br />
2<br />
⎡<br />
⎢−<br />
M ±<br />
⎢<br />
⎣<br />
P<br />
±<br />
mn<br />
Jm(<br />
σ<br />
mn<br />
1−<br />
( 1−<br />
M<br />
r<br />
) exp[ i(<br />
ω t − mθ<br />
− k<br />
R<br />
2<br />
⎛ σmn<br />
⎞<br />
) ⎜ ⎟<br />
⎝ ω R / a ⎠<br />
Hierin sind Pmn freie Konstanten, Jm<br />
ist die Besselfunktion der ersten Art mit Ordnung m, σmn<br />
ist die n-te Nullstelle J’m(σmn) = 0 der ersten Ableitung der Besselfunktion (die ersten 10 Nullstellen<br />
sind σ00 = 0; σ10 = 1,841; σ20 = 3,054; σ01 = 3,832; σ30 = 4,201; σ40 = 5,318; σ11 =<br />
5,331; σ50 = 6,416; σ21 = 6,706; σ02 = 7,016), ω = 2πf ist die Kreisfrequenz, M ist die mit der<br />
Schallgeschwindigkeit a normierte, über dem Kanalquerschnitt als konstant angenommene<br />
Strömungsgeschwindigkeit mit M > 0, wenn die mittlere Strömungsgeschwindigkeit in positi-<br />
±<br />
ve x-Richtung weist. Der Parameter kmn ist die axiale Wellenzahl, die je nach M, σmn,<br />
ω reell<br />
oder komplex sein kann.<br />
Für eine feste axiale Position x im Kanal gibt es für m ≠ 0 umlaufende Wellen,<br />
2<br />
⎤<br />
⎥<br />
⎥<br />
⎦<br />
±<br />
mn<br />
x)]<br />
p ∝ exp[ i(<br />
ω t − mθ<br />
)]<br />
(10)<br />
und für eine feste Position θ in Umfangsrichtung gibt es Wellen in x-Richtung,<br />
±<br />
p mn<br />
∝ exp[ i(<br />
ω t − k x)]<br />
.<br />
Ausbreitungsfähig in x-Richtung sind die Wellen nur für reelles k , also wenn der Radikand<br />
±<br />
in der Wurzel obiger Gleichung für kmn<br />
positiv ist oder wenn das sogenannte Cutoff-<br />
Verhältnis<br />
±<br />
mn<br />
±<br />
mn<br />
ωR<br />
/ a<br />
β mn =<br />
> 1.<br />
(11)<br />
2<br />
( 1−<br />
M ) σmn<br />
Für positives k breiten sich diese Wellen in positiver x-Richtung aus, für negatives in ne-<br />
±<br />
gativer Richtung. Für β mn < 1 (also kleine Frequenzen ω) ist kmn<br />
komplex und die Wellen<br />
klingen exponentiell ab, sie werden „cut-off“ genannt. Mit solchen Wellen ist keine akustische<br />
14<br />
(9)
Leistung verknüpft (Eversman [78]).<br />
Im Grenzfall βmn = 1 ergibt sich an der Wand R für die mit der Schallgeschwindigkeit a normierte<br />
Phasengeschwindigkeit in Umfangsrichtung<br />
2<br />
Upu σmn<br />
a<br />
R ∂θ<br />
( 1−<br />
M )<br />
= =<br />
, m ≠ 0 (12)<br />
a ∂t<br />
m<br />
und für die Phasengeschwindigkeit in wellennormaler helikaler Richtung (vektorielle Summe<br />
von Upu/a und M)<br />
Uph σmn<br />
a<br />
= , m ≠ 0. (13)<br />
m<br />
Für die Mode (m,n) = (1,0) ergibt sich σmn/m = 1,841. Für n = 0 und große m geht σmn/m asymptotisch<br />
gegen den Wert 1. Wellen mit langsameren Phasengeschwindigkeiten als in<br />
diesen Gleichungen definiert sind "cut-off". Wenn die Wellen beispielsweise von den konstanten<br />
Blattkräften eines ummantelten Rotors (oder Propellers) erzeugt werden, ist m gleich<br />
der Blattzahl und ganzzahligen Vielfachen davon. Aus obigen Gleichungen ergibt sich dann,<br />
dass im Gegensatz <strong>zu</strong>m frei laufenden Propeller kein Schall abgestrahlt wird, wenn die helikale<br />
Blattspitzenmachzahl kleiner als die Schallgeschwindigkeit ist.<br />
Die Zusammenset<strong>zu</strong>ng der ausbreitungsfähigen Moden der durch Rotor-Stator-Wechselwirkung<br />
entstehenden Töne wird maßgeblich durch die Zahl der Rotor- und Statorschaufeln<br />
bestimmt (Tyler & Sofrin [75], Ghiladi [79]). Durch diese Wechselwirkung können ausschließlich<br />
die folgenden Azimutalmoden m erzeugt werden,<br />
m = hZ + sV , (14)<br />
wobei Z die Rotorblattzahl, V die Statorblattzahl, h die Harmonischen der Blattfolgefrequenz<br />
und s beliebige ganze Zahlen sind. Die Winkelgeschwindigkeiten der entstehenden Wechselwirkungsmoden<br />
sind gegeben durch<br />
∂θ hZΩ<br />
= , (15)<br />
∂t<br />
hZ + sV<br />
wobei Ω die Rotationsfrequenz (Wellendrehzahl) der Rotorwelle und ZΩ die Blattfolgefrequenz<br />
des Rotors ist. Für jede dieser Moden m entscheidet die "cut-off"-Bedingung, ob sie<br />
bei der Frequenz hZΩ ausbreitungsfähig ist.<br />
Wichtig für eine geräuscharme Auslegung ist, dass bei der Blattfolgefrequenz ZΩ des Rotors<br />
keine ausbreitungsfähigen Wellen entstehen. Dies wird in der Regel dann erreicht, wenn die<br />
Zahl V der Statorschaufeln etwas größer als die doppelte Rotorschaufelzahl Z ist. Damit<br />
auch die zweifache Blattfolgefrequenz (h = 2) nicht ausbreitungsfähig (cut-off) ist, muss die<br />
Statorschaufelzahl etwas größer als die vierfache Rotorschaufelzahl sein. Das genaue Zahlenverhältnis<br />
hängt auch von der Strömungsmachzahl und der Ausbreitungsrichtung im Kanal<br />
ab. Auch die Drehrichtung helikaler Wellen beeinflusst die Ausbreitungsfähigkeit durch<br />
einen Rotor. So können sich Wellen mit gleicher Drehrichtung wie der Rotor sehr viel besser<br />
durch den Rotor ausbreiten, als entgegendrehende Wellen (Groeneweg et al [69]).<br />
Der Breitbandlärm spielt bereits bei heutigen Triebwerken eine große Rolle und wird mit weiteren<br />
Erfolgen bei der Senkung des tonalen Geräusches immer bedeutender. Die wichtigen<br />
Bestandteile sind das Hinterkantengeräusch an den stationären und rotierenden Schaufelgittern<br />
(Amiet [80], Brooks [81], Brooks & Hodgson [82], Glegg & Jochault [83]) und das von der<br />
turbulenten Zuströmung an den Profilen erzeugte Geräusch (Sharland [84], Mani [85], Hanson<br />
[86]). Die Spaltströmung an der Blattspitze (Kameier & Neise [74]) ist eine weitere Quelle<br />
für Breitbandlärm. Das Statorgeräusch eines Fans wird vom turbulenten Nachlauf der Blattspitzen<br />
des Rotors dominiert und ist tieferfrequent als das Rotorgeräusch (Morin [87]).<br />
15
Für eine minimale Geräuschemisssion des Fans ist eine möglichst störungsarme Zuströmung<br />
erforderlich (Amiet [88], Kellner [89], Smith [14]). Aus diesem Grunde gibt es keine<br />
Triebwerke mehr mit Eintrittsleitrad. Zur Verringerung der Rotor-Stator-Wechselwirkungsgeräusche<br />
muss der Abstand des Stators <strong>zu</strong>m Rotor möglichst groß gewählt werden, weil die<br />
für diesen Lärm ursächlichen Nachlaufdellen der Laufschaufeln mit <strong>zu</strong>nehmendem Abstand<br />
kleiner werden. Bei mehrstufigen Verdichtern und Turbinen ist ein solcher Entwurf aus Platz-<br />
und Gewichtsgründen nicht möglich. Daher ist es besonders wichtig, auf die Nicht-<br />
Ausbreitungsfähigkeit der im Frequenzbereich unter etwa 5 kHz entstehenden Schallwellen<br />
<strong>zu</strong> achten. Höhere Frequenzen werden im Fluge stark durch die Atmosphäre gedämpft.<br />
Zur weiteren Verringerung des Rotor-Stator-Wechselwirkungslärms werden bei den neuesten<br />
Triebwerken die Leitschaufeln des Fans nicht nur in Strömungsrichtung sondern auch in<br />
Umfangsrichtung geneigt. Hierdurch wird erreicht, dass die Nachlaufdellen der Rotorschaufeln<br />
die Leitschaufeln in radialer Richtung gleitend erreichen.<br />
Eine weitere Maßnahme <strong>zu</strong>r Reduzierung des abgestrahlten Schalls von Verdichter und Fan<br />
besteht in der Auskleidung der Ein- und Auslasskanäle mit Schall absorbierenden Oberflächen<br />
(Smith [14], Motsigner & Kraft [90]). Solche Auskleidungen bestehen meist aus wabenartigen<br />
Hohlräumen, die mit einer porösen Abdeckung (Lochblech oder Drahtgeflecht) versehen<br />
sind, wobei die Eigenfrequenz der Auskleidung auf den wichtigsten Ton im Spektrum<br />
abgestimmt ist. Die Bandbreite ist relativ schmal. Verbreitet sind heute Auskleidungen mit<br />
zwei solcher Lagen, die durch eine weitere poröse Trennfläche getrennt sind. Mit ihnen lassen<br />
sich relativ breitbandige Wirkungen erzielen. Es wurden auch schon Auskleidungen mit<br />
drei Lagen getestet (Julliard et al [91]), die einen noch breiteren Frequenzbereich abdecken.<br />
Eine Auskleidung der heißen Schubdüse wäre <strong>zu</strong>r Verringerung der hochfrequenten Turbinen-<br />
und niederfrequenten Brennkammergeräusche wichtig. Dies ist <strong>zu</strong>r Erfüllung der heutigen<br />
Lärmgrenzwerte nicht erforderlich, wird aber bei <strong>zu</strong>künftigen extrem leisen Triebwerken<br />
unvermeidlich sein.<br />
Die vom Triebwerk abgestrahlten Fantöne können auch mit der Methode der aktiven Lärmminderung<br />
reduziert werden (Maier et al [92], Enghardt et al [93]). Eine Realisierung in Flugtriebwerken<br />
hängt allerdings von der Verfügbarkeit der benötigten Aktuatoren ab.<br />
Für die Prognose des Fan-, Verdichter- und Turbinenlärms werden heute empirische Verfahren<br />
verwendet. An einer quantitativen Ermittlung der Schallemission auf rechnerischem Wege<br />
über die Berechnung der instationären Strömung in der Turbomaschine als Schallquelle<br />
mit Methoden der numerischen Strömungsmechanik und der Berechnung der Ausbreitung<br />
mit Methoden der numerischen Aeroakustik wird in absehbarer Zeit möglich sein.<br />
3.2.4 Aktuelle Forschungsarbeiten <strong>zu</strong>r Verminderung der Triebwerksgeräusche<br />
Die derzeitige Situation ist dadurch gekennzeichnet, dass die notwendigen Schritte <strong>zu</strong> einer<br />
deutlichen Reduktion des Triebwerkslärms großer <strong>Verkehr</strong>sflugzeuge in der Tendenz durchaus<br />
bekannt sind, dass die da<strong>zu</strong> notwendigen Maßnahmen aber nicht wie in der Vergangenheit<br />
gleichzeitig <strong>zu</strong> besserer Wirtschaftlichkeit führen. Beispielsweise kann erwartet werden,<br />
dass eine weitere, aus akustischen Gründen erstrebenswerte, Erhöhung des Nebenstromverhältnisses<br />
sich wegen der Erhöhung des Triebwerksgewichts und -preises sowie des<br />
Strömungswiderstands der Gondel sich nicht unbedingt durch Treibstoffeinsparungen bezahlt<br />
machen wird.<br />
Im Kontext nationaler und besonders europäischer Forschungsprogramme (z.B. SILEN-<br />
CE(R), Significantly Lower Community Exposure to Aircraft Noise) werden derzeit zahlreiche<br />
Maßnahmen <strong>zu</strong>r Geräuschminderung an umweltfreundlichen und leisen Triebwerken diskutiert<br />
und untersucht, z.B. leise Gebläse und Niederdruckverdichter (“Low Noise Fan and LP<br />
Compressor”), schadstoff- und emissionsarme Brennkammer ("Low Emission Combustor”),<br />
leise Niederdruckturbine (“Low Noise LP Turbine”), und leiser Triebwerkskreislauf (“Low Noi-<br />
16
se Cycle”), siehe die schematische Darstellung in Bild 12.<br />
Maßnahmen <strong>zu</strong>r geräuscharmen Ausführung der Triebwerksgondel (Bild 13) beinhalten neuartige<br />
passive Dämpfer für den Triebwerkseinlauf und -ausblaskanal (“Novel Inlet and Fan<br />
Duct Passive Liners”), eine vorgezogene Unterseite des Triebwerkseinlaufs (“Negatively<br />
Scarfed Inlet”), eine akustisch bedämpfte Einlaufrundung (“Treated Inlet Lip”) und Schalldämpferkulissen<br />
im Ausblaskanal (“Treated Fan Duct Splitter”). Da<strong>zu</strong> kommen aktive Lärmminderungsmaßnahmen<br />
<strong>zu</strong>r Reduzierung des Tonpegels bei der Schaufelfrequenz und des<br />
sog. Kreissägengeräusches (“Inlet Buzz-saw Wall Mounted Systems”), adaptive Schallabsorber<br />
(“Engine Adaptive/Active Liners”) und aktive Statoren (“Active Stator”). Für die Abströmseite<br />
werden spezielle Düsenaustrittsgeometrien (“Fan Nozzle Lip Treatment”), Heißgasschalldämpfer<br />
(“High Frequency Hot Stream Liner”, “Low Frequency Hot Stream Liner”,<br />
“Core Nozzle Lip Treatment”) vorgeschlagen.<br />
Bild 12: In der europäischen Technologieplattform SILENCE(R) untersuchte Geräuschminderungsmaßnahmen<br />
für Triebwerkskomponenten.<br />
Bild 13: In der europäischen Technologieplattform SILENCE(R) untersuchte Geräuschminderungsmaßnahmen<br />
für Triebwerksgondeln.<br />
17
3.2.4.1 Triebwerk mit ultra-hohem Nebenstromverhältnis<br />
Das größte Geräuschminderungspotenzial wird in den Triebwerken mit ultra-hohem Nebenstromverhältnis<br />
(Ultra-High Bypass Ratio, UHBR) gesehen, bei dem die Strömungs-<br />
Machzahl im rotierenden Be<strong>zu</strong>gssystem beim Start an den Schaufelspitzen von heute Marel ≈<br />
1,5 auf Marel < 1,0 gesenkt wird. Da<strong>zu</strong> ist eine Erhöhung des Nebenstromverhältnisses (bypass<br />
ratio BPR) von derzeit BPR ~ 6 auf ≥ 12 notwendig. Bei den heute üblichen Triebwerkskonzepten<br />
sind der Fan und der Niederdruckverdichter auf einer Welle mit der Niederdruckturbine<br />
angeordnet. Damit letztere weiter bei hoher Drehzahl betrieben werden kann,<br />
das ist für gute aerodynamische Leistung nötig, muss nun ein Getriebe zwischengeschaltet<br />
werden. Die akustischen Vorteile des Getriebefan-Konzepts (Geared Fan) sind:<br />
• Das besonders beim Start auftretende "Kreissägengeräusch" (buzz-saw noise), das<br />
durch die Überschallströmung bzw. die Verdichtungsstöße im Rotor entsteht, wird völlig<br />
beseitigt.<br />
• Die Schallabstrahlung direkt vom Rotor und als Folge der Rotor-Stator-<br />
Wechselwirkung wird wegen der kleineren Rotationsgeschwindigkeit deutlich reduziert.<br />
• Der Strahllärm wird stark gesenkt.<br />
• Durch geschickte Wahl von kleiner Rotor- und großer Stator-Schaufelzahl können die<br />
Pegel der Blattpassierfrequenz (BPF) und des ersten Obertons (2×BPF) gleichzeitig<br />
reduziert werden (cut-off design).<br />
• Niedriges Kabinengeräusch wegen kleinerer Strahlmachzahlen im Reiseflug.<br />
• Bei hohem Nebenstromverhältnis steht beim Start ein Überschuss an Triebwerksleistung<br />
<strong>zu</strong>r Verfügung, so dass steile Abflüge möglich sind, die eine geringere Schallimmission<br />
am Boden ergeben.<br />
Bild 14: Modell eines <strong>zu</strong>künftigen Triebwerksgebläses (“Fans“) mit hohem Nebenstromverhältnis<br />
für einen Getriebefan (nach Kaplan, Nicke & Voss [96]).<br />
Im Rahmen des EU-Forschungsprojekts SILENCE(R) hat das DLR die aerodynamische Auslegung<br />
des Fanrotors, des Stators und der gesamten Strömungsführung für einen Getriebefan<br />
vorgenomme, wobei der Gesamtkreislauf des Triebwerks von dem französischen Hersteller<br />
Snecma in Zusammenarbeit mit dem DLR unter Nut<strong>zu</strong>ng seiner Erfahrung bei der<br />
Auslegung von gegenläufigen Propfans erarbeitet wurde. Die stationären Strömungsfelder<br />
18
dreier verschiedener Auslegungen, die sich in der Blattspitzen-Machzahl und den Schaufelzahlen<br />
von Rotor- und Stator- unterscheiden, wurden mit Hilfe eines 3-D Navier-Stokes-<br />
Verfahrens im Detail untersucht. Die beste dieser drei Varianten wurde für die weiteren Untersuchungen<br />
ausgewählt. Bild 14 zeigt eine Variante der Rotorauslegung für einen Getriebefan,<br />
die vom DLR-Institut für Antriebstechnik in Köln-Porz entwickelt wurde (Kaplan, Nicke<br />
& Voss [96]).<br />
Eine weitere Aufgabe des DLR im Rahmen von SILENCE(R) ist die Berechnung der instationären<br />
Strömungsfelder für die gesamten Gebläsestufe mit einem 3-D instationären Navier-<br />
Stokes-Verfahren, um auf dieser Basis die tonale Schallabstrahlung mit Methoden <strong>zu</strong> berechnen,<br />
die in einem weiteren EU-Projekt TurboNoiseCFD entwickelt werden. Das Modellgebläse<br />
mit 800 mm Rotordurchmesser wird derzeit gebaut und strömungstechnisch wie<br />
akustisch vermessen. Die Ergebnisse werden für das Jahr 2006 erwartet.<br />
In dem in 2005 begonnenen vierjährigen europäischen Forschungsprojekt VITAL (EnVIronmenTALly<br />
Friendly Aero Engine) werden zwei weitere Versionen von Triebwerken hohen<br />
Nebenstroms untersucht, der „Direct Drive Turbofan“ und der „Contra Rotating Turbofan“.<br />
3.2.4.2 Aktive Geräuschminderung mit wandbündigen Lautsprechern als Gegenschallquellen<br />
Der Triebwerkslärm wird <strong>zu</strong>r Zeit außer durch Maßnahmen an der Schallquelle durch passive<br />
Schallabsorber an der Innenseite von Einlauf- und Nebenstromkanal gedämpft. Eine Alternative<br />
oder Ergän<strong>zu</strong>ng hier<strong>zu</strong> besteht im Einsatz der aktiven Lärmminderung (Active Noise<br />
Control, ANC). Das Prinzip dieses Verfahrens ist einfach, seine Anwendung bei Triebwerken<br />
aber sehr schwierig, weil das Schallfeld im Triebwerkskanal eine komplizierte räumliche<br />
Struktur aufweist. Man verspricht sich aber durch Anwendung dieser Technik größere Pegelminderungen<br />
bei den tonalen Geräuschkomponenten auf kurzem Raum als durch herkömmliche<br />
passive Absorber.<br />
Bild 15: Versuchsanordnung <strong>zu</strong>r aktiven Geräuschminderung beim DLR in Köln-Porz.<br />
Im Rahmen eines vom Bundesministerium für Bildung und Forschung (BMBF) geförderten<br />
Verbundvorhabens der AG TURBO Turbotech II wurde die Technologie der aktiven Schallminderung<br />
untersucht. Beteiligt waren das DLR-Institut für Antriebstechnik in Berlin und Köln<br />
(Enghardt et al [97]), EADS Corporate Research Center (Maier & Zillmann [98]) und MTU-<br />
München (Traub et al [99]) Als Untersuchungsobjekt wurde das Modell eines gegenläufigen<br />
ummantelten Propfans (CRISP) der MTU verwendet, das beim DLR in Köln/Porz auf einem<br />
Verdichterprüfstand aufgebaut war, siehe Bild 15. Der erste Rotor hat Z1 = 10 und der zweite<br />
Z2 = 12 Schaufeln. Dahinter sind V = 9 Stützstreben angeordnet, die normalerweise den Gehäusemantel<br />
tragen. Um für die ANC-Versuche ein stabiles Schallfeld mit ausreichend hohen<br />
Tonpegeln sicher<strong>zu</strong>stellen, wurden dicht vor dem ersten Rotor 9 gleichmäßig über den<br />
Umfang verteilte Störkörper mit Kreisquerschnitt angeordnet. Die aus der Wechselwirkung<br />
19
Störkörper/Rotor 1 entstehende Schallmode ist bei der Blattpassierfrequenz (BPF) durch die<br />
niedrigste Azimutalordnung m = 1 bestimmt und bei 2×BPF durch m = 2 (s. Gl. (14) nach<br />
Tyler & Sofrin [75]).<br />
Stromauf der Rotoren befinden sich 32 Lautsprecher und 32 Fehlermikrofone, jeweils in 4<br />
Ringen <strong>zu</strong> 8 Stück angeordnet. Die Signale der Fehlermikrofone werden dem Controller <strong>zu</strong>geführt,<br />
der daraus die Signale <strong>zu</strong>r Ansteuerung der Lautsprecher erzeugt. Für die Schallfeldanalyse<br />
sind weitere Mikrofone an insgesamt 96 Positionen im Ansaugkanal wandbündig<br />
eingebaut. Die Radialmodenanalyse unter Verwendung wandbündiger Sensoren ist bei Tapken<br />
et al [100] beschrieben.<br />
Bild 16 zeigt über 62 Wandpositionen im Ansaugkanal gemittelte Schalldruckspektren bei<br />
einer Drehzahl des ersten Rotors von n1 = 2000/min für die Fälle ohne und mit ANC. Im linken<br />
Diagramm werden die erste und zweite Drehklangkomponte (BPF = 340 Hz, k0R = 3,1;<br />
2×BPF = 680 Hz, k0R = 6,2; k0 = 2π/λ = 2πf/a0 = Wellenzahl, R = Rohrradius) gleichzeitig<br />
reduziert, um 25 bzw. 16 dB, wobei ein LMS-Regelalgorithmus eingesetzt wurde, bei dem<br />
ein Minimum der Quadratsummen aller Mikrofonsignale eingestellt wird. Da<strong>zu</strong> muss die Natur<br />
des <strong>zu</strong> regelnden Schallfeldes nicht bekannt sein. Ein anderes Verfahren, der modale<br />
Regelalgorithmus, nutzt die Kenntnis der akustischen Modenstruktur im Kanal. Damit wird<br />
die zweite Drehklangharmonische um 24 dB im Pegel gesenkt, siehe Bild 16 rechts.<br />
Bild 16: Phasengemittelte Schalldruckspektren im Ansaugkanal (Mittelwert über 62 wandbündige<br />
Messpositionen) ohne und mit ANC. Links: LMS-Regelalgorithmus bei zwei<br />
Frequenzen, k0R = 3,1/6,2; 10/28 Moden; nmax =0/1; 4×8 Mikrofone; 4×7 Lautsprecher.<br />
Rechts: modaler Regelalgorithmus; k0R = 6,2; 28 Moden; m = -4,...,+3; nmax =<br />
0/1; 4×8 Mikrofone; 4×8 Lautsprecher (nach Enghardt et al [97]).<br />
Mit Hilfe der genannten Radialmodenanalyse lassen sich die einzelnen Tonkomponenten in<br />
ihre modalen Bestandteile auflösen und daraus die abgestrahlten Schallleistungen berechnen.<br />
Das Schallfeld ohne ANC auf der linken Seite in Bild 17 zeigt die Dominanz der Umfangsmode<br />
m = -2, die durch die Wechselwirkung der Nachläufe der Störkörper mit den Rotorschaufeln<br />
entsteht. Bei Anwendung der modalen Regelung werden alle Moden fast vollständig<br />
ausgelöscht (Bild 17 rechts), und es ergibt sich eine Minderung der Schallleistung bei<br />
2×BPF = 675 Hz von 34 dB. Für mehr Informationen über die Regelalgorithmen siehe Maier<br />
und Zillmann [98].<br />
Nachteilig bei der aktiven Geräuschminderung unter Verwendung von in die Triebwerksgondel<br />
eingesetzten Lautsprechern ist <strong>zu</strong>m Einen das <strong>zu</strong>sätzliche Gewicht und <strong>zu</strong>m Anderen,<br />
dass ein Teil der Kanalwand nicht mehr für passive Absorber <strong>zu</strong>r Verfügung steht, die <strong>zu</strong>r<br />
Dämpfung der Breitbandgeräusche benötigt werden. In den beiden folgenden Abschnitten<br />
werden deshalb alternative ANC-Verfahren beschrieben, in denen die Gegenschallquellen<br />
auf den Statorschaufeln angeordnet bzw. direkt im Rotor durch geeignete Manipulation der<br />
20
Strömung im Schaufelspitzenbereich erzeugt werden.<br />
Bild 17: Radialmodenspektren der Schalleistung bei 2×BPF = 675 Hz für den in Bild 16<br />
rechts gezeigten Fall; links: ohne ANC; rechts: mit ANC, modale Regelung (nach<br />
Enghardt et al [97]).<br />
3.2.4.3 Aktive Geräuschminderung mit aktiven Statoren als Gegenschallquellen<br />
Diese Technik wurde von Dornier, EADS und DLR im Rahmen des EU-Projekts “Resound”<br />
an einem einstufigen Kompressormodell untersucht (Zillmann et al [101].) Bild 18 zeigt Statorschaufeln<br />
mit je zwei Aktuatoren auf der Saug- (s1, s2) und der Druckseite (p1, p2).<br />
Bild 19 zeigt beispielhaft Schalldruckspektren im Ansaugkanal des Kompressormodels, die<br />
über 32 Messpositionen gemittelt wurden, aus denen eine Tonpegelminderung bei der<br />
Schaufelfrequenz von 7 dB hervorgeht. Darüber hinaus zeigten die Schallmessungen im<br />
saugseitigen Fernfeld beeindruckende Pegelminderungen speziell bei den Abstrahlrichtungen<br />
hoher Intensität.<br />
Bild 18: Mit Aktuatoren ausgerüstete Statorschaufeln<br />
(nach Zillmann et al<br />
[101]).<br />
Bild 19: Mittlere Schalldruckspektren ohne und<br />
mit ANC mit aktiven Statoren (nach<br />
Zillmann et al [101]).<br />
3.2.4.4 Aktive Geräuschminderung mit strömungsinduzierten Gegenschallquellen<br />
Hauptursache der tonalen Schallabstrahlung axialer Strömungsmaschinen sind die instationären,<br />
periodischen Kräfte, die von der Strömung auf die Laufradschaufeln, den Leitapparat<br />
und das Gehäuse ausgeübt werden, z. B. als Folge der Wechselwirkungen Zuströmung/Laufrad<br />
oder Laufrad/Leitrad. Zusätzliche instationäre Kräfte können an den Schaufelspitzen<br />
entstehen, wenn die Grenzschicht an der Gehäusewand ungleichförmig über den<br />
Umfang ist oder die Laufradachse exzentrisch <strong>zu</strong>r Gehäuseachse liegt. In einem Projekt im<br />
21
Rahmen des DFG-Sonderforschungsbereichs 557 (Schulz et al [102]) werden instationäre<br />
Kräfte an den Schaufelspitzen gezielt angeregt, um sekundäre aeroakustische Quellen für<br />
die aktive Minderung des primären tonalen Ventilatorgeräusches <strong>zu</strong> bilden. Durch die Anordnung<br />
der Gegenschallquellen direkt im Quellbereich soll eine Reduzierung der abgestrahlten<br />
Schallenergie insgesamt erreicht werden, im Idealfall sowohl für die Druck- als auch für die<br />
Saugseite des Ventilators.<br />
Die instationären Kräfte bzw. Antischallquellen entstehen durch gezielte Beeinflussung der<br />
Strömung im Bereich der Schaufelspitzen mit Hilfe von in die Gehäusewand integrierten Aktuatoren,<br />
z.B. durch zeitlich konstantes oder dynamisches Einblasen von Luft sowie durch in<br />
die Gehäusewand integrierte Piezo-Elemente im Bereich des Kopfspaltes. Die Phasenlage<br />
der Antischallquellen kann so eingestellt werden, dass die davon abgestrahlten sekundären<br />
Schallwellen phasenversetzt <strong>zu</strong> den primären sind und sich in der Summe eine Minderung<br />
des Drehklangpegels ergibt.<br />
a) b)<br />
Bild 20: Düsen <strong>zu</strong>r Drucklufteinblasung und ihre Positionen relativ <strong>zu</strong> den Laufradschaufeln<br />
(nach Schulz, Neise & Möser [102]).<br />
Für die Untersuchungen wurde ein Hochdruck-Axialventilator mit D = 358 mm Laufraddurchmesser,<br />
ν = 0,62 Nabenverhältnis, NACA Schaufelprofil, c = 52 mm Sehnenlänge und<br />
s = 3 mm maximaler Profildicke am Außenschnitt verwendet. Zwei Laufräder mit Z = 16 und<br />
Z = 18 Schaufeln standen <strong>zu</strong>r Verfügung; die Leitschaufelzahl ist V = 16 (unprofiliert). Das<br />
Gehäuse kann direkt in der Laufradebene sowie stromauf und stromab davon mit unterschiedlichen<br />
am Umfang verteilten Aktuatoren ausgestattet werden. Bild 20 zeigt eine Prinzipskizze<br />
der wandbündig in das Gehäuse eingebauten und gleichmäßig am Umfang verteilten<br />
Düsen und ihre Anordnung relativ <strong>zu</strong>m Rotor. Die Zahl der Düsen ist gleich der Leitradschaufelzahl<br />
V = 16. Die Düsen sind frei um die eigene Achse drehbar, so dass die Ausblasrichtung<br />
bezüglich der Hauptströmung beliebig gewählt werden kann.<br />
Die ersten Experimente wurden mit gleicher Lauf- und Leitschaufelzahl Z = V = 16 durchgeführt.<br />
In diesem Fall breitet sich das von der Rotor-Stator-Wechselwirkung erzeugte Schallfeld<br />
nur in Form ebener Schallwellen aus (m = 0; vgl. Tyler & Sofrin [75]). Realitätsnäher und<br />
technisch anspruchsvoller sind Schallfelder mit höheren akustischen Moden im Kanal.<br />
Bild 21 zeigt beispielhaft ein Ergebnis für das Laufrad mit Z = 18 Schaufeln. In diesem Fall<br />
wird die aus der Rotor-Stator-Wechselwirkung herrührende Blattpassierfrequenz als Umfangsmode<br />
m = 2 angeregt, die im Kanal mit 500 mm Durchmesser oberhalb 480 Hz als<br />
Schallwelle ausbreitungsfähig ist. Auch hier ist die Zahl der Düsen gleich der Leitradschaufelzahl<br />
V = 16.<br />
Bild 21 zeigt links über den Kanalumfang gemittelte Schalldruckspektren ohne und mit stationärer<br />
Lufteinblasung 12 mm (∆x/c = 0,22) stromab der Schaufelhinterkanten. Die Reduktion<br />
des Blattpassierfrequenzpegels beträgt 20,5 dB im Ausblas- und 5 dB im Ansaugkanal. Wegen<br />
des größeren axialen Abstandes von den Rotorschaufeln fällt die Anhebung der höheren<br />
Drehklangharmonischen schwächer aus als <strong>zu</strong>vor beobachtet, und auch die Rauschpegel<br />
als Folge des Strahllärms sind nur geringfügig erhöht. Im rechten Diagramm sind die Azi-<br />
22
mutalmodenspektren bei der Blattpassierfrequenz dargestellt, die hier 900 Hz beträgt. Wie<br />
erwartet dominiert im Primärgeräusch die Mode m = 2, die durch die Einblasung um mehr als<br />
30 dB gesenkt wird. Andere Moden werden aber erhöht, so dass der BPF-Pegel im Ausblaskanal<br />
insgesamt um die oben genannten 20,5 dB sinkt.<br />
SPL [dB]<br />
120<br />
110<br />
100<br />
90<br />
80<br />
70<br />
60<br />
50<br />
BPF<br />
Outlet<br />
Control off L p,BPF = 119.5dB<br />
Control on L p,BPF = 98.9dB<br />
M Jets /M Fan = 0.9% c µ = 0.0015<br />
0 1000 2000 3000 4000 5000 -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 4<br />
Frequency [Hz]<br />
Azimuthal mode order<br />
Bild 21: Schallleistungsspektren im Ausblaskanal (links) und b) Umfangsmodenspektrum bei<br />
der Blattpassierfrequenz (rechts) bei stationärer Lufteinblasung; Düsen ∆x/c = 0,22<br />
stromab der Schaufelhinterkanten; Einblasung in Richtung der Schaufelsehnen;<br />
n = 3000/min, Z = 18, V = 16, ϕ = ϕopt (nach Schulz et al [102]).<br />
120<br />
110<br />
100<br />
90<br />
80<br />
70<br />
60<br />
50<br />
Control off<br />
Control on<br />
Als Ergebnis dieser Versuche ist fest<strong>zu</strong>stellen, dass strömungsinduzierte Gegenschallquellen<br />
auch im Frequenzbereich höherer akustischer Moden geeignet sind <strong>zu</strong>r aktiven Lärmminderung<br />
tonaler Triebwerkslärmkomponenten, wiewohl es vor dem praktischen Einsatz<br />
dieser Technologie noch weiterer umfangreicher Forschungsarbeit bedarf.<br />
3.3 Umströmungsgeräusche (Fahrwerke und Hochauftriebshilfen)<br />
Umströmungsgeräusche entstehen durch Wechselwirkung turbulenter Strömungen mit festen<br />
Berandungen. Dabei stellt das bei der turbulenten Überströmung einer „unendlich” großen<br />
Fläche erzeugte Grenzschichtgeräusch (Schallabstrahlung durch Wechselwirkung von<br />
turbulenten, hydrodynamischen Wechseldrücken mit der festen Berandung) eine untere<br />
Grenze dar, während sowohl bei der Abströmung von Flächenendkanten (Hinterkantengeräusch)<br />
oder beim Auftreffen turbulenter Strömungen auf Festkörpern ein wesentlich größerer<br />
Anteil der hydrodynamischen (d.h. wirbelbedingten) Wechseldrücke in ausbreitungsfähige<br />
Druckstörungen (Schallwellen) umgewandelt wird. Quellen von Umströmungsgeräuschen<br />
sind daher vor allem abrupte Geometrieänderungen wie z.B. überströmte Hinter- Vorder- und<br />
Seitenkanten, Stufen, Spalten, Schlitze etc. Sinngemäß ist das Umströmungsgeräusch eines<br />
Flugzeugs (auch „Eigengeräusch“ oder „Zellenlärm“ genannt) in seiner Landekonfiguration,<br />
also bei ausgefahrenen Fahrwerken und Hochauftriebsklappen, deutlich höher (ca. 10 dB)<br />
als das für ein Flugzeug in Reisekonfiguration.<br />
Die analytische Bestimmung von Umströmungsgeräuschen ist nur für sehr einfache Geometrien/Strömungsformen<br />
möglich. Dies sind z.B. das Kantengeräusch von turbulent überströmten<br />
Platten (Howe [103]) oder das Wirbelablösegeräusch umströmter Zylinder. Flugzeugfahrwerke<br />
und Hochauftriebsklappen stellen dagegen sehr komplexe Systeme dar, deren<br />
Umströmungsgeräusche einer Berechnung <strong>zu</strong>r Zeit nicht <strong>zu</strong>gänglich sind. Eine Gesamtdarstellung<br />
der Eigengeräuschproblematik findet sich in einer Veröffentlichung von Crighton<br />
[104]. Mittelfristig können Verfahren <strong>zu</strong>r Lärmvorhersage und -minderung für technische Anwendungen<br />
nur auf experimentellem Wege oder numerischem Wege entwickelt werden.<br />
3.3.1 Experimentelle Analyse der Strömungsschallquellen<br />
Unter Einsatz moderner Messverfahren <strong>zu</strong>r Schallquelllokalisierung (s. Anhang) wurden in<br />
den vergangenen Jahren sowohl Überfluglärmmessungen ([105]-[109]) als auch aeroakusti-<br />
23
sche Quellstudien in Windkanälen ([110]-[114]) <strong>zu</strong>r gezielten Analyse verschiedener Strömungsschallquellen<br />
durchgeführt. Dabei zeigte sich <strong>zu</strong>nächst, dass sowohl Fahrwerkskonstruktionen<br />
als auch real ausgeführte Hochauftriebskomponenten heutiger Bauart zahlreiche<br />
Löcher und Hohlräume aufweisen, deren Überströmung <strong>zu</strong> erheblichen tonalen Geräuschen<br />
(Hohlraumschwingungen) führen. Lärmquellen dieser Art sind durch geeignete konstruktive<br />
Detailgestaltung vermeidbar. Darüber hinaus erzeugen Fahrwerke und Klappensysteme<br />
breitbandiges Umströmungsgeräusch, das im Folgenden betrachtet werden soll.<br />
3.3.1.1 Flugzeugfahrwerke:<br />
Flugzeugfahrwerke setzen sich aus einer Vielzahl von Stützstreben, Gelenken, Achsen und<br />
Rädern <strong>zu</strong>sammen. Neben der Geräuschentstehung durch Strömungsablösungen an diesen<br />
Einzelkomponenten entstehen Umströmungsgeräusche daher im Wesentlichen durch die<br />
Interaktion von turbulenten Nachlaufströmungen mit stromab angeordneten Fahrwerkskomponenten.<br />
Mit Hilfe verschiedener Techniken <strong>zu</strong>r Schallquelllokalisation wurde gezeigt, dass die Umströmung<br />
eines Flugzeugfahrwerks heutiger Konstruktion ein Cluster von zahlreichen, räumlich<br />
verteilten aerodynamischen Schallquellen erzeugt. Das ins Fernfeld abgestrahlte Umströmungsgeräusch<br />
weist ein breitbandiges Spektrum auf. Die spektrale Pegelverteilung<br />
kann in Abhängigkeit von der Strömungsgeschwindigkeit über einer Strouhalzahl dimensionslos<br />
dargestellt werden (Bild 22), wobei in Ermangelung einer charakteristischen Quelldimension<br />
hier die Strouhalzahl mit dem Durchmesser des Fahrwerksbeins (s = 0,23 m) gebildet<br />
wurde. Die Schalldruckquadrate steigen mit der 6. Potenz der Anströmgeschwindigkeit<br />
an. Die Richtwirkung der Abstrahlung zeigt nur wenig ausgeprägte Pegelmaxima sowohl im<br />
vorderen Quadranten bei etwa 60° als auch im hinteren Quadranten bei etwa 140° (0° bedeutet<br />
„in Flugrichtung“). Nach Übertragung dieser Quellcharakteristik auf den Flugfall wird<br />
daher - infolge der konvektiven Verstärkung - die Abstrahlung gegen die Flugrichtung dominieren.<br />
Als wesentlichster Installationseffekt ist hier auch die Abhängigkeit der lokalen Strömungsgeschwindigkeit<br />
am Fahrwerk unter der Tragfläche <strong>zu</strong> beachten. Diese sinkt mit<br />
wachsendem Flugzeuganstellwinkel (Anstieg der Zirkulation) und bewirkt eine entsprechende<br />
Minderung des Fahrwerksgeräusches.<br />
Bild 22: Abhängigkeit des Fahrwerksgeräusches von der Strömungsgeschwindigkeit v.<br />
Die Summe dieser Erkenntnisse lässt darauf schließen, dass das Umströmungsgeräusch<br />
von komplexen Fahrwerksstrukturen als Ergebnis des Zusammenwirkens zahlreicher kompakter<br />
Dipolstrahler (Wellenlänge > Körperabmessung) mit unterschiedlicher, räumlicher<br />
Orientierung verstanden werden kann. Ein erster Ansatz auf der Grundlage der vorhandenen<br />
Datenbasis ein Lärmvorhersageverfahren <strong>zu</strong> entwickeln, das die Gesamtabstrahlung aus<br />
den Beiträgen generischer Fahrwerkskomponenten (Teilschallquellen) berechnet, ist in einer<br />
Arbeit von Smith [115] beschrieben.<br />
24
3.3.1.2 Hochauftriebssysteme:<br />
Die Vorflügel und die Seitenkanten der Fowlerklappen sind (in der Reihenfolge der Priorität)<br />
die dominierenden Quellen von Umströmungsgeräuschen bei Hochauftriebssystemen [116],<br />
[117], [118]. Eine umfassende Theorie <strong>zu</strong>m Verständnis der Schallentstehung und -<br />
abstrahlung sowohl vom Vorflügel als auch von Klappenseitenkanten existiert heute noch<br />
nicht.<br />
An Vorflügeln vom Typ Handley-Page entsteht im ausgefahrenen Zustand ein Rückseitenwirbel<br />
(Bild 23). An der Grenzfläche <strong>zu</strong>r benachbarten Spaltströmung bildet sich eine instabile<br />
freie Scherschicht aus, in der Strömungsinstabilitäten (Turbulenzballen) <strong>zu</strong>r oberen Vorflügelhinterkante<br />
transportiert werden. Die Abströmung dieser hoch turbulenten Strömung von<br />
der Hinterkante erzeugt Endkantengeräusch, das mit der Intensität der kinetischen Energie<br />
der Turbulenz der Strömung und der 5. Potenz der Abströmgeschwindigkeit (Komponente<br />
wandtangential und senkrecht <strong>zu</strong>r Hinterkante) ansteigt [103].<br />
Bild 23: Typisches Strömungsfeld im Bereich des Vorflügels in Landestellung.<br />
Das ins Fernfeld abgestrahlte Umströmungsgeräusch weist im Wesentlichen ein breitbandiges<br />
Spektrum auf. Die spektrale Pegelverteilung kann in Abhängigkeit von der Strömungsgeschwindigkeit<br />
v über einer Strouhalzahl Sr = f⋅cs<br />
/ν dimensionslos dargestellt werden<br />
(Bild 24). Dabei wurde die Sehnenlänge cs des Vorflügels als charakteristische Quelldimension<br />
<strong>zu</strong>r Definition der Strouhalzahl herangezogen, da typische Dimensionen der Turbulenzstrukturen<br />
mit der geometrischen Ausdehnung des Rückseitenwirbels in Zusammenhang<br />
gebracht werden können [112], [118], [119], [120]. Im Rahmen verschiedener Modellexperimente<br />
wurden unterschiedliche Werte für den Exponenten des Geräuschanstiegs (Schalldruckquadrat)<br />
mit wachsender Geschwindigkeit ermittelt. Diese liegen meist zwischen 4,5<br />
und 5,5. Die Ursachen für diese Unterschiede sind noch nicht endgültig geklärt. Jedoch kann<br />
vermutet werden, dass periodische Schwingungen des Rückseitenwirbels <strong>zu</strong> einer periodischen<br />
Modulation der mittleren Spaltströmung führen, was sich als Massenfluktuation (akustischer<br />
Monopol) darstellen lässt und Werte kleiner als 5 für den Geschwindigkeitsexponenten<br />
erklären würde. Andererseits ist nicht in jedem Experiment die Dominanz des Vorflügelgeräusches<br />
sichergestellt, so dass in Kombination mit anderen Geräuschquellen (z.B. mit<br />
Dipolcharakteristik) der für den Kantenlärm theoretisch <strong>zu</strong> erwartende Exponent von 5 messtechnisch<br />
nicht immer nachgewiesen werden kann.<br />
Das spektrale Maximum des Vorflügelgeräusches liegt bei Strouhalzahlen um Sr = 2 (bezogen<br />
auf die Sehnenlänge des Vorflügels), in einem Spektralbereich in dem häufig auch tonale<br />
Geräuschphänomene auftreten. Ohne dass hier<strong>zu</strong> schon abgesicherte Nachweise vorlägen,<br />
könnten diese tonalen Komponenten auf die schon erwähnten periodischen Schwankungen<br />
der Wirbellage <strong>zu</strong>rückgeführt werden [111], [121] Die Abstrahlrichtcharakteristik des<br />
25
Vorflügelgeräusches weist ein Pegelmaximum im hinteren Quadranten bei etwa 130° auf<br />
(90° = Abstrahlung senkrecht <strong>zu</strong>r Flugrichtung). Bei Modellexperimenten werden häufig Tonphänomene<br />
bei Strouhalzahlen größer als 10 beobachtet, die jedoch in der Regel auf Strömungsinstabilitäten<br />
infolge geringer Reynoldszahlen <strong>zu</strong>rück<strong>zu</strong>führen sind und in der Großausführung<br />
nicht auftreten.<br />
Bild 24: Dimensionsloses Spektrum des Vorflügelgeräusches (mit Modellmaßstab SF als<br />
Quellgröße und Abstrahlentfernung R).<br />
Gegenüber dem Umströmungsgeräusch von Vorflügeln ist das von den Seitenkanten der<br />
Landeklappen ausgehende Strömungsgeräusch im höheren Frequenzbereich von Bedeutung<br />
(entsprechend einer mit der Klappensehne gebildeten Strouhalzahl größer 40). Bezogen<br />
auf eine Einheitsfläche ist die Intensität von Seitenkantengeräuschen deutlich höher als<br />
das Umströmungsgeräusch vom Vorflügel. Letzteres hat jedoch als Integral über die Spannweite<br />
einer Tragfläche (Linienquelle) den größeren Anteil am Fernfeldschall.<br />
Die an der Klappenseitenkante wirksamen Mechanismen der Schallentstehung sind noch<br />
nicht vollständig geklärt [122], [123], [124], [125]. Im Bereich der Seitenkante der Landeklappe<br />
bildet sich infolge der auftriebsbedingten Druckverteilung ein Randwirbel aus, der sich bei<br />
etwa 70% Profiltiefe von der Klappenoberfläche ablöst. Die den Wirbel umhüllende Fläche<br />
stellt eine freie Scherschicht dar, in der Strömungsinstabilitäten eingebettet sind und um die<br />
Wirbelachse rotieren. Die Ausbildung dieser Wirbelströmung ist sowohl durch CFD Rechnungen<br />
als auch messtechnisch detailliert untersucht worden [126], [127]. Schall entsteht<br />
hier sowohl durch die Wechselwirkung der Wirbelströmung mit der Klappenoberfläche als<br />
auch durch die Beschleunigung von Turbulenz im Wirbel selbst. Dieser Quellvorgang ist in<br />
ersten numerischen, sog. CAA-Simulationen (CAA = Computational Aeroacoustics, siehe<br />
unten) auch theoretisch nachvollzogen worden [128]. Die derzeit vorliegenden Ergebnisse<br />
von Schallmessungen deuten darauf hin, dass das gemittelte Schalldruckquadrat des Seitenkantengeräusches<br />
mit etwa der 5. bis 6. Potenz der Strömungsgeschwindigkeit ansteigt.<br />
Die Richtcharakteristik der Abstrahlung ist frequenzabhängig und zeigt eine komplexe Verteilung<br />
unterschiedlicher Maxima in verschiedenen Richtungen [129],[130].<br />
3.3.2 Numerische Simulation von Umströmungsschallquellen<br />
Etwa Mitte der neunziger Jahre hat die Entwicklung von sog. CAA-Verfahren eingesetzt.<br />
Diese Verfahren dienen der numerischen Simulation des eigentlichen aeroakustischen<br />
Quellvorgangs und der Schallfortpflan<strong>zu</strong>ng durch allgemein strömende Medien. Die Schallberechnung<br />
basiert dabei nicht auf der Lösung einer akustischen Wellengleichung, sondern<br />
auf der Lösung der kontinuumsmechanischen Bilanzgleichungen.<br />
Sehr häufig, bei technischen Problemstellungen wie etwa Umströmungsgeräusch, ist die<br />
Anwesenheit von akustischen Grenzschichten von untergeordneter Bedeutung, so dass die<br />
26
viskosen Terme in den Störungssimulationsgleichungen vernachlässigt werden (reibungsfreie<br />
Stördynamik). Werden darüber hinaus in den Störungsgleichungen nur lineare Terme in<br />
den Störgrößen betrachtet, so wird von den Linearisierten Eulergleichungen (engl. LEE) gesprochen.<br />
Die kinematischen Effekte der Grundströmung auf die Schallfortpflan<strong>zu</strong>ng werden<br />
dabei ebenso erfasst wie die Dynamik von linearen (d.h. schwachen) Wirbelstörungen (z.B.<br />
auch instabile Scherschichtwellen) und Rückkopplungsphänomene der Störungen auf sich<br />
selbst, sei es mit oder ohne Wandeinfluss. Die Mechanismen der Schallerzeugung an der<br />
Seitenkante einer Fowler-Klappe sind mit dieser Vorgehensweise (wenn auch reduziert auf<br />
einen generischen Fall) 1999 erstmals simuliert worden [128].<br />
Da, wie erwähnt, die direkte numerische Vorhersage von technischen Umströmungsgeräuschen,<br />
bedingt durch die ungeheure Vielskaligkeit der Turbulenz, <strong>zu</strong>rzeit praktisch nicht realisierbar<br />
ist, muss auch bei CAA-Störsimulationen ein Modell für die Störanregung verwendet<br />
werden. Im Gegensatz <strong>zu</strong> aeroakustischen Quelltermen in Wellengleichungen, die im gesamten<br />
Quellgebiet unter Einbeziehung der vollständigen Wirbeldynamik modelliert werden<br />
müssen, wird hier nur die Anregung von Wirbelstörungen modelliert. Deren Dynamik und<br />
damit die Ursache für die Umströmungsschallerzeugung ist Teil der numerischen Berechnung.<br />
Verschiedene solcher Störanregungsmodelle sind entwickelt worden [131], [132]. Je<br />
nach Zweck einer CAA-Simulation genügt es oft, Wirbelstörungen außerhalb, d.h. stromauf<br />
des Quellgebiets in die Grundströmung ein<strong>zu</strong>bringen. Die Wirbelstörung wird durch die<br />
Grundströmung in das Quellgebiet getragen und erzeugt dort Schall infolge ihrer Wechselwirkung<br />
mit Strömungsgradienten und Geometrieänderungen [128], [131], [133], [134]. In<br />
Abgren<strong>zu</strong>ng <strong>zu</strong> den technisch relevanten Umströmungsgeräuschquellen an abrupten Geometrieänderungen<br />
ist die Schallerzeugung in quasihomogenen subsonischen turbulenten<br />
Strömungen, (z.B. freie Scherschichten, Freistrahl, freie Turbulenz, Turbulenz in anliegenden<br />
schwach gekrümmten Grenzschichten) einer Simulation mit linearisierten Gleichungen nicht<br />
<strong>zu</strong>gänglich, weil das Turbulenz-Eigengeräusch nichtlinearer Dynamik folgt.<br />
Bild 25: Akustische „Antwort“ von Profilen verschiedener Dicke bei Interaktion mit einem<br />
Testwirbel (für verschiedene Strouhalzahlen Sr).<br />
Bild 25 zeigt beispielhaft die simulierte 3D-Schallerzeugung an Profilen (Spannweitenrichtung<br />
z , Stromabrichtung x ) verschiedener Dicke bei Interaktion mit einem stromauf der Profilvorderkante<br />
eingebrachten 3D-Testwirbel [134] (numerische Lösung der LEE). An virtuellen<br />
Mikrophonpositionen auf einem Kreis um die Profilnase in der Ebene z = 0 wird die akustische<br />
Antwort p′ (t)<br />
aufgenommen, Fourier-transformiert und frequenzweise verglichen. Die<br />
Simulation zeigt die Eigenschaft dicker Profile, Wirbelstörungen weniger effizient in Schall <strong>zu</strong><br />
wandeln als dünne Profile. Daraus kann entnommen werden, in welchem Maße dicke Profile<br />
bei gleicher turbulenter Zuströmung leiser sind als dünne Profile [135]. Als eine der Einsatz-<br />
27
möglichkeiten der CAA bei der Berechnung aerodynamisch generierten Schalls dient der<br />
beispielhaft beschriebene „Wirbeltest“ als Entwurfshilfe für Geometriekomponenten mit minimalem<br />
Umströmungsgeräusch.<br />
4 Untersuchungen <strong>zu</strong>r Entwicklung von Nachrüstmaßnahmen <strong>zu</strong>r<br />
Reduzierung der Triebwerksgeräusche<br />
4.1 Vorbemerkung<br />
Die Triebwerke von <strong>Verkehr</strong>sflugzeugen sind hochkomplizierte Maschinen, die aus vielen<br />
sorgfältig aufeinander abgestimmten Komponenten bestehen und mit wirtschaftlich vertretbarem<br />
Aufwand nur in sehr eingeschränktem Maße durch Veränderung oder Ersatz einzelner<br />
Bauteile in ihren akustischen Eigenschaften verändert werden können. Diese Aussage gilt<br />
insbesondere für das Zusammenspiel der verschiedenen Turbomaschinen (Fan, Niederdruckkompressor,<br />
Hochdruckkompressor, Hochdruckturbine, Niederdruckturbine) und der<br />
Brennkammer. Die Entwicklung nachrüstbarer Geräuschminderungsmaßnahmen richtet sich<br />
deshalb vornehmlich auf Bauelemente der Triebwerksgondel:<br />
• Vermeiden von Einlaufstörungen in der Zuströmung <strong>zu</strong>m Triebwerksfan.<br />
• Verbesserung der akustischen Auskleidung des Triebwerkskanals („Liner“) stromauf<br />
vom Triebwerksfan.<br />
• Akustische Auskleidung der Einlaufdüse der Triebwerksgondel<br />
• Einbau von Schalldämpfern auf der Abströmseite („hot-stream liner“).<br />
• Veränderung der primären und sekundären Ausströmdüse stromab von der Niederdruckturbine.<br />
4.2 Vermeiden von Einlaufstörungen in der Zuströmung <strong>zu</strong>m Triebwerksfan<br />
In Abschnitt 3.2.3 wurde dargelegt, dass die Schaufelzahlen des Fanrotors und des dahinter<br />
liegenden Stators so gewählt werden, dass die durch die Wechselwirkung der Rotornachlaufströmung<br />
mit dem Stator entstehenden Störungen bei der Blattpassierfrequenz „cut off“<br />
sind, d.h. sich nicht als Schallwelle durch den Triebwerkskanal nach vorn hin ausbreiten<br />
können. Dennoch zeigen Geräuschmessungen an ausgeführten Triebwerken Schallanteile<br />
bei der Blattpassierfrequenz, die sehr wahrscheinlich ihre Ursache in einer durch im Einlauf<br />
befindliche Strömungssonde <strong>zu</strong>r Bestimmung der Totaltemperatur („T12-Sonde“) haben. Für<br />
eine minimale Geräuschemission des Triebwerksfans ist aber eine möglichst gleichförmige<br />
und störungsfreie Zuströmung erforderlich. Der Nachlauf der Strömungssonde trifft auf die<br />
Rotorschaufeln, und es entstehen dort instationäre Kräfte, die <strong>zu</strong>sätzliche Geräuschanteile<br />
bei der Blattpassierfrequenz erzeugen. Maßnahmen <strong>zu</strong> Vermeidung oder Reduzierung des<br />
Nachlaufs, etwa durch Vergrößern des Abstands <strong>zu</strong>m Fanrotor, Verkleinern der Sonde<br />
und/oder eine strömungsgünstigere Gestaltung) würden sich in einer Pegelminderung bei<br />
der Blattpassierfrequenz auswirken.<br />
4.3 Verbesserung der akustischen Auskleidung des Triebwerkskanals<br />
Die vom Fan und dem Niederdruckkompressor nach vorn abgestrahlten Geräuschanteile<br />
werden durch die akustische Auskleidung der Gondel gedämpft. Diese Auskleidungen bestehen<br />
meist aus Wabenstrukturen, die mit Lochblech oder anderen porösen Materialen abgedeckt<br />
sind. Moderne Schalldämpfer bestehen nicht mehr aus nur einer Lage solcher Strukturen<br />
(„Single Degree of Freedom“ SDOF-Liner), sondern aus zwei („Double Degree of Freedom“,<br />
DDOF, s. Bild 26) oder drei Lagen („Triple Degree of Freedom“, TDOF), wodurch die<br />
wirksame Frequenzbandbreite des Schalldämpfers deutlich verbessert wird.<br />
Die akustischen Auskleidungen der Gondel sind aus Fertigungsgründen üblicherweise in<br />
mehrere Segmente in Umfangsrichtung unterteilt, zwischen denen sich akustisch harte Stege<br />
(„splices“) befinden. An diesen Diskontinuitäten der Wandimpedanz werden die vom Fan<br />
und vom Niederdruckkompressor abgestrahlten Schallmoden gestreut. Dadurch können die<br />
28
akustischen Kanalmoden bei der Blattpassierfrequenz, die cut-off sind, d.h. sich nicht als<br />
Schallwellen im Kanal ausbreiten können, in andere Moden niedriger Umfangsordnung umgewandelt<br />
werden, die ihrerseits ausbreitungsfähig sind. Der Effekt der Umfangsstege wurde<br />
in den EU-Projekt SILENCE(R) untersucht. Bild 27 zeigt, welche Verminderung des nach<br />
vorn abgestrahlten Schallleistungspegels durch Vermeiden der schallharten Stege möglich<br />
sind. Gantie et al [137] betonten dabei, dass die Ausbreitung der Blattpassierfrequenz sehr<br />
empfindlich auf Diskontinuitäten der Wandimpedanz reagiert. Damit wurden auch die unterschiedlichen<br />
Ergebnisse von Modellmessungen und solchen mit Originaltriebwerken erklärt.<br />
Bild 26: Schematische Darstellung eines DDOF-Liners (nach Yu & Nesbitt [136]).<br />
Weitere Ergebnisse <strong>zu</strong>r Zero-splice-Technologie werden in den Abschnitten 6.1.3.3 und<br />
6.4.2 im Zusammenhang mit Flugtests präsentiert.<br />
Bild 27: Minderung des nach vorn (0-90°) abgestrahlten Schallleistungspegels durch akustisch<br />
homogen Auskleidung des Triebwerkskanals (zero-splice liners); Vergleich von<br />
Ergebnissen aus Modellmessungen („Rig“) und Prüfstandsmessungen im Originalmaßstab<br />
eines Rolls-Royce Trent 500 Triebwerks(„Engine“); nach Gantie et al [137].<br />
29
4.4 Akustische Bedämpfung der Einlaufdüse der Triebwerksgondel<br />
Dehnt man die akustische Auskleidung des Triebwerkskanals in die Einlaufdüse hinein aus<br />
(„lip-liner“), dann vergrößert man die insgesamt <strong>zu</strong>r Verfügung stehende Absorptionsfläche.<br />
Weiter besteht die Möglichkeit, diesen Teil des Schalldämpfers auf einen speziellen Frequenzbereich<br />
aus<strong>zu</strong>legen. Technologische Schwierigkeiten dieser Geräuschminderungsmethode<br />
sind, dass <strong>zu</strong>m Einen der Reibungswiderstand der porösen Einlaufdüse vergrößert<br />
werden könnte und <strong>zu</strong>m Anderen die Funktionsfähigkeit der Enteisungsvorrichtung für den<br />
Triebwerkseinlauf nicht beeinträchtigt werden darf. Ergebnisse <strong>zu</strong>r lip-liner Technik werden in<br />
Abschnitt 6.4 im Zusammenhang mit Flugtests diskutiert.<br />
4.5 Schalldämpfer auf der Abströmseite des Triebwerks (hot-stream liners)<br />
Bei der Landung von <strong>Verkehr</strong>sflugzeugen spielen neben dem Geräusch des Fans und der<br />
Zelle (Fahrwerke und Hochauftriebshilfen) auch die der Turbine und der Brennkammer eine<br />
Rolle. Diese aus dem Kerntriebwerk stammenden Anteile lassen sich durch akustische Auskleidung<br />
des Zentralkörpers („Center plug“) der Primärdüse dämpfen. Auch diese Auskleidungen<br />
bestehen wie die im Ansaugkanal aus Wabenstrukturen mit porösen Abdeckungen.<br />
Zur Dämpfung der hochfrequenten Turbinengeräusche sind Wabenstrukturen mit geringer<br />
Bautiefe ausreichend, deren Material aber den hohen Abgastemperaturen standhalten muss.<br />
Für die tieffrequenten Brennkammergeräusche müssen die Auskleidungen aber eine große<br />
Packungstiefe haben, was wegen der kleinen Abmessungen des Zentralkörpers Schwierigkeiten<br />
bereitet. Yu & Chien [138] beschreiben eine aus acht Kammern bestehende Helmholtzresonator-Anordnung,<br />
bei der sich die notwendige Bautiefe in axialer Richtung erstreckt,<br />
siehe die Prinzipskizze in Bild 28. Der Schall aus dem Düsenstrahl tritt durch ein perforiertes<br />
Blech (perforate chamber) mit etwa 25% Lochanteil in den Resonatorhohlraum ein, der durch<br />
ein weiteres Lochblech in zwei axiale Hälften unterteilt ist. Messungen auf dem Triebwerksprüfstand<br />
ergaben Dämpfungswerte von bis <strong>zu</strong> 11 dB bei 400 Hz und Leerlaufdrehzahl<br />
(„flight-idle condition“) und etwa 3-4 dB beim Landebetriebs<strong>zu</strong>stand („approach condion“).<br />
Bild 28: Kammerdämpfer für den Zentralkörper der Primärdüse <strong>zu</strong> Dämpfung der tieffrequenten<br />
Brennkammergeräusche (nach Yu & Chien [136]).<br />
Ausreichende Dämpfung bei tiefen Frequenzen lassen sich aber nicht nur durch Resonatoren<br />
mit spezieller Anordnung erreichen, sondern auch durch das Prinzip der durchströmten<br />
Öffnungen, wie von Bechert [139] gezeigt wurde. Derartige Anordnungen wurden für die akustische<br />
Bedämpfung der Brennkammer entwickelt, damit keine thermoakustischen Resonanzen<br />
entstehen (Forster & Michel [140.]). Bild 29 zeigt die Dissipation akustischer Energie<br />
beim Schalldurchgang durch durchströmte Lochbleche mit einem Lochanteil von 11% für<br />
unterschiedliche Lochdurchmesser. Die Strömungsgeschwindigkeit in den Bohrungen beträgt<br />
M = 0,43. Anwendungen speziell als hot-stream liner für Triebwerke wurden bisher nur<br />
theoretisch untersucht (Law & Dowling [141]).<br />
30
Bild 29: Dissipationsrate der akustischen Energie beim Schalldurchgang durch durchströmte<br />
Lochbleche für verschiedene Lochdurchmesser; Lochanteil 11%, Strömungs-<br />
Machzahl M = 0,43 (nach Forster & Michel [140.]).<br />
4.6 Chevron Düsen <strong>zu</strong>r Minderung des Freistrahlgeräusches<br />
Schon in Abschnitt 3.<strong>2.2</strong> wurde erwähnt, dass sich durch eine gezackte Hinterkante der Düse<br />
eine Reduzierung des Freistrahlgeräusches erreichen lässt. Die im Experiment gemessene<br />
Pegelminderung wurde mit 3 dB(EPNL) beziffert (Saiyed et al [50]). Gelegentlich wurden<br />
von der N<strong>AS</strong>A auch größere Pegelminderungen in Aussicht gestellt (Rask, Gutmark & Martens<br />
[142]). Die mit Chevrons erreichbaren Pegelminderungen hängen aber sicher von den<br />
Strahlgeschwindigkeiten und damit wohl auch vom Bypass-Verhältnis des Triebwerks ab.<br />
Bei gemeinsam von der Deutschen Lufthansa und dem DLR durchgeführten Flugtests mit<br />
einer Airbus A319 wurde eine Geräuschminderung von nur 1 dB(A) festgestellt, wobei aber<br />
nur die Primärdüse als Chevrondüse ausgebildet war, die vom DLR konzipiert und von Lufthansa-Technik<br />
gebaut wurde. Über diese Untersuchung wird in Abschnitte 6.1 ausführlich<br />
berichtet.<br />
In dem amerikanischen Quiet Aircraft Demonstrator (QAD2)-Programm wurden detaillierte<br />
Überflugmessungen mit einer Boeing 777-300ER ausgerüstet mit GE90-115B Triebwerken<br />
durchgeführt, wobei unterschiedlich geformte Chevron-Düsen <strong>zu</strong>m Einsatz kamen. Die Ergebnisse<br />
dieser Flugtests werden in Abschnitt 6.4.3 beschrieben.<br />
31
5 Untersuchungen <strong>zu</strong>r Entwicklung von Nachrüstmaßnahmen <strong>zu</strong>r Reduzierung<br />
der Umströmungsgeräusche<br />
Bei der Erörterung der Möglichkeiten <strong>zu</strong>r Minderung des Zellenlärms wird hier schwerpunktmäßig<br />
auf nachrüstbare Technologien eingegangen. Die entsprechenden Minderungskonzepte<br />
für die beiden wesentlichen Umströmungslärmquellen, die Fahrwerke und die Hochauftriebssysteme,<br />
werden getrennt nacheinander dargestellt, da die jeweiligen Konzepte <strong>zu</strong>r<br />
Lärmminderung <strong>zu</strong>m Teil sehr unterschiedliche Randbedingungen erfüllen müssen. Gleichermaßen<br />
für Flugzeugfahrwerke und Hochauftriebssysteme gelten die Forderungen nach<br />
• Erhaltung der Sicherheit,<br />
• Begren<strong>zu</strong>ng von Zusatzmassen und<br />
• Vermeidung <strong>zu</strong>sätzlichen Wartungsaufwandes.<br />
Während jedoch bei Fahrwerken lediglich deren Funktionalität gewährleistet werden muss,<br />
ist bei Hochauftriebssystemen auch die Erhaltung der aerodynamischen Leistungsfähigkeit<br />
<strong>zu</strong> fordern. Besonderes Augenmerk gilt dabei dem Maximalauftrieb, weil dessen Absenkung<br />
infolge lärmmindernder Maßnahmen durch eine höhere Geschwindigkeit im Landeanflug<br />
kompensiert werden muss. Gemäß geltenden Vorschriften wird die minimale Landegeschwindigkeit<br />
(bei voll konfiguriertem Flugzeug) aus der folgenden Beziehung ermittelt:<br />
v 1 , 3 ⋅ v + 5 kts. (16)<br />
Lande = Stall<br />
Dies zeigt weiterhin, dass die einfachste und <strong>zu</strong>gleich wirkungsvollste Maßnahme <strong>zu</strong>r Minderung<br />
des Umströmungslärms, nämlich die Absenkung der Fluggeschwindigkeit im Anflug,<br />
ohne entsprechende Änderungen der Flugleistung in der Praxis nicht realisiert werden kann.<br />
Aufbauend auf den Ergebnissen von Forschungsprojekten der Industrie werden im EU-<br />
Projekt AWIATOR (“Aircraft Wing with Advanced Technology Operation“) derzeit verschiedene<br />
Technologien <strong>zu</strong>r Steigerung der Flugleistungen entwickelt und für die Validierung im<br />
Flugversuch vorbereitet.<br />
Bild 30: Installation von SBVGs auf der Saugseite der Landeklappe.<br />
Im Sinne der mittelbaren Minderung des Umströmungsgeräusches durch Absenkung der<br />
Fluggeschwindigkeit wären hier insbesondere so genannte SBVGs („sub-boundary layer<br />
vortex generators“) <strong>zu</strong> nennen. Dies sind extrem kleine Wirbelgeneratoren, die, auf der<br />
Saugseite der Landeklappenoberfläche installiert (Bild 30), einen höheren Klappenausschlag<br />
ohne Strömungsablösung ermöglichen und damit <strong>zu</strong> einer leichten Steigerung des Maximalauftriebs<br />
führen und in der Konsequenz eine Absenkung der Anfluggeschwindigkeit erlauben<br />
würden. Da <strong>zu</strong>mindest die A340 heute nicht mit dem maximal möglichen Landekappenaus-<br />
32
schlag betrieben wird (wegen Ablösungsgefahr), wären SBVGs im weiteren Sinne als Lärm<br />
mindernde Nachrüstmaßnahme <strong>zu</strong> betrachten.<br />
Bei der Beurteilung solcher Maßnahmen muss aber bedacht werden, dass eine Absenkung<br />
der Anfluggeschwindigkeit eine Verminderung der Flughafenkapazität und auch einen Mehrverbrauch<br />
an Kraftstoff nach sich zieht. Letzteres erhöht die Kosten und wirkt sich auch negativ<br />
auf die Abgasemission aus.<br />
Im Folgenden werden die im Rahmen verschiedener Forschungsprojekte gewonnenen Erkenntnisse<br />
<strong>zu</strong>r Minderung der Lärmabstrahlung an der Quelle bei Fahrwerken und Hochauftriebssystemen<br />
heutiger <strong>Verkehr</strong>sflugzeuge dargestellt.<br />
5.1<br />
Fahrwerksgeräusche<br />
Ein erster Großversuch im Jahr 1996 an einem Originalfahrwerk des A320 [143] im Deutsch-<br />
Niederländischen Windkanal (DNW-LLF) diente <strong>zu</strong>nächst der Quantifizierung des Fahrwerkslärms<br />
nachdem Zweifel aufgekommen waren ob Windkanalversuche an vereinfachten<br />
Modellfahrwerken die realen Geräuschcharakteristiken bei Überströmung der komplexen<br />
Fahrwerksstrukturen wiedergeben können. Tatsächlich zeigte sich hier, dass Fahrwerkslärm<br />
ein breitbandiges Spektrum mit hohen Pegeln bis 2000 Hz aufweist und in keiner Weise (wie<br />
von Modellmessungen vorhergesagt) nur auf niedrige Frequenzen beschränkt ist. Damit war<br />
erwiesen, dass eine wirksame Lärmminderung <strong>zu</strong>nächst nur durch eine „strömungsgünstige“<br />
Verkleidung der komplexen mechanischen Fahrwerksstrukturen erreicht werden kann. Um<br />
das mögliche Lärmminderungspotenzial durch solche Maßnahmen aus<strong>zu</strong>loten wurde daher<br />
in einem Prinzipversuch das gesamte Fahrwerk verkleidet. Als Ergebnis wurde ein Minderungspotenzial<br />
von mehr als 10 dB ermittelt (Bild 31), das natürlich durch nachrüstbare Teilverkleidungen<br />
bei Wahrung der Funktionalitäten des Fahrwerkes in der Praxis nicht erreicht<br />
werden kann. In diesem ersten Test wurden auch schon realistische Teilverkleidungen erprobt<br />
und zeigten erwartungsgemäß, dass die mechanisch komplexesten Strukturen auch<br />
die wesentlichsten Umströmungslärmquellen darstellen und durch eine gezielte Verkleidung<br />
dieser Bereiche Lärmminderungen in der Größenordnung von 3 dB möglich sind.<br />
Bild 31:<br />
Maximales Lärmminderungspotenzial durch unrealistische Vollverkleidung eines<br />
A320 Hauptfahrwerks.<br />
Als<br />
Nebenprodukt konnte hier auch erstmals gezeigt werden, dass die Überströmung der<br />
aus Gewichtsgründen hohl ausgeführten Bolzen in den zahlreichen Gelenken von Fahrwerksverstrebungen<br />
<strong>zu</strong> tonalem Lärm (Hohlraumresonanzen) führen kann (Bild 32). Inwieweit<br />
diese den Gesamtschalldruckpegel erhöhen, bzw. am Boden als lästig empfunden werden<br />
hängt jedoch vom Einzelfall ab. Die Vermeidung dieser tonalen Lärmanteile kann durch<br />
33
Verschlussstopfen in den Hohlbolzen in einfacher Weise an bestehenden Fahrwerken umgesetzt<br />
werden.<br />
Bild 32: Beispiel für tonalen Umströmungslärm bei Fahrwerken infolge strömungsinduzierter<br />
Hohlraumresonanzen in Fahrwerks-Hohlbolzen.<br />
Nachdem<br />
„aerodynamische Verkleidungen“ viel versprechende Lärmminderungen ergeben<br />
hatten, wurden systematische Folgeuntersuchungen an A340 Fahrwerken in DNW-LLF im<br />
Rahmen der EU-Projekte RAIN („Reduction of Airframe and Installation Noise“) und SILEN-<br />
CER („Significantly Lower Community Exposure to Aircraft Noise“) durchgeführt. In der Zusammenarbeit<br />
mit den Herstellern wurden in diesen Projekten nur unmittelbar für die Nachrüstung<br />
an bestehenden Flugzeugen geeignete Teilverkleidungen (engl.: fairings) entwickelt.<br />
„Aerodynamische“<br />
Verkleidungen von komplexen Fahrwerksstrukturen reduzieren die Wech-<br />
selwirkung turbulenter Nachlaufströmungen mit stromab gelegenen Fahrwerkskomponenten<br />
und führen damit <strong>zu</strong> einer Reduktion der Umströmungsgeräusche. Entsprechende, für den<br />
operationellen Einsatz geeignete, Verkleidungen wurden für Bug- und Hauptfahrwerke des<br />
A340 im Windkanalversuch entwickelt [144] (Bild 33). Im Projekt RAIN wurde diese Entwicklung<br />
im Wesentlichen auf der Basis ingenieurwissenschaftlicher Erfahrungen im Bereich der<br />
Strömungsmechanik und Aeroakustik durchgeführt. Auslegungskriterien waren die<br />
• Abschirmung von komplexen Strukturen vor der Anströmung durch turbulente<br />
Nachlaufströmungen<br />
hoher Geschwindigkeit und<br />
• Minimierung von Verdrängungseffekten durch<br />
Verkleidungsmaßnahmen und damit<br />
Vermeidung von erhöhtem Umströmungslärm an benachbarten Komponenten.<br />
Zur<br />
Optimierung der im Projekt RAIN entwickelten Verkleidungsmaßnahmen wurden daher<br />
im Folgeprojekt SILENCE(R) parallel <strong>zu</strong>m Entwurfsprozess Strömungsrechnungen <strong>zu</strong>r besseren<br />
Beurteilung der Wirkung der entworfenen Verkleidungen auf die lokalen Änderungen<br />
der Fahrwerksumströmung durchgeführt [145].<br />
34
Bild 33: A340-Fahrwerke mit aerodynamischen Verkleidungen <strong>zu</strong>r Minderung des Umströmungslärms<br />
im Rahmen des EU-Projekts RAIN.<br />
Am Bugfahrwerk (engl.: nose landing gear – NLG) erwiesen sich insbesondere die Verkleidungen<br />
des Achsbereichs (engl.: tow-bar fairing) und der Steuermechanik (engl.: steeringsystem<br />
fairing) als wirkungsvolle Maßnahmen. Im Bereich der Achsen wurden auch die Hohlräume<br />
in den Radfelgen (innen und außen) als Quellen vornehmlich tieffrequenten Schalls<br />
abgedeckt. Die Verkleidung der Achse mit der hier integrierten Zugstange (engl.: tow-bar)<br />
wurde so ausgeführt, dass am Boden durch Aufklappen der Verkleidung Zugang <strong>zu</strong>r<br />
Zugstange möglich ist. Die Verkleidung der Steuermechanik kann im Rahmen einer Nachrüstmaßnahme<br />
am A340 aus aeroakustischer Sicht allerdings nicht optimal ausgeführt werden,<br />
da die für eine geeignete Strömungsführung gewünschte Formgebung aus Platzgründen<br />
nicht realisiert werden kann. Diese Einschränkung ist aus Bild 33 nicht unmittelbar ersichtlich<br />
sondern erschließt sich erst aus einer detaillierten Betrachtung des Einfahrvorgangs<br />
selbst als auch der Geometrie am eingefahrenen Fahrwerk. Besondere Schwierigkeiten ergeben<br />
sich bei einer Verkleidung des oberen Fahrwerksbereichs (in Höhe der Schachttüren).<br />
So konnte zwar gezeigt werden, dass durch einen ausklappbaren „Spoiler“ (Bild 34) eine<br />
<strong>zu</strong>sätzliche Minderung des Gesamtlärms vom Bugfahrwerk um etwa 2 dB erreicht werden<br />
kann, was jedoch nur mit erheblichen Eingriffen auch in die Zellenstruktur realisierbar ist.<br />
Bild 34: Spoiler <strong>zu</strong>r Minderung des Umströmungslärms vom oberen Bereich des Bugfahrwerks.<br />
Beim Hauptfahrwerk (engl.: main landing gear – MLG) stellt das Drehgestell (engl.: bogie)<br />
mit seinen Achsen und Bremssystemen den wesentlichsten Schallquellbereich dar. Hier besteht<br />
das Hauptproblem darin, dass die Bremssysteme mit ihren zahlreichen konstruktiven<br />
Details (Hydraulikzylinder und Zuleitungen) <strong>zu</strong>r Gewährleistung einer ausreichenden Kühlung<br />
nicht oder nur teilweise verkleidet werden dürfen, trotz <strong>zu</strong>m Teil bereits installierter<br />
Kühlgebläse. Eine Verlängerung der Abkühlzeit nach einer Landung würde die erforderliche<br />
Verweilzeit am Boden bis <strong>zu</strong>r Unterschreitung einer vorgegebenen Minimaltemperatur der<br />
Bremsen verlängern und damit den Flughafenkapazität beinträchtigen. Aus diesem Grunde<br />
35
musste auf eine separate Verkleidung der Bremssysteme verzichtet und das Hauptaugenmerk<br />
auf die optimale Auslegung einer das gesamte Drehgestell abdeckenden Unterschale<br />
(engl.: undertray) gelegt werden. Im Vergleich zwischen zwei alternativen Auslegungen zeigte<br />
sich im Windkanal deutlich die Überlegenheit einer mit maximaler Breite ausgelegten Unterschale<br />
gegenüber einer mit geringerer Breite (Bild 35).<br />
Bild 35: Schallquellverteilungen im Bereich des Drehgestells bei Unterschalen mit unterschiedlicher<br />
Breite.<br />
Weitere wesentliche Umströmungslärmquellen des Hauptfahrwerks stellen die am Fahrwerksbein<br />
montierte Schachttür (engl.: leg door fairing) und die Seitenstütze (engl.: sidestay)<br />
mit den <strong>zu</strong>gehörigen Verriegelungsmechanismen (engl.: down lock mechanism) dar. An<br />
diesen Komponenten sind Lärm mindernde Nachrüstmaßnahmen nur in geringfügigem Umfang<br />
möglich, da sie sicherheitsrelevante Komponenten betreffen. Maßnahmen <strong>zu</strong>r besseren<br />
aerodynamischen Integration des Fahrwerksbeins mit der gegenüber der Anströmung angestellten<br />
Schachttür waren wenig erfolgreich. Im Gegenteil ergaben sich <strong>zu</strong>sätzliche Schallquellen<br />
an anderen Fahrwerkskomponenten durch die Veränderung der Gesamtumströmung.<br />
Im Windkanalversuch konnten maximale Lärmminderungen am Bug- und Hauptfahrwerk in<br />
der Größenordnung von 2 bis 3 dB bezüglich des A-bewerteten Gesamtschalldruckpegels<br />
durch Teilverkleidungen bei voller Funktionsfähigkeit der Fahrwerke nachgewiesen werden.<br />
Bei dem im Projekt SILENCE(R) anschließend durchgeführten Flugversuch mit optimierten<br />
Fahrwerksverkleidungen konnte allerdings nur ein Lärmminderungspotenzial für den Fahrwerkslärm<br />
allein von 1,8 dB nachgewiesen werden. Eine geringfügige Verbesserung dieses<br />
Ergebnisses kann erwartet werden durch eine <strong>zu</strong>sätzliche Teilverkleidung der Bremssysteme<br />
wie sie im letzten Windkanalversuch im Projekt SILENCE(R) unter Mitwirkung der Hersteller<br />
noch realisiert werden konnte.<br />
Bei einer für die Serienfertigung geeigneten Bauweise der aerodynamischen Fahrwerksverkleidungen<br />
muss mit Zusatzmassen in der Größenordnung von 70 kg für das Beispiel des<br />
A340 gerechnet werden, sowie mit verlängerten Inspektions- und Wartungszeiten durch die<br />
Notwendigkeit der Demontage von Verkleidungen für den Zugriff auf kritische Fahrwerkskomponenten.<br />
Eine weitere Optimierung solcher Nachrüstmaßnahmen wird im EU-Projekt TIMPAN („Technology<br />
to Improve Airframe Noise“) mit Start in 2006 in Angriff genommen. Hier werden strömungsdurchlässige<br />
Verkleidungen (perforierte Bleche, Netze) erprobt werden, die eine Minimierung<br />
der Verdrängungswirkung der Verkleidungen (Reduktion von Übergeschwindigkeiten)<br />
einerseits und die weiterhin wirksame Abschirmung stromab liegender Fahrwerkskom-<br />
36
ponenten von Nachlaufströmungen hoher Geschwindigkeit <strong>zu</strong>m Ziel haben. Ein wesentlich<br />
erhöhtes Lärmminderungspotenzial ist von diesen Entwicklungen aber im Einsatz für bestehende<br />
Fahrwerke kaum <strong>zu</strong> erwarten, da die Konstruktionsprinzipien heutiger Fahrwerke keine<br />
weitergehenden Verkleidungsmaßnahmen erlauben ohne die Funktionstüchtigkeit der<br />
Fahrwerke <strong>zu</strong> beeinträchtigen.<br />
In den USA wurden in der jüngsten Vergangenheit ähnliche Untersuchungen an Großmodellen<br />
von Fahrwerken mit Verkleidungen durchgeführt.<br />
5.2<br />
Geräusche von Hochauftriebshilfen<br />
Windkanaluntersuchungen an einem Originalflügel<br />
eines Airbus A320 haben gezeigt, dass<br />
infolge aeroakustisch nicht optimaler Detailkonstruktion der Hochauftriebskomponenten beträchtlicher<br />
Zusatzlärm entstehen kann. Lärmquellen dieser Art sind die Öffnungen in der<br />
Flügelvorderkante <strong>zu</strong>r Aufnahme der Vorflügelhalter (Bild 36), Hohlräume in den Seitenkanten<br />
von Landeklappen (Bild 37), und Öffnungen in der <strong>zu</strong>m Boden gewandten Flügelfläche<br />
[118], [146] (Tankdruckausgleichsöffnungen) (Bild 38).<br />
Bild 36:<br />
Beispiel von Öffnungen in der Flügelvorderkante <strong>zu</strong>r Aufnahme der Vorflügelhalter.<br />
Bild 37: Beispiel für Hohlräume in der Landeklappenseitenkante.<br />
Die<br />
Überströmung von Öffnungen in der Flügelfläche führt <strong>zu</strong> tonalem Lärm (Hohlraumreso-<br />
nanzen) und kann durch einfache nachrüstbare Maßnahmen (z.B. Wirbelgeneratoren stromauf<br />
der Öffnung) beseitigt werden (Bild 39), wenn der betreffende tonale Lärmanteil wie im<br />
betrachteten Fall für die Immission am Boden signifikant ist. Bei Flugzeugen der A320 Familie<br />
treten solche Töne im Wesentlichen in der Reiseflugkonfiguration lästig in Erscheinung,<br />
sind allerdings für die Landekonfiguration (Klappen und Fahrwerke ausgefahren) im Zertifikationspunkt<br />
nicht relevant. Nach mehreren Überflugmessungen im Rahmen einer Kooperation<br />
zwischen DLR und Lufthansa AG und durch den Hersteller Airbus selbst sind nachrüstbare<br />
Konzepte <strong>zu</strong>r Minderung solcher parasitären Toneffekte bereits in Arbeit.<br />
37
Bild 38: Ton von Tankdruckausgleichsöffnung auf der Unterseite der Tragfläche aus Messung<br />
im DNW-LLF an einer A320 Originaltragfläche.<br />
Bild 39: Beispiel für einen Wirbelgenerator stromauf einer überströmten Öffnung <strong>zu</strong>r Unterdrückung<br />
der Anregung von Hohlraumschwingungen.<br />
Auch Zusatzlärm durch Hohlräume in Klappenseitenkanten kann durch nachträgliche Füllkörper<br />
unschwer beseitigt werden. Ebenso ist die Abdichtung der Durchbrüche in der Tragflügelvorderkante<br />
realisierbar, erfordert jedoch schon beträchtlichen Aufwand, da wegen der<br />
Flügeldurchbiegung im Fluge nur flexible Abdichtmaßnahmen in Betracht gezogen werden<br />
können. Da diese Öffnungen in der Tragflügelvorderkante auch <strong>zu</strong> einer Verschlechterung<br />
der aerodynamischen Leistung führen, wurden tatsächlich schon früher jalousieartige Verschlüsse<br />
erprobt, jedoch wegen ihrer mechanischen Störanfälligkeit wieder verworfen. Das<br />
Lärmminderungspotenzial aller dieser Maßnahmen konnte im Windkanalversuch an einer<br />
A320 Originaltragfläche mit etwa 3 dB bezüglich des A-bewerteten Gesamtschalldruckpegels<br />
quantifiziert werden (Bild 40). Basierend auf diesen Erkenntnissen wurden im Rahmen einer<br />
Kooperation des DLR mit der Lufthansa AG Überfluglärmmessungen an einem A319 durchgeführt.<br />
Hier wurde das Flugzeug in seiner Basiskonfiguration vermessen und nachfolgend<br />
mit abgedichteten Durchbrüchen, Hohlräumen und Löchern. Der Vergleich der Messwerte<br />
zeigte eine breitbandige Minderung des Umströmungsgeräusches um ca. 1 bis 2 dB für Frequenzen<br />
über 500 Hz. Die Unterdrückung der Töne infolge strömungsinduzierter Hohlraumresonanzen<br />
in den Tankdruckausgleichsöffnungen ergab eine deutlich hörbare Lärmminderung<br />
von 6 dB(A) für das Flugzeug in seiner Reisekonfiguration, d.h. <strong>zu</strong> einer Zeit wo das<br />
Flugzeug sich noch in einer Höhe von etwa 3000 ft bewegt und einen maximalen Abewerteten<br />
Pegel von etwa 55 dB(A) erzeugt.<br />
Wenn die oben beschriebenen Zusatzgeräuschquellen beseitigt sind, dann tritt der Vorflügel<br />
mit seinen Haltern (engl.: slat-tracks) als nächst wichtige Geräuschquelle hervor. Hierbei sind<br />
die Anteile vom Vorflügel einerseits und der (wegen der Flügelpfeilung) schräg <strong>zu</strong>r Anströmung<br />
angeordneten Halter andererseits schwer <strong>zu</strong> trennen. Bei den heute verwendeten Vorflügeln<br />
mit Spalt (Handley-Page slats) kann in der Regel jedoch davon ausgegangen werden,<br />
dass der Vorflügel selbst die entscheidende Lärmquelle darstellt.<br />
38
Bild 40: Lärmminderungspotenzial am Beispiel des A320 durch Beseitigung von überströmten<br />
Hohlräumen und Löchern im Windkanalversuch.<br />
Gemäß der Annahme, dass der wesentlichste Geräuschbeitrag durch die Abströmung an der<br />
Vorflügelhinterkante entsteht, wurde <strong>zu</strong>nächst im Rahmen eines nationalen deutschen Forschungsprojekts<br />
(„Eigengeräuschminderung an <strong>Verkehr</strong>sflugzeugen“) eine teilweise Rückseitenabdeckung<br />
im Windkanalversuch am A320 1:7,5 Modell im DNW-LLF erprobt [118]<br />
(Bild 41). Diese Maßnahme zielte darauf ab, die sich in der freien Scherschicht zwischen<br />
Rückseitenwirbel und Spaltströmung bildenden Turbulenzstrukturen <strong>zu</strong> beseitigen bzw. <strong>zu</strong><br />
mindern und damit auch das bei der Überströmung der Hinterkante entstehende Abströmgeräusch.<br />
Tatsächlich konnte mit dieser Maßnahme eine breitbandige Minderung des Vorflügelgeräusches<br />
zwischen 2 bis 3 dB erreicht werden (Bild 42) ohne messbaren Verlust an<br />
aerodynamischer Leistung. Dies war Anlass für eine eingehende Systemstudie bei Airbus-<br />
Deutschland im Hinblick auf die Entwicklung potenzieller Nachrüstlösungen, z.B. durch aufblasbare<br />
Bälge im Hohlraum der Vorflügelrückseite.<br />
Bild 41: Geometrie der im Windkanal getesteten Rückseitenabdeckung für den Vorflügel.<br />
Als weitere Maßnahme <strong>zu</strong>r Minderung von Hinterkantengeräuschen ist die gezackte Hinterkante<br />
(engl.: serrated trailing edge) aus der Literatur bekannt. Solche Maßnahmen und der<br />
Extremfall einer bürstenartigen Kantengestaltung wurden in den EU-Projekten RAIN und<br />
SILENCE(R) an verschiedenen Airbus A320 und A340 Modellen mit wechselndem Erfolg<br />
untersucht. In der Regel wurden durch Bürstenendkanten breitbandige Lärmminderungen<br />
um 1 dB erzielt, jedoch an 3D Modellen immer verbunden mit einer un<strong>zu</strong>lässigen Beeinträchtigung<br />
der aerodynamischen Leistungsfähigkeit des Hochauftriebssystems.<br />
39
Bild 42: Nachweis der Minderung des Vorflügellärms durch eine Rückseitenabdeckung am<br />
A320 Modell im DNW-LLF.<br />
Der Lärm mindernde Wirkungsmechanismus solcher Bürstenansätze oder auch perforierter<br />
Hinterkanten wird darin gesehen, dass sich der Wirkungsgrad der Umwandlung von turbulenten<br />
Druckschwankungen in ausbreitungsfähige Schallwellen an der Hinterkante vermindert,<br />
infolge von Dissipation der Schwankungsgeschwindigkeiten in dem strömungsdurchlässigen<br />
Bereich nahe der Hinterkante. Damit verbunden ist naturgemäß auch ein Einfluss dieser<br />
Endkantenformen auf die mittlere Strömung. Da in 2D Prinzipversuchen jedoch ein beträchtliches<br />
Lärmminderungspotenzial in der Größenordnung von 10 dB ermittelt wurde und<br />
die Nachrüstbarkeit solcher Konfigurationen möglich erscheint, werden derzeit im DLR<br />
Grundlagenuntersuchungen <strong>zu</strong>r optimalen Bürstenauslegung durchgeführt [147] (Bild 43).<br />
Bild 43: Grundlagenversuch <strong>zu</strong>m Potenzial der Minderung des Hinterkantengeräusches<br />
durch Bürstenkanten.<br />
Weitergehende Untersuchungen <strong>zu</strong>r lärmminimalen Gestaltung der Vorflügelrückseite erfolgten<br />
im Rahmen des Projekts IHK („Innovative Hochauftriebskonfigurationen“) und FRE-<br />
QUENZ („Forschung <strong>zu</strong>r Reduzierung und Ermittlung des Quelllärms mittels Experiment und<br />
Numerik an Zivilflugzeugen“) im Luftfahrtforschungsprogramm 3. Hier wurden unter anderem<br />
die in Bild 44 dargestellten Lösungen auf ihr Potenzial <strong>zu</strong>r Minderung des Vorflügellärms hin<br />
untersucht:<br />
• Profilierte Rückseiteneinsätze (Fortführung der Balglösung),<br />
• Einstellbares „Panel“ an der unteren Abströmkante des Vorflügels,<br />
• Rippen auf der Vorflügelrückseite <strong>zu</strong>r Beeinflussung des Rückseitenwirbels.<br />
40
Bild 44: Schematische Darstellung unterschiedlicher Konzepte <strong>zu</strong>r Minderung des Vorflügellärms.<br />
Dabei zeigte sich, dass nur die Rückseitenprofilierung ein nennenswertes Lärmminderungspotenzial<br />
aufweist (was auch in einer N<strong>AS</strong>A Studie [148] gefunden wurde), verbunden jedoch<br />
mit dem vergleichsweise größten systemtechnischen Aufwand für eine Nachrüstlösung,<br />
die daher als nicht realistisch angesehen werden muss. Zudem ergab sich, dass eine signifikante<br />
Lärmminderung durch profilierte Füllkörper nur für sehr genaue Konturtreue und dementsprechend<br />
feste Auslegungsbedingungen (Flugzeuganstellwinkel) erzielt werden kann.<br />
Vor einem realen Einsatz am Flugzeug besteht daher noch erheblicher Forschungsbedarf<br />
hinsichtlich der Definition der Auslegungskriterien.<br />
Als weitere Möglichkeit <strong>zu</strong>r Minderung des Vorflügellärms wurden im EU-Projekt SILEN-<br />
CE(R) verschiedene Ausführungen von absorbierenden Beschichtungen sowohl auf der Vorflügelrückseitenfläche<br />
als auch entlang der Tragflächenvorderkante untersucht. Diesen Maßnahmen<br />
liegt die Idee <strong>zu</strong>grunde das im Bereich der Vorflügelhinterkante entstehende Geräusch<br />
auf seinem Ausbreitungsweg <strong>zu</strong> dämpfen (Bild 45). Tatsächlich bilden die Flächen<br />
der Vorflügelrückseite und der Flügelvorderkante einen trichterähnlichen Querschnitt mit dem<br />
Potenzial die Ausbreitung von Schallwellen <strong>zu</strong> verstärken [149] (Effekt eines Hornlautsprechers).<br />
Da solche Dämpfungsbeläge als mögliche Nachrüstungslösungen angesehen werden<br />
können, wurden geeignete Absorber im Rahmen von 2D und 3D Windkanalexperimenten<br />
bezüglich ihres Lärmminderungspotenzials getestet. Während im 2D Versuch ein Lärmminderungspotenzial<br />
von 2 dB nachgewiesen werden konnte, ergab die nachfolgende Vermessung<br />
am 1:7,5 Ganzmodell des A320 jedoch keine nennenswerte Lärmminderung.<br />
Bild 45: Liner Konzept <strong>zu</strong>r Minderung des Vorflügellärms.<br />
Zusammenfassend muss daher konstatiert werden, dass wirkungsvolle, für die Nachrüstung<br />
geeignete, Maßnahmen <strong>zu</strong>r Minderung des bei heutigen Flugzeugen dominanten Vorflügellärms<br />
ohne Einbußen in der aerodynamischen Leistung noch nicht entwickelt werden konnten.<br />
Neben dem Vorflügel stellen die frei überströmten Seitenkanten von Landeklappen die<br />
nächst bedeutenden Lärmquellen dar. Durch die Installation von Endscheiben an den Seitenkanten<br />
wurden Geräuschminderungen in der Größenordnung von 2 bis 3 dB (für den Quellbereich)<br />
nachgewiesen [111], [150], [151], [152], ohne dass der akustische Wirkungsmechanismus<br />
solcher Maßnahmen eindeutig geklärt werden konnte. Auch durch die Anwendung<br />
poröser Werkstoffe im Kantenbereich [148], [153], [154], [155] konnten Lärmminderun-<br />
41
gen erzielt werden.<br />
Zur Minderung des Seitenkantenlärms wurde in den EU-Projekten RAIN und SILENCE(R)<br />
die Idee poröser Endkanten aufgegriffen. Ähnlich wie für die Vorflügelhinterkante oben beschrieben,<br />
wurden jetzt die Seitenkanten der Landeklappe mit Endstücken aus porösem Metallschaum<br />
oder mit Bürsten versehen (Bild 46). Die akustische Vermessung dieser Maßnahmen<br />
im Windkanal (sowohl am 3D Modell als auch an einer A320 Originaltragfläche)<br />
zeigte lokale Lärmminderungen (im Quellbereich) von bis <strong>zu</strong> 10 dB. In der Folge war die<br />
Klappenseitenkante als Schallquelle kaum noch lokalisierbar, so dass der nahe gelegenen<br />
Klappenhalter als jetzt dominante Quelle von Umströmungsgeräusch verblieben war<br />
(Bild 47).<br />
Die Lärm mindernde Wirkung der untersuchten Maßnahmen ist breitbandig und wächst ab<br />
Frequenzen über 1 kHz (im Originalmaßstab) stetig an. Diese erhebliche Minderung im<br />
Quellbereich bewirkte eine Minderung des Gesamtumströmungsgeräusches von immerhin<br />
noch etwa 2 dB. Es konnte gezeigt werden, dass das Maß der Lärmminderung nicht entscheidend<br />
vom Strömungswiderstand des gewählten Materials abhängig ist. Die aerodynamische<br />
Vermessung zeigte darüber hinaus keine messbaren Unterschiede in der aerodynamischen<br />
Leistung eines so behandelten Hochauftriebssystems.<br />
Bild 46: Untersuchte Seitenkantenmodifikationen mit strömungsdurchlässigen Endkanten.<br />
Bild 47: Beispiel für das im Windkanalversuch gefundene Minderungspotenzial von porösen<br />
Landeklappenseitenkanten.<br />
Für eine entsprechende Umrüstung der Landeklappen (alternativ auch mit eingangs erwähnten<br />
Endscheiben) müssten die Klappen in Spannweitenrichtung um das Maß der Profildicke<br />
gekürzt und durch strömungsdurchlässige Endstücke mit definiertem Strömungswiderstand<br />
(oder Endscheiben) ersetzt werden. Bezüglich des Nachrüstungsaufwandes ist das gleichbedeutend<br />
mit einem kompletten Austausch der Landeklappen.<br />
42
6 Flugversuche <strong>zu</strong>r Erprobung von nachrüstbaren Geräuschminderungsmaßnahmen<br />
für <strong>Verkehr</strong>sflugzeuge<br />
6.1 DLR-DLH Überflugmessungen mit Airbus A319; Cochstedt 2001<br />
6.1.1 Einführung<br />
In einer gemeinsamen Aktion vom DLR und der Deutschen Lufthansa und mit Unterstüt<strong>zu</strong>ng<br />
durch die Firmen Airbus und CMFI wurde ein Airbus A319 auf Vorschlag und nach Angaben<br />
des DLR von der Lufthansa Technik im Hinblick auf verminderte Geräuschabstrahlung umgerüstet<br />
und die damit erzielten Ergebnisse im Flugversuch ermittelt.<br />
Bild 48: Messflug über dem Mikrofonarray bestehend aus 238 Mikrofonen, ausgebreitet auf<br />
einer Kreisfläche mit einem Durchmesser von 26 m.<br />
Hintergrund dieser gemeinsamen Anstrengung war, dass die steigende Zahl von Flugbewegungen<br />
und die erwartete Verschärfung der Immissionsgrenzwerte in Deutschland <strong>zu</strong>r Nut<strong>zu</strong>ng<br />
aller verfügbaren Potenziale der Lärmminderung für die bestehende Flotte zwingen.<br />
Der „Lärmteppich“ im An- und Abflugbereich von Flughäfen wird bestimmt von der Schallabstrahlung<br />
der Triebwerke und vom Umströmungsgeräusch der Flugzeugzelle. Sollen Maßnahmen<br />
<strong>zu</strong>r Minderung des Lärms am Boden ergriffen werden, kommt es darauf an, die jeweils<br />
lauteste Lärmquelle im Sinn einer Minderung <strong>zu</strong> beeinflussen. Dies ist beim Start das<br />
Triebwerk, während im Landeanflug die Lärmbeiträge vom Triebwerk und von der Umströmung<br />
der Zelle bei heutigen Flugzeugen etwa gleich groß sind. Die entscheidenden Beiträge<br />
<strong>zu</strong>m Triebwerkslärm liefern Fan, Freistrahl, Brennkammer und Turbine, beim Umströmungslärm<br />
sind dies die Fahrwerke und Hochauftriebssysteme, aber auch überströmte Öffnungen<br />
in verschiedensten Bauteilen.<br />
Die Umset<strong>zu</strong>ng der in nationalen und internationalen Forschungsprogrammen gewonnenen<br />
Erkenntnisse <strong>zu</strong>r lärmarmen Auslegung von Triebwerk und Zelle lassen bei neuen Flugzeugen<br />
eine deutliche Lärmminderung erwarten. Ein Teil der gefundenen Maßnahmen <strong>zu</strong>r Minderung<br />
an der Quelle lässt sich aber auch schon an bestehendem Fluggerät durch Nachrüstung<br />
realisieren. Hier<strong>zu</strong> gehören Verbesserungen an der konstruktiven Detailgestaltung bei<br />
Fahrwerken, Flügeln und Klappensystemen der Airbus Flugzeuge A321/320/319 <strong>zu</strong>r Beseitigung<br />
von tonalen Geräuschen infolge der Überströmung von Löchern und Hohlräumen in<br />
den Tragflächen und bei Bolzen in Fahrwerksgelenken oder bei der Umströmung der Klappenseitenkanten.<br />
Während diese nachrüstbaren Maßnahmen auf eine Lärmminderung vor allem im Landeanflug<br />
abzielen, kann der Strahllärm beim Start/Abflug durch Einsatz von „Chevron“ Düsen<br />
43
eduziert werden. Auch die Entfernung eines ungeeigneten Schalldämpfers direkt vor dem<br />
Fanrotor wird als Lärmminderungsmaßnahme diskutiert.<br />
Weitergehende Maßnahmen erfordern dagegen die Neuentwicklung von Komponenten und<br />
sind damit nicht unmittelbar in vorhandene Flugzeuge <strong>zu</strong> integrieren. Da<strong>zu</strong> gehören Triebwerksgondeln<br />
mit verbesserten Schalldämpfern oder Modifikationen am Vorflügelhaltesystem.<br />
6.1.2 Modifikationen am Airbus A319<br />
Auf Vorschlag des DLR und in Absprache mit Airbus und CFMI, wurden <strong>zu</strong>r Lärmminderung<br />
an einer A319 geeignete konstruktive Modifikationen an den oben genannten Flugzeug- und<br />
Triebwerkskomponenten durch die Lufthansa Technik vorgenommen. Die folgenden Modifikationen<br />
an der Zelle zielten <strong>zu</strong>nächst auf die Beseitigung von Tönen durch überströmte Öffnungen<br />
(Dobrzynski & Michel [156], Pott-Pollenske et al [146]):<br />
1.<br />
2.<br />
3.<br />
4.<br />
5.<br />
Einbau von Wirbelgeneratoren vor den Öffnungen der Tanküberdruckventile.<br />
Verschluss von Hohlbolzen an den Fahrwerken.<br />
Verschluss von Drainagelöchern an der Flügelunterseite.<br />
Weitere Modifikationen sollten die breitbandigen Rauschquellen an den Hochauftriebssystemen<br />
verringern:<br />
Abkleben der Slattrack-Öffnungen.<br />
Ausfüllen des Hohlraumes an der Klappenseitenkante mit porösem Schaumstoff.<br />
Zusätzlich wurde eines der beiden Triebwerke modifiziert durch (Dobrzynski & Michel [156],<br />
Siller & Michel [157])<br />
6. Konstruktion, Fertigung und Montage einer gezahnten (Chevron-) Düse für den Primärstrahl<br />
des Triebwerks (Bild 49). Ziel war die Minderung des Freistrahl-Mischungslärms.<br />
7. Abklebung eines Schalldämpfers im Fan-Casing („casing liner“). Diese von Snecma<br />
vorgeschlagene Modifikation sollte die nachteilige Wirkung von Stegen in den Schalldämpfern<br />
auf den Fanlärm beseitigen.<br />
Bild 49: Die gezahnte Düse („Chevron-Düse“) <strong>zu</strong>r Verminderung des Strahllärms.<br />
6.1.3 Ergebnisse der Überflugversuche<br />
Das Geräuschminderungspotenzial dieser Maßnahmen wurde im Rahmen vergleichender<br />
Überflugmessungen auf dem Flughafen Cochstedt in Sachsen-Anhalt ermittelt. Hier<strong>zu</strong> wur-<br />
44
den Überflüge bei unterschiedlichen Flugzeugkonfigurationen und Fluggeschwindigkeiten<br />
durchgeführt. Um das Potenzial der Lärmminderung nachrüstbarer Maßnahmen an den<br />
Hochauftriebsklappen <strong>zu</strong> quantifizieren, wurden Überfluglärmmessungen auch bei reduzierter<br />
Triebwerksdrehzahl (flight-idle) und eingezogenen Fahrwerken durchgeführt. Zur Dokumentation<br />
der durch die Modifikationen am Triebwerk erzielbaren Lärmminderungen wurden<br />
Vergleichsflüge durchgeführt in denen jeweils ein Triebwerk unter Volllast und das andere im<br />
Leerlauf (flight idle) betrieben wurde. Die Schallemission der beiden Triebwerke konnte <strong>zu</strong>sätzlich<br />
durch Einsatz eines 26 m großen Mikrofonarrays (Bild 48) verglichen werden.<br />
6.1.3.1 Beseitigung von Heultönen durch überströmte Öffnungen<br />
Das am meisten beeindruckende Ergebnis war die erfolgreiche Unterdrückung der Tonentstehung<br />
an den überströmten Druckausgleichsöffnungen auf der Tragflächenunterseite bei<br />
Frequenzen von 529 Hz und 578 Hz. Dies wurde durch Anbringung eines kleinen Wirbelgenerators<br />
jeweils unmittelbar vor den Öffnungen erreicht (Bild 50). Die Emissionsorte der Töne<br />
sind in dem aus einer Entfernung von 268 m von dem Mikrofonarray ermittelten Bild 51<br />
deutlich <strong>zu</strong> erkennen.<br />
Bild 50: Wirbelgenerator stromauf der Öffnungen der Tanküberdruckventile auf der Tragflächenunterseite.<br />
Bild 51: Von den Öffnungen der Tanküberdruckventile auf der Flügelunterseite erzeugte<br />
Töne bei 529 Hz und 578 Hz (vom Mikrofonarray aus 268 m Entfernung „gesehen“).<br />
Bild 52 zeigt beim Überflug aufgenommenen Schalldruckspektren ohne und mit Wirbelgeneratoren.<br />
Deutlich <strong>zu</strong> sehen sind die beiden Frequenzspitzen bei 529 Hz und 578 Hz, die<br />
durch das Anbringen der Wirbelgeneratoren beseitigt werden. Dadurch sinkt der maximale<br />
A-bewertete Überfluglärmpegel um bis <strong>zu</strong> 6 dB(A), wenn das Flugzeug in seiner Reisekonfi-<br />
45
guration bei reduzierter Triebwerksdrehzahl („flight-idle“) fliegt. Es sei angemerkt, dass -6 dB<br />
einer Viertelung der emittierten Schallleistung entspricht. Außerdem sinkt die subjektive Lästigkeit<br />
des Flugzeuggeräusches deutlich. Bei der Beurteilung der Lästigkeit ist auch <strong>zu</strong> berücksichtigen,<br />
dass in größerer Entfernung vom Flughafen – also bei entsprechend größerer<br />
Flughöhe – die absoluten Lärmpegelwerte zwar relativ niedrig sind, die Einwirkdauer jedoch<br />
gleichzeitig ansteigt.<br />
Bild 52: Schalldruckspektren beim Überflug einer A319 ohne („standard“) und mit Wirbelgeneratoren<br />
(„modified“).<br />
Die Lärmminderung durch Beseitigung dieser Töne ist geringer, wenn andere Lärmquellen<br />
am Flugzeug lauter werden. Dies ist beispielsweise beim Start der Fall. Auch hier treten die<br />
Heultöne am unmodifizierten Flugzeug mit fast gleichem Pegel auf. Wegen der sehr viel größeren<br />
Triebwerksgeräusche führt die Beseitigung der tonalen Quellen beim Start nur <strong>zu</strong> einer<br />
Pegelminderung von 0,2 dB(A). Im Verlauf des Steigfluges nach dem Start wirkt sich die<br />
Beseitigung der Töne noch in einer Lärmminderung von 0,6 dB(A) aus.<br />
Im Landeanflug sind die Klappen sehr viel weiter ausgefahren, wodurch sich der Tonpegel<br />
wegen der veränderten Flügelumströmung reduziert. Gleichzeitig erhöht sich das Gesamtgeräusch<br />
durch <strong>zu</strong>sätzliche Fahrwerksgeräusche und höhere Triebwerksgeräusche. Damit ist<br />
die erzielte Lärmminderung durch Beseitigung der Töne von überströmten Druckausgleichsöffnungen<br />
auf der Tragflächenunterseite zwar im weiteren Anflugbereich und im gesamten<br />
Abflugbereich von Bedeutung, nicht jedoch für den typischen Endanflug vor der Landung.<br />
6.1.3.2 Reduzierung des Strahllärms durch Chevrondüse<br />
Lufthansa-Technik baute nach Vorgaben des DLR eine gezahnte (Chevron) Düse, mit der<br />
eines der beiden Triebwerke ausgerüstet wurde. Ähnliche gezahnte Düsen wurden in den<br />
vergangenen Jahren in England und den USA ausführlich untersucht, Flugversuche mit einem<br />
CFM56-Triebwerk fanden jedoch noch nicht statt. Die Anbringung der Chevron-Düse an<br />
der Primärdüse brachte die für dieses Triebwerk erwartete Lärmminderung im Bereich von<br />
etwa 1 dB(A). Eine Lärmminderung um 1 dB mag gering erscheinen, wenn aber der gesamte<br />
vom Flugzeug emittierte Lärm um 1 dB gesenkt werden könnte, würde sich die Größe des<br />
Fluglärmteppichs um etwa 20% verringern, wie Rechnungen mit dem Fluglärmprognoseverfahren<br />
des DLR zeigen.<br />
Minderungen in der Größenordnung von 2 dB(A) sind bei dem wesentlich schubstärkeren<br />
CFM56-Triebwerk für die A321 <strong>zu</strong> erwarten. Da ein großer Anteil des Strahllärms am A319-<br />
46
Triebwerk vom Nebenstrom erzeugt wird, kann die Lärmminderung von etwa 3 dB(A) (Halbierung<br />
der Schallleistung) nur durch Chevrons an beiden Düsen erreicht werden.<br />
Bei der in Bild 49 gezeigten getesteten Düse wurden auf einem Prüfstand der Lufthansa<br />
Technik eine Erhöhung des spezifischen Treibstoffverbrauchs zwischen 0,1% und 0,7% ermittelt,<br />
bei einer Erhöhung des Schubes um 0,2%.<br />
6.1.3.3 Reduktion des Fanlärms durch Abkleben des „Casing Liners“<br />
Der sogenannte Casing Liner befindet sich unmittelbar stromauf des Fan-Rotors und ist etwa<br />
10 cm lang. Er besteht bedingt durch seine Fertigung aus mehreren, hier zwölf, Umfangsegmenten.<br />
An dieser Umfangs-Diskontinuität wird das vom Rotor bzw. das von der Rotor-<br />
Stator-Wechselwirkung erzeugte und stromauf abgestrahlte Geräusch gestreut. Das kann<br />
<strong>zu</strong>r Folge haben, dass räumliche Schwingungsformen der Druckschwankungen („akustische<br />
Kanalmoden), die sich normalerweise nicht als Schall durch den Triebwerkskanal ausbreiten<br />
können, durch die Streuung an den Liner-Segmenten ausbreitungsfähig werden und <strong>zu</strong>m<br />
Fernfeldschall beitragen.<br />
Eine Auswertung der Schalldruckspektren der beiden Triebwerke mit dem Mikrofonarray<br />
zeigt, dass der bei der Blattfolgefrequenz emittierte Ton im Landeanflug nach Überkleben<br />
des Casing-Liners um 3 bis 10 dB sinkt. Dies wirkt sich auf den Gesamtlärm des Flugzeuges<br />
zwar nur in Bruchteilen eines Dezibel aus, jedoch sinkt wegen der geringeren Tonhaltigkeit<br />
auch die Lästigkeit der Geräusche. Diese Maßnahme war vom Triebwerkhersteller Snecma<br />
vorgeschlagen worden und wird bei neueren Triebwerken bereits werksseitig berücksichtigt.<br />
6.1.3.4 Einfluss des Buzz-Saw Noise<br />
Ein nicht überraschendes Ergebnis der Messungen ist, dass der Startlärm des Triebwerks in<br />
Flugrichtung und <strong>zu</strong>r Seite vom sogenannten Kreissägengeräusch dominiert wird, das eine<br />
akustische Folge der Verdichtungsstöße an den Rotorschaufeln des Fans bei Drehzahlen im<br />
Start und Steigflug ist und auch vom Anstellwinkel des Flugzeugs abhängt. Die Testflüge<br />
ergaben überraschend, dass sich die beiden Triebwerke in ihrem buzz-saw noise sehr stark<br />
unterscheiden. Eine wesentliche Senkung der Triebwerksgeräusche am CFM56-Triebwerk<br />
ist daher nur erreichbar, wenn der buzz-saw noise deutlich verringert wird. Dies erfordert<br />
aber die Entwicklung eines neuen Triebwerkeinlaufs unter Nut<strong>zu</strong>ng der neuesten Erkenntnisse<br />
der Forschung (Siller & Michel [157]).<br />
6.1.3.5 Reduzierung des Breitbandlärms der Hochauftriebshilfen<br />
Die Messkampagne ermöglichte dem DLR auch eine Untersuchung von Maßnahmen <strong>zu</strong>r<br />
Minderung des breitbandigen Lärms (Rauschen) bei der Umströmung der Vorflügelhaltersysteme<br />
und Landeklappenseitenkanten. Diese Maßnahmen führten <strong>zu</strong> einer Minderung<br />
des Umströmungsgeräusches der Klappensysteme um 1 bis 2 dB, die allerdings nur bei<br />
Triebwerksleistung „flight idle“ und eingefahrenen Fahrwerken <strong>zu</strong> realisieren sind. Hinsichtlich<br />
des Gesamtschallpegels im Landeanflug der A319 konnte mit diesen Maßnahmen jedoch<br />
keine messbare Lärmminderung erreicht werden. Die Messkampagne hat aber gezeigt,<br />
dass Modifikationen dieser Art bei der Entwicklung <strong>zu</strong>künftiger lärmarmer <strong>Verkehr</strong>sflugzeuge<br />
unabdingbar sind: Dann nämlich, wenn es gelungen ist die Triebwerks- und Fahrwerksgeräusche<br />
ab<strong>zu</strong>senken.<br />
6.1.3.6 Weitere Maßnahmen<br />
Das Verschließen von Drainageöffnungen an den Flügeln und von hohlen Gelenkbolzen an<br />
den Fahrwerken hat die Tonhaltigkeit der Geräusche verringert. Der Einfluss auf den gemessenen<br />
Gesamtpegel ist allerdings kaum messbar.<br />
6.1.4 Bewertung der Ergebnisse<br />
Die Umset<strong>zu</strong>ng von Forschungserkenntnissen in die Serienfertigung ist bei einem Flugzeug<br />
47
allerdings ein zeitaufwändiger Vorgang, da hier nicht nur der Lärm, sondern auch die Aspekte<br />
der Haltbarkeit, Wartung, und vor allem die der Sicherheit berücksichtigt werden müssen.<br />
Die getestete Modifikation am Schalldämpfer des Triebwerks ist bereits in neueren Triebwerken<br />
berücksichtigt. Eine gezahnte Düse wird für schubstärkere Varianten untersucht und als<br />
eine Maßnahme <strong>zu</strong>r Erfüllung der neuen Schallgrenzwerte in neuere Triebwerke der Airbus<br />
A321 eingebaut (nur Primärdüse).<br />
Technisch umsetzbare Maßnahmen <strong>zu</strong>r Minderung der untersuchten Umströmungslärmquellen<br />
an den Tragflügeln künftiger Flugzeuge werden <strong>zu</strong>r Zeit in dem europäischen Forschungsprogramm<br />
SILENCE(R) untersucht. Zur der Beseitigung der „Flügeltöne“ wird hierbei<br />
eine technisch andere (auch <strong>zu</strong>r Nachrüstung geeignete) Lösung verfolgt, die in Abschnitt<br />
6.3 Bild 54 (Typ AT) genauer beschrieben wird.<br />
6.2 DLR-DLH Überflugmessungen mit Boeing MD-11; Schwerin-Parchim 2002<br />
6.2.1 Einleitung<br />
Im Auftrag der Deutschen Lufthansa AG wurden vom DLR im Rahmen des Projekts „Leises<br />
Flugzeug“ Überflugmessungen an einem Frachtflugzeug vom Typ Boeing MD-11 mit CF6-<br />
80C2 Triebwerken durchgeführt. Zwei Teams des DLR waren an den Messungen beteiligt:<br />
Das DLR-Institut für Aerodynamik und Strömungstechnik, Abt. Technische Akustik führte<br />
Messungen mit Einzelmikrofonen im Fernfeld durch <strong>zu</strong>r Bestimmung der lateralen Richtcharakteristik<br />
der Schallemission (Gehlhar et al. [158]) und das DLR-Institut für Antriebstechnik,<br />
Abt. Triebwerksakustik die Schallquellenortung mit Hilfe eines Mikrofonarrays (Zwiener &<br />
Siller [159], Siller et al [160]). Das Array bestand aus 240 Mikrofonen, die auf einer Kreisfläche<br />
von 32 m angeordnet waren. Die Messungen fanden im September 2002 am Flughafen<br />
Schwerin-Parchim (Baltic Airport) statt.<br />
Die Boeing MD-11 wird von der Lufthansa vor<strong>zu</strong>gsweise als Frachtflugzeug eingesetzt und<br />
fliegt als solches häufig in den Tagesrandzeiten oder nachts. Aus diesem Grund ist gerade<br />
für diesen Flugzeugtyp eine Geräuschminderung durch Nachrüstmaßnahmen oder akustisch<br />
günstigere Flugverfahren von besonderem Interesse. Neben der Schallabstrahlung beim<br />
Start interessierte vor allem das Potenzial der Lärmminderung beim Landeanflug durch verschiedene<br />
Anflugkonfigurationen, speziell die unterschiedliche Kombination von Landeklappenausschlag<br />
und Triebwerksleistung oder auch verschiedene Triebwerksleistungen für das<br />
Hecktriebwerk einerseits und die Triebwerke unter den Tragflächen andererseits.<br />
Hintergrund dieser Überlegungen sind u.a. Erkenntnisse aus europäischen Forschungsprogrammen,<br />
in denen gezeigt wurde, dass z.B. durch Schallreflexion an den Tragflächen-<br />
und Landeklappenunterseiten die Lärmabstrahlung der unter den Tragflächen installierten<br />
Triebwerke höher sein kann als die der am Heck angeordneten Triebwerke. Weiterhin besteht<br />
ein komplexer Zusammenhang zwischen dem Anstellwinkel der Landeklappen, dem<br />
Triebwerksschub und dem resultierenden Gesamtgeräuschpegel. Wird z.B. der volle Klappenausschlag<br />
für eine Landung nicht benötigt (geringe Landemasse oder hohe Luftdichte),<br />
so wird bei geringerem Klappenausschlag der Widerstand des Flugzeugs geringer und damit<br />
eine Absenkung der Triebwerksleistung möglich. Gleichzeitig könnte jedoch <strong>zu</strong>m Erreichen<br />
des nötigen Auftriebs eine höhere Anfluggeschwindigkeit erforderlich sein, so dass am Ende<br />
zwar der Triebwerkslärm absinken der Zellenlärm jedoch ansteigen würde. Es hängt daher<br />
vom Flugzeugtyp und seiner speziellen Lärmcharakteristik ab, ob ein geringerer Klappenausschlag<br />
letztlich <strong>zu</strong> einer Absenkung der Lärmimmission führen kann.<br />
6.<strong>2.2</strong> Messprogramm<br />
Das Messprogramm umfasste insgesamt 41 Überflüge, 12 davon simulierte Landeanflüge, 8<br />
simulierte Starts sowie 21 Überflüge mit den Triebwerken in „flight idle“ <strong>zu</strong>r Untersuchung<br />
von Umströmungsgeräuschquellen. Nur über die Untersuchung verschiedener Landekonfigurationen<br />
wird in diesem Abschnitt berichtet.<br />
48
Bei der Durchführung simulierter Landungen sollten bei einem Gleitwinkel von 3° eine Überflughöhe<br />
von 600 ft über der Messstelle erreicht werden. Für die folgenden 4 Konfigurationen<br />
galt es den möglichen Einfluss auf den Fernfeldlärm <strong>zu</strong> quantifizieren:<br />
Konf. 1: Referenzkonfiguration; 35° Klappenwinkel; alle drei Triebwerke bei 68-70% N1;<br />
Fluggeschwindigkeit 168 kts. Diese Konfiguration wird üblicherweise bei der Landung<br />
geflogen (N1 = Drehzahl des Triebwerk-Fans; N1 = 100% entspricht einer<br />
Drehzahl von 3280/min).<br />
Konf. 2: 35° Klappenwinkel; reduzierte Drehzahl der Tragflächentriebwerke (N1 = 63%) und<br />
erhöhte (10%) Drehzahl des Hecktriebwerks (N1 = 73%); Fluggeschwindigkeit ca.<br />
167 kts.<br />
Konf. 3: 28° Klappenwinkel; alle Triebwerke bei N1 = 65%; Fluggeschwindigkeit ca. 171 kts.<br />
Konf. 4: Zertifizierungskonfiguration; 50° Klappenwinkel; alle Triebwerke bei N1 = 74-75%;<br />
Fluggeschwindigkeit ca. 163 kts. Diese Konfiguration wird nur bei sehr kurzen oder<br />
rutschigen Landebahnen geflogen.<br />
In allen Fällen waren die Fahrwerke und die Vorflügel (slats) ausgefahren. Aus Gründen der<br />
statistischen Absicherung der Messergebnisse waren für jede Konfiguration 3 Überflüge vorgesehen.<br />
6.2.3 Ergebnisse<br />
Die bei den Überflügen ermittelten Schmalbandspektren wurden von zwei tonalen Komponenten<br />
dominiert. Eine davon ist die Blattpassierfrequenz der Tragflächentriebwerke, deren<br />
Pegel stark drehzahlabhängig ist und unterhalb von N1 = 61% völlig verschwindet. Dies ist<br />
offensichtlich auf einen cut-off Effekt <strong>zu</strong>rück<strong>zu</strong>führen, d.h. die Blattpassierfrequenz wird bei<br />
dieser niedrigen Drehzahl als eine nicht-ausbreitungsfähige akustische Kanalmode angeregt,<br />
die nicht ins Fernfeld abgestrahlt wird.<br />
Im normalerweise geflogenen Betriebsmodus laufen alle drei Triebwerke bei derselben<br />
Drehzahl, die aber höher liegt als N1 = 61%, d.h. die Blattpassierfrequenz ist dominant. Niedrigere<br />
Drehzahlen lassen sich für die Tragflächentriebwerke nur dann realisieren, wenn der<br />
fehlende Schub durch eine höhere Drehzahl des Hecktriebwerks ausgeglichen wird. Der ins<br />
Fernfeld abgestrahlte Pegel der Blattpassierfrequenz des Hecktriebwerks ist niedriger als der<br />
der beiden anderen wegen (1) des kleineren Eintrittsdurchmessers, (2) des längeren Triebwerkskanals<br />
und (3) der Abschirmwirkung durch den Flugzeugrumpf.<br />
Die zweite wichtige Tonkomponente tritt bei 786 Hz auf und wird vom Hauptfahrwerk abgestrahlt,<br />
sehr wahrscheinlich verursacht durch eine Hohlraumüberströmung. Ein solcher Erzeugungsmechanismus<br />
kann durch relativ einfache konstruktive Maßnahmen unterbunden<br />
werden, wie die Flugversuche von Cochstedt (s. Abschnitt 6.1) gezeigt haben.<br />
Bezüglich der A-bewerteten, integralen Gesamtschalldruckpegel LAZ ergaben die Überflugmessungen<br />
die in Bild 53 dargestellten Ergebnisse relativ <strong>zu</strong>r Referenzkonfiguration (Konf.<br />
1), wobei negative Werte für ∆LAZ eine Geräuschminderung bedeuten und positive einen<br />
Geräusch<strong>zu</strong>wachs. Für den Bereich unter der Flugbahn bezogen auf die Flughöhe 600 ft<br />
ergeben sich folgende Pegeldifferenzen:<br />
Konf. 1: 35° Klappenstellung, alle Triebwerke bei N1 =68 -70% (Referenzkonfiguration)<br />
Konf. 2: 35° Klappenstellung, Flächentriebwerke bei N1 =63%, Hecktriebwerk bei N1 =73%<br />
Lärmminderung: ∆LAZ ≈ -2,5 dB.<br />
Konf. 3: 28° Klappenstellung, alle Triebwerke bei N1 = 65%<br />
Lärmminderung: ∆LAZ ≈ -3,0 dB,<br />
Konf. 4: 50° Klappenstellung, alle Triebwerke bei N1 = 74-75%<br />
Lärmerhöhung: ∆LAZ ≈ +2,0 dB.<br />
49
Für die angegebenen Geräuschminderungswerte wurde jedoch nur ein Vertrauensbereich<br />
von ±0,5 dB angenommen weil wegen der <strong>zu</strong> geringen Anzahl von „gültigen“ Überflügen die<br />
statistische Absicherung der Messergebnisse un<strong>zu</strong>reichend ist. Die Interpretation sollte daher<br />
beschränkt bleiben auf das qualitative Ergebnis, der Bestätigung der erwarteten Lärmminderung<br />
durch geeignete Leistungsaufteilung zwischen den drei Triebwerken wie auch<br />
durch Reduktion des Landeklappenausschlags.<br />
Bild 53: Vergleich der korrigierten Pegeldifferenzen ∆LAZ,E,t für die unterschiedlichen Konfigurationen<br />
und für alle Mikrofone des Linien-Arrays (bezogen auf Konfiguration 1);<br />
nach Gehlhar et al [158].<br />
Die Messergebnisse der Überflugmessungen mit der MD-11 werden in dem Projekt FRE-<br />
QUENZ im Rahmen des deutschen Luftfahrtforschungsprogramms III weiter genutzt, um<br />
Konzepte für die praktische Umset<strong>zu</strong>ng der gefundenen Geräuschminderungsmaßnahmen<br />
<strong>zu</strong> entwickeln, die den operationellen und sicherheitstechnischen Erfordernissen des praktischen<br />
Betriebs gerecht werden.<br />
6.3 Überflugmessungen an einer Airbus A319; Parchim 2004<br />
Die zweite Messkampagne mit einer Airbus A319 der Deutschen Lufthansa fand im Rahmen<br />
des vom BMBF geförderten Verbundprojekts „Lärmoptimierte An- und Abflugverfahren“ (LAnAb)<br />
statt und diente in erster Linie der physikalischen Beschreibung und empirischen Modellierung<br />
der verschiedenen an einem <strong>Verkehr</strong>sflugzeug vorhandenen Geräuschquellen bei<br />
allen im Flugbetrieb vorkommenden Betriebs<strong>zu</strong>ständen (Neise [2]). Diese Flugtests wurden<br />
aber auch da<strong>zu</strong> genutzt, aus früheren Untersuchungen bekannte und verbesserte Geräuschminderungsmaßnahmen<br />
unter realistischen Bedingungen <strong>zu</strong> erproben. Da<strong>zu</strong> gehören<br />
insbesondere die aus den Cochstedt-Messungen (s. Abschnitt 6.1) bekannten Wirbelgeneratoren<br />
<strong>zu</strong>r Unterdrückung der Hohlraum-Töne.<br />
Zwei verschiedene Arten von Wirbelgeneratoren wurden eingesetzt, die in Bild 54 dargestellt<br />
sind. Der links abgebildet Typ AT wurde an der linken Tragfläche, der rechts abgebildete Typ<br />
<strong>AS</strong> an der rechten Tragfläche eingesetzt, jeweils stromauf der Öffnungen <strong>zu</strong> den Tank-<br />
Überdruckventilen.<br />
Bild 55 und Bild 56 zeigen die Schalldruckverteilungen an der A319 für die Terzbänder<br />
500 Hz und 630 Hz, in den die in Abschnitt 6.1 diskutierten Töne durch Überströmung von<br />
50
Hohlräumen liegen. Bis <strong>zu</strong> 10 dB Tonpegelminderung werden durch die Wirbelgeneratoren<br />
erreicht, wobei sich der Typ <strong>AS</strong> bei 500 Hz erfolgreicher zeigt und der Typ AT bei 630 Hz. Es<br />
ist <strong>zu</strong> vermuten, dass der Abstand zwischen Wirbelgenerator und Vorderkante der Öffnung,<br />
der hier nicht optimiert werden konnte, ein wichtiger Einflussparameter für die erzielbare Geräuschminderung<br />
ist. Der Typ AT dient Airbus als Muster für den Einsatz in ihren Flugzeugen.<br />
Typ AT Typ <strong>AS</strong><br />
Bild 54: Wirbelgeneratoren <strong>zu</strong>r Unterdrückung der Tonkomponenten durch Überströmen der<br />
Öffnungen <strong>zu</strong> den Tank-Überdruckventilen.<br />
Der Einfluss der Wirbelgeneratoren ist auch in den „entdopplerten“ Spektren für die Abstrahlwinkel<br />
60°, 90° und 120° deutlich <strong>zu</strong> erkennen (Bild 57). Besonders groß ist ihre Wirkung<br />
bei den Landeanflug-Konfigurationen ECAM 1 und ECAM 2, bei denen die Hohlraumtöne<br />
praktisch vollständig unterdrückt werden. „Entdopplert“ bedeutet, dass die durch die<br />
Bewegung des Flugzeugs entstehenden Frequenzverschiebungen, d.h. der Doppler-Effekt,<br />
aus den Spektren herausgerechnet wurde.<br />
Bild 58 zeigt die Spektren für den Fall Reiseflugkonfiguration mit Wirbelgeneratoren in vergrößertem<br />
Maßstab. Neben den Hohlraumtönen zwischen 500 und 600 Hz treten weiter tonale<br />
Komponenten zwischen 800 und 2000 HZ auf, die weit aus dem Breitbandgeräusch<br />
herausragen. Durch die detaillierte Bestimmung von Schallquellenverteilungen bei all diesen<br />
Frequenzen wurde nachgewiesen, dass sie in unmittelbarer Nähe der Triebwerke entstehen.<br />
Andererseits ändern sich die Frequenzen dieser Töne praktisch überhaupt nicht mit der<br />
Triebwerksdrehzahl. Inspektion der Triebwerksgondeln (Bild 59) ergab, dass sich im vorderen<br />
Bereich Öffnungen der Enteisungsanlage für die Triebwerke befinden, die mit großer<br />
Wahrscheinlichkeit für die Entstehung der genannten Tonkomponenten verantwortlich sind.<br />
Es ist davon aus<strong>zu</strong>gehen, dass sich auch diese Töne durch geeignete Wirbelgeneratoren<br />
vermeiden lassen.<br />
51
Mit Wirbelgeneratoren Ohne Wirbelgeneratoren<br />
Bild 55: Schallquellenverteilung der A319 bei 500 Hz; Fahrwerke eingezogen.<br />
Oben: Reiseflugkonfiguration.<br />
Mitte: Konfiguration ECAM 1 (Slat 18°, Flap 0).<br />
Unten: Konfiguration ECAM 2 (Slat 22°, Flap 15°).<br />
52
Mit Wirbelgeneratoren Ohne Wirbelgeneratoren<br />
Bild 56: Schallquellenverteilung der A319 bei 630 Hz; Fahrwerke eingezogen.<br />
Oben: Reiseflugkonfiguration.<br />
Mitte: Konfiguration ECAM 1 (Slat 18°, Flap 0°).<br />
Unten: Konfiguration ECAM 2 (Slat 22°, Flap 15°).<br />
53
PSD<br />
PSD<br />
PSD<br />
80<br />
70<br />
60<br />
50<br />
40<br />
30<br />
20<br />
80<br />
70<br />
60<br />
50<br />
40<br />
30<br />
20<br />
10 2<br />
10 2<br />
80<br />
70<br />
60<br />
50<br />
40<br />
30<br />
20<br />
10 2<br />
60°<br />
90°<br />
120°<br />
60°<br />
90°<br />
120°<br />
60°<br />
90°<br />
120°<br />
60°<br />
90°<br />
120°<br />
Mit Wirbelgeneratoren Ohne Wirbelgeneratoren<br />
60°<br />
90°<br />
120°<br />
60°<br />
90°<br />
120°<br />
10 3<br />
f[Hz]<br />
10 3<br />
f[Hz]<br />
10 3<br />
f[Hz]<br />
10 4<br />
10 4<br />
Bild 57: „Entdopplerte“ Schalldruckspektren der A319 für verschiedene Abstrahlwinkel.<br />
Fahrwerke eingezogen.<br />
Oben: Reiseflugkonfiguration.<br />
Mitte: Konfiguration ECAM 1 (Slat 18°, Flap 0°).<br />
Unten: Konfiguration ECAM 2 (Slat 22°, Flap 15°).<br />
PSD<br />
80<br />
70<br />
60<br />
50<br />
40<br />
30<br />
20<br />
10 2<br />
60°<br />
90°<br />
120°<br />
60°<br />
90°<br />
120°<br />
10 4<br />
PSD<br />
PSD<br />
PSD<br />
80<br />
70<br />
60<br />
50<br />
40<br />
30<br />
20<br />
80<br />
70<br />
60<br />
50<br />
40<br />
30<br />
20<br />
80<br />
70<br />
60<br />
50<br />
40<br />
30<br />
20<br />
10 2<br />
10 2<br />
10 2<br />
f[Hz]<br />
Bild 58: „Entdopplerte“ Schalldruckspektren der A319 für verschiedene Abstrahlwinkel; Reiseflugkonfiguration,<br />
mit Wirbelgeneratoren an den Öffnungen der Überdruckventile.<br />
54<br />
10 3<br />
60°<br />
90°<br />
120°<br />
60°<br />
90°<br />
120°<br />
60°<br />
90°<br />
120°<br />
60°<br />
90°<br />
120°<br />
60°<br />
90°<br />
120°<br />
60°<br />
90°<br />
120°<br />
10 3<br />
f[Hz]<br />
10 3<br />
f[Hz]<br />
10 3<br />
f[Hz]<br />
10 4<br />
10 4<br />
10 4<br />
10 4
Bild 59: Öffnungen der Enteisungsanlage an der Triebwerksgondel des Airbus A319.<br />
6.4 Quiet Technology Demonstrator Program der USA<br />
6.4.1 Versuchsprogramm<br />
In den USA wurden im Rahmen des Quiet Technology Demonstrator 2 (QTD2) Program von<br />
den Partnern Boeing Commercial Airplanes, General Electric, Goodrich Corporation, All Nippon<br />
Airlines, und N<strong>AS</strong>A Überflugmessungen mit einer Boeing 777-300ER mit GE90-115B<br />
Triebwerken durchgeführt, um die Wirksamkeit verschiedener Geräuschminderungsmaßnahmen<br />
<strong>zu</strong> demonstrieren (Herkes, Olsen & Ullenberg [161]). Diese Untersuchung ist eine<br />
Fortführung der früheren Flugversuche QTD1, bei denen Rolls-Royce Triebwerke <strong>zu</strong>m Einsatz<br />
kamen (Bartlett et al [162]). Zu den getesteten Maßnahmen zählten eine verbesserte,<br />
akustisch gleichförmige Auskleidung der Triebwerksgondel ohne Zwischenstege in Umfangsrichtung<br />
(„zero-splice liner“ oder „spliceless liner“), d.h. ohne Diskontinuitäten der akustischen<br />
Wandimpedanz, eine akustisch bedämpfte Einlaufrundung der Gondel („acoustically<br />
treated nacelle inlet lip“), Chevrondüsen an der primär- und Sekundärdüse und strömungsgünstig<br />
ausgebildete Verkleidungen des Hauptfahrwerks, siehe Bild 60.<br />
Bild 60: Im QTD2-Programm gestestete Geräuschminderungsmaßnahmen (nach Herkes,<br />
Olsen & Ullenberg [161]).<br />
55
Die Überflugmessungen fanden bei der Montana Aviation Research Company (MARCO)<br />
Flughafen in St. Marie, Montana statt. Schallmessungen wurden mit einem am Boden angeordneten<br />
aus 614 Mikrofonen bestehenden Array und mit Einzelmikrofonen gemacht (Bild 61<br />
und Bild 62). Daneben wurde auch die Schallbelastung an der Kabinenaußenwand und in<br />
der Kabine selbst gemessen, darüber wird hier jedoch nicht berichtet.<br />
Bild 61: Anordnung der Bodenmikrofone bei den Flugtests im Rahmen des QTD2-<br />
Programms (nach Herkes, Olsen & Ullenberg [161]).<br />
Bild 62: QTD2-Programm: Versuchsflugzeug Boeing 777-300ER beim Überfliegen der Bodenmikrofone<br />
(nach Herkes, Olsen & Ullenberg [161]).<br />
6.4.2 Geräuschminderung durch einen verbesserten Triebwerkseinlauf<br />
Die Verbesserung des Triebwerkseinlaufs bestand aus den folgenden Elementen:<br />
• Einer homogenen akustischen Auskleidung des Triebwerkskanals („zero-splice liner“,<br />
Bild 63), mit einem DDOF-liner (s. Bild 26), der weit <strong>zu</strong>m Rotor hin in den Einlauf gezogen<br />
wurde und sich bis <strong>zu</strong>m lip-liner erstreckte.<br />
• Einer akustisch absorbierenden Einlaufdüse („lip-liner“, Bild 64), die ebenfalls als<br />
DDOF-liner ausgebildet war, aber eine insgesamt geringer Bautiefe hatte als die Kanalauskleidung<br />
und deshalb in einem höheren Frequenzbereich wirksam war.<br />
• Die Totaltemperatursonde („T12-Sonde", vgl. Abschnitt 4.2) wurde aus dem Einlauf<br />
entfernt.<br />
56
Bild 63: Vergleich des Standardeinlaufs (links) mit dem modifizierten Einlauf (rechts) des<br />
Versuchsflugzeugs Boeing 777-300ER mit GE90-115B Triebwerken (nach Yu &<br />
Nesbitt [136]).<br />
Bild 64: Akustisch ausgekleidete Einlaufdüse des Versuchsflugzeugs Boeing 777-300ER mit<br />
GE90-115B Triebwerken (nach Yu & Nesbitt [136]).<br />
Bild 65 zeigte einen Vergleich der nach vorn („forward arc“) abgestrahlten Überflugspektren,<br />
die bei „cut-back“-Triebwerksdrehzahl mit dem Standardeinlauf (Baseline) und dem verbesserten<br />
Einlauf (s.o.) gemessen wurden (Yu & Nesbitt [136]). Die Pegelminderung der beiden<br />
„Inlet Tones“ ist deutlich erkennbar. In Bild 65 sind die beiden Tonkomponenten nicht genau<br />
spezifiziert, jedoch wurde in dem Übersichtsartikel von Herkes, Olsen & Uellenberg [161] die<br />
Minderung des Blattpassierfrequenz mit 15 dB, die der übrigen Harmonischen als „significant“<br />
angegeben. Daraus kann man schließen, dass es sich bei den beiden Tönen in Bild 65<br />
um die einfache und doppelte Blattpassierfrequenz handelt.<br />
Die Wirkung der akustisch ausgekleideten Einlaufrundung allein ist in Bild 66 dargestellt<br />
(„forward arc“, „sideline“-Betriebs<strong>zu</strong>stand). Die Senkung der Tonkomponenten ist stark abhängig<br />
von der Frequenz und dem Abstrahlwinkel.<br />
Yu & Nesbitt [136] berichteten auch über eine Verminderung der buzz-saw Töne, die aber<br />
nur an Hand des Kabineninnengeräuschs diskutiert wurde.<br />
57
Bild 65: Vergleich der Überflugspektren mit Standardeinlauf („Baseline“) und akustisch verbessertem<br />
Einlauf (spliceless liner, inlet lip, T12-Sonde entfernt); cutback power setting;<br />
Boeing 777-300ER mit GE90-115B Triebwerken, (nach Yu & Nesbitt [136]).<br />
Bild 66: Einfluss der akustisch ausgekleideten Einlaufrundung (lip-liner) auf die nach vorn<br />
(„forward arc“) abgestrahlten Überflugspektren bei „sideline power setting“; Versuchsflugzeug<br />
Boeing 777-300ER mit GE90-115B Triebwerken (nach Yu & Nesbitt<br />
[136]).<br />
6.4.3 Geräuschminderung durch Chevron-Düsen<br />
Die Geräusch mindernde Wirkung der Chevrondüsen besteht in einer Änderung der Struktur<br />
der Freistrahlgrenzschicht, wie in Abschnitt 3.<strong>2.2</strong> dargelegt wurde. Durch den Eingriff der<br />
Chevrons in die Grenzschicht entstehen allerdings auch Strömungsverluste, die sich letztlich<br />
in einer – wenn auch geringen – Erhöhung des Treibstoffverbrauchs auswirken. Als Lösung<br />
dieser Problematik wurden u.a. von Calkins & Butler [163] verstellbare Düsenhinterkanten<br />
vorgeschlagen, so dass der Strömungseingriff nur in den akustisch kritischen Flug<strong>zu</strong>ständen<br />
in Bodennähe erfolgt und bei größeren Flughöhen vermieden werden kann. Die Aktuation<br />
der Chevrons kann auf unterschiedliche Art und Weise vorgenommen werden. In dem Beispiel<br />
von Calkins & Butler [163] geschah sie über Form-Gedächtnis-Legierungen („shape<br />
memory alloys“). Als weitere Neuerung gegenüber früher untersuchten Chevron-Düsen wurde<br />
von Nesbitt et al [164] eine über den Umfang ungleichförmige Zackenstruktur vorgeschla-<br />
58
gen, um der Tatsache Rechnung <strong>zu</strong> tragen, dass der Triebwerksstrahl im oberen Bereich<br />
seines Umfangs auf die Triebwerksaufhängung und ggf. die ausgefahrenen Hochauftriebshilfen<br />
trifft, hier also eine aerodynamische Wechselwirkung besteht, im unteren Teil jedoch<br />
nicht.<br />
Drei verschiedene Düsenkonfigurationen wurden bei den schon erwähnten Überflugmessungen<br />
mit der Boeing 777-300ER mit GE90-115B Triebwerken getestet:<br />
(1) Die Referenzkonfiguration ohne Chevrons.<br />
(2) Primärdüse mit Chevrons; Sekundärdüse mit über dem Umfang veränderlichen Chevrons,<br />
siehe Bild 67.<br />
(3) Primärdüse ohne Chevrons; Sekundärdüse mit über dem Umfang veränderlichen<br />
Chevrons.<br />
Bild 68 zeigt über den hinteren („aft arc“) und vorderen („forward arc“) Abstrahlbereich gemittelte<br />
Terzspektren für die Überflüge mit der Referenzkonfiguration (1) („Baseline“) und mit<br />
der unter (2) beschrieben Konfiguration. Auf der Abszisse sind nicht die Terzmittenfrequenzen<br />
angeben, sondern Band Nummern, wobei das Terzband 100 Hz der Band-Nr. 20 entspricht.<br />
Besonders bei tiefen Frequenzen, d.h. bis etwa Band 26/400 Hz, wurde eine Geräuschminderung<br />
von bis <strong>zu</strong> 2dB erreicht, ohne dass bei höheren Frequenzen eine Pegelanhebung<br />
<strong>zu</strong> verzeichnen wäre. Dieses Ergebnis wurde angesichts des großen Bypassverhältnisses<br />
des GE90-115B Triebwerks BPR ≅ 9 (der genaue Wert wird vom Hersteller General<br />
Electric nicht veröffentlicht). Wegen des Einsatzes der verstellbaren Chevrons konnte die<br />
Einbuße hinsichtlich des Startschubs auf weniger als 0,05% begrenzt werden.<br />
Bild 67: Boeing 777-300ER mit GE90-115B Triebwerken ausgerüstet mit Chevrons an der<br />
primär und Sekundärdüse (Konfiguration (2); nach Nesbitt et al [164]).<br />
59
Bild 68: Einfluss der Chevrondüsen auf die nach hinten (90-145° „Aft Arc“, oberes Diagramm)<br />
und nach vorn (40-90°„Forward Arc“, unteres Diagramm) abgestrahlten<br />
Überflugspektren bei „sideline power setting“; Versuchsflugzeug Boeing 777-300ER<br />
mit GE90-115B Triebwerken (nach Nesbitt et al [164]).<br />
6.4.4 Geräuschminderung durch Fahrwerksverkleidung<br />
Wegen der Dominanz anderer Umströmungsgeräuschquellen am Versuchsflugzeug konnte<br />
der Effekt der Verkleidungen am Hauptfahrwerk während der QTD2-Flugversuche messtechnisch<br />
nicht nachgewiesen werden.<br />
60
7 Bewertung der Umset<strong>zu</strong>ngsmöglichkeit untersuchter Geräuschminderungsmaßnahmen<br />
In den Kapiteln 4, 5 und 6 wurden Geräuschminderungsmaßnahmen für die Triebwerks- und<br />
Zellengeräusche vorgestellt und diskutiert, die nach der Meinung der Autoren prinzipiell auch<br />
für Nachrüstungen an bestehendem Fluggerät geeignet sind. Die dabei entstehenden Kosten<br />
wurden nicht berücksichtigt und konnten nicht berücksichtigt werden, weil weder die Betriebs-<br />
noch die Kostenstrukturen bei den Flugzeugherstellern oder Fluggesellschaften, noch<br />
konstruktive Einzelheiten und die Möglichkeit ihrer Änderung vom „grünen DLR-Tisch“ her im<br />
Detail beurteilt werden können. Insofern ist in der Frage der Nachrüstbarkeit durchaus mit<br />
unterschiedlichen Beurteilungen seitens der Hersteller und der Betreiber <strong>zu</strong> rechnen.<br />
Beispielsweise werden die in den QTD2-Überflugtests (Abschnitt 6.4) erfolgreich erprobten<br />
Geräuschminderungsmaßnahmen von den Autoren nicht auch für die Nachrüstung empfohlen,<br />
sondern für den Einsatz in <strong>zu</strong>künftigen Flugzeugen (Zitat: „These noise-reduction technologies<br />
are making Boeing’s newer airplanes significantly quieter for both passengers and<br />
the airport community“ [161]).<br />
Einige der vorgeschlagenen Änderungen sind jedoch zweifelsfrei technisch relativ einfach <strong>zu</strong><br />
realisieren, beispielsweise die Wirbelgeneratoren <strong>zu</strong>r Unterdrückung der Hohlraumresonanzen<br />
(Abschnitt 6.1.3.1), wo nur sehr kleine Bauteile von minimalem Gewicht an die Unterseite<br />
der Tragflügel geschraubt werden müssten. Obwohl diese Maßnahme seit Ende 2001<br />
bekannt ist, wird sie bis heute nicht im realen Flugbetrieb eingesetzt. Die Gründe dafür sind<br />
vermutlich wie folgt: Die technische Maßnahme ist in der Tat geringfügig, dennoch entstehen<br />
<strong>zu</strong>sätzliche Kosten durch die Herstellung und Montage der Wirbelgeneratoren, die Standzeit<br />
des Flugzeugs während der Umrüstung und durch die aus Sicherheitsgründen notwendige<br />
und vorgeschriebene Zertifizierung durch die Aufsichtsbehörde (Luftfahrtbundesamt). Lässt<br />
eine Fluggesellschaft solch eine Zertifizierung vornehmen, dann gilt diese nur für die Flugzeuge<br />
dieser Fluglinie, nicht etwa für alle Flugzeuge desselben Typs. Deshalb ist jede Fluglinie<br />
natürlich daran interessiert, dass der Hersteller die fragliche Änderung zertifizieren lässt.<br />
Da allerdings die hier angesprochenen „Lochtöne“ nur einen geringen Einfluss auf die Geräuschpegel<br />
unter den geltenden Lärm<strong>zu</strong>lassungsbedingungen haben (vgl. Abschnitt<br />
6.1.3.1), zeigt wiederum der Hersteller wenig Interesse an einer Nachrüstung. Wegen der<br />
deutlichen Tonpegelminderung im fernen Anflug hat sich der Hersteller Airbus dennoch entschlossen,<br />
neue Flugzeuge der A320-Familie mit Wirbelgeneratoren aus<strong>zu</strong>rüsten.<br />
Zusätzliche Kosten sind für jede Fluggesellschaft ein wirtschaftlicher Nachteil im harten Wettbewerb<br />
mit ihren Konkurrenten. Kosten für Geräusch mindernde Maßnahmen werden deshalb<br />
nur dann aufgebracht, wenn gesetzliche oder andere Vorschriften anders nicht ein<strong>zu</strong>halten<br />
sind oder andere wirtschaftliche Nachteile drohen, beispielsweise niedrigerer Wiederverkaufswert<br />
des Flugzeug, wenn eine nur geringe Marge („Margin“) gegenüber den ICAO-<br />
Geräuschgrenzwerten vorhanden ist, oder höhere Flughafennut<strong>zu</strong>ngsgebühren.<br />
Was am Beispiel der Wirbelgeneratoren diskutiert wurde, gilt in viel stärkerem Maße für aufwändigere<br />
und teurere Nachrüstungsmaßnahmen wie der Ersatz einer akustischen Triebwerksauskleidung<br />
durch neue und wirksamere Dämpfer.<br />
Die Schlussfolgerung aus den obigen Überlegungen ist, dass Nachrüstungsmaßnahmen <strong>zu</strong>r<br />
Geräuschminderung erst dann Aussicht auf Anwendung auf breiter Front haben, wenn für<br />
alle Fluglinien dieselben Randbedingungen oder Zwänge gegeben sind, entweder durch abgesenkte<br />
Lärmgrenzwerte, dies ist ein langwieriger und mühseliger Prozess in internationaler<br />
Abstimmung der ICAO, oder durch lokale Vorschriften der Flughäfen in Form von lärmabhängigen<br />
Flugkontingenten (z.B. Londoner Flughäfen) und/oder Start- und Landegebühren<br />
(z.B. Frankfurt). Ein starker Anreiz für die Fluggesellschaften, Geräusch mindernde Maßnahmen<br />
<strong>zu</strong> realisieren, wären erweiterte Betriebszeiten, z.B. Nachtfluggenehmigungen oder<br />
Flüge in den lärmkritischen Tagesrandzeiten für besonders leise Flugzeuge.<br />
61
8 Zusammenfassung<br />
Moderne Flugzeugkonzepte sind heute lärmoptimiert. Trotzdem zeigen sich im täglichen Betrieb<br />
durch Messungen der Flugmess-Anlagen an Flughäfen Lärmspitzen (z. B. im Anflug),<br />
die durch Ausschöpfung der technischen/-operationellen Möglichkeiten vermieden werden<br />
sollten. In dem vorliegenden Vorhaben werden neuere Geräuschminderungstechnologie<br />
daraufhin überprüft, ob sie sich unter Beachtung existierender Regelwerke auf bestehendes<br />
Fluggerät übertragen lassen und welches Lärmminderungspotenzial sich dabei ergibt.<br />
Nach einer Beschreibung der an heutigen <strong>Verkehr</strong>sflugzeugen beim Start und der Landung<br />
auftretenden aerodynamischen Schallquellen (Kapitel 2) wird in Kapitel 3 die Aeroakustische<br />
Theorie der Schallentstehung durch Strömungsvorgänge rekapituliert, die sowohl die Entstehung<br />
der Triebwerksgeräusche als auch die Entstehung des Zellengeräusche, d.h. die durch<br />
die Umströmung der Fahrwerke und Hochauftriebshilfen verursachten Anteile, beschreibt.<br />
In Kapitel 4 und Kapitel 5 werden experimentelle Untersuchungen <strong>zu</strong>r Entwicklung von Nachrüstmaßnahmen<br />
<strong>zu</strong>r Reduzierung der Triebwerks- bzw. der Umströmungsgeräusche (Zellenlärm)<br />
beschrieben und in Kapitel 6 die Ergebnisse von Flugversuchen <strong>zu</strong>r Verifizierung von<br />
Geräuschminderungsmaßnahmen, die <strong>zu</strong>vor bei Modell-, Prüfstands- oder Windkanalversuchen<br />
entwickelt wurden. In Tabelle 1 und Tabelle 2 sind die Ergebnisse aus den Kapiteln 4<br />
bis 6 <strong>zu</strong>sammenfassend aufgelistet. Die dort angegebenen Geräuschminderungswerte beziehen<br />
sich auf die jeweils angegebene Teilschallquelle, nicht auf das Flugzeuggesamtgeräusch.<br />
Es ist nicht möglich, das Lärmminderungspotenzial für das gesamte Flugzeug allgemein<br />
<strong>zu</strong> quantifizieren, weil die relative Bedeutung der Einzelschallquellen für das Gesamtgeräusch<br />
von Flugzeug <strong>zu</strong> Flugzeug variiert.<br />
Für die Charakterisierung des Fluglärms wird in der Regel der „Effective perceived noise<br />
level“ (EPNL) herangezogen. Dies ist ein Einzahlwert <strong>zu</strong>r Beschreibung des subjektiven Effekts<br />
von Fluglärm auf den Menschen. Er beinhaltet Korrekturen für die spektrale Verteilung<br />
des betreffenden Flugzeuggeräusches und seinen zeitlichen Verlauf beim Überflug [165]. Die<br />
Angabe des EPNL, bzw. Reduzierung des EPNL, ist nur für das Flugzeuggesamtgeräusch<br />
sinnvoll. Die Auswirkungen einer einzelnen Geräuschminderungsmaßnahme auf den EPNL<br />
sind je nach der relativen Bedeutung der betreffenden Geräuschquelle von Flugzeug <strong>zu</strong><br />
Flugzeug verschieden und können deshalb nicht allgemein angegeben werden. Aus diesem<br />
Grund ist dies in dem vorliegenden <strong>Bericht</strong> auch nicht geschehen.<br />
Es sei hier angemerkt, dass in einem derzeit laufenden BMVBS-Folgeprojekt „Strategien <strong>zu</strong>r<br />
Lärmminderung an der Quelle unter Einschluss operationeller Möglichkeiten speziell für den<br />
Nachtflug“ [1] vorgesehen ist, neue Geräuschminderungstechnologien auf ausgewählte<br />
Flugzeugmuster <strong>zu</strong> übertragen und das damit erreichbare Geräuschminderungspotenzial für<br />
das Flugzeuggesamtgeräusch <strong>zu</strong> eruieren. Das schließt auch die Berechnung von EPNL-<br />
Werten und ihrer Reduzierung ein.<br />
Operationelle Verfahren sind neben den technologischen Geräuschminderungsmaßnahmen<br />
an der Quelle ein weiteres Mittel <strong>zu</strong>r Fluglärmreduzierung. Die in Abschnitt 6.2 beschriebenen<br />
Überflugmessungen mit einer Boeing MD-11 ergaben ein Geräuschminderungspotenzial<br />
von ca. 5dB gegenüber der Zertifizierungskonfiguration durch veränderte Triebwerks- und<br />
Klappenstellungen. Das in Kürze ab<strong>zu</strong>schließende BMBF-Vorhaben „Lärmoptimierte An- und<br />
Abflugverfahren“ (s. Neise [2]) wird weitere Hinweise auf geeignete Flugverfahren für andere<br />
Flugzeugmuster zeitigen.<br />
Die Umset<strong>zu</strong>ng von Geräusch mindernden Nachrüstmaßnahmen in existierendes Fluggerät<br />
verursacht naturgemäß <strong>zu</strong>sätzliche Kosten bei den Fluglinien und hängt deshalb entscheidend<br />
davon ab, dass abgesenkte Lärmgrenzwerte, internationale oder lokale, dies erzwingen<br />
und damit gleiche Randbedingungen für alle Fluglinien schaffen (Kapitel 7).<br />
62
Untersuchte Geräuschminderungsmaßnahme<br />
Vermeiden von Einlaufstörungen im Zuströmkanal<br />
Verbesserte Auskleidung der Triebwerksgondel<br />
ohne Stoßstellen in Umfangsrichtung<br />
(„zero-splice liners“)<br />
Akustische Bedämpfung der Einlaufrundung<br />
der Triebwerksgondel („lip liner“)<br />
Verbesserte Auskleidung der Triebwerksgondel<br />
ohne Stoßstellen in Umfangsrichtung<br />
(„zero-splice liners“) kombiniert mit<br />
akustischer Bedämpfung der Einlaufrundung<br />
der Triebwerksgondel<br />
Schalldämpfer auf der Abströmseite des<br />
Triebwerks <strong>zu</strong>r Reduzierung des Brennkammergeräusches<br />
Chevrondüse<br />
Tabelle 1:<br />
Zusammenfassung der beschriebenen Geräuschminderungsmaßnahmen für Triebwerke<br />
Geeignet für<br />
Nachrüstung /<br />
Neuflugzeug<br />
Nachrüstung +<br />
Neuflugzeug<br />
Nachrüstung +<br />
Neuflugzeug<br />
Nachrüstung +<br />
Neuflugzeug<br />
Nachrüstung +<br />
Neuflugzeug<br />
Nachrüstung +<br />
Neuflugzeug<br />
Nachrüstung +<br />
Neuflugzeug<br />
Erreichte<br />
Pegelminderung<br />
an der Einzelquelle<br />
Keine Zahlenwerte für Einzelmaßnahme<br />
bekannt, weil<br />
nur in Kombination mit anderen<br />
Maßnahmen untersucht.<br />
ca. 3 dB der nach vorn abgestrahlten<br />
Schallleistung<br />
Bis 5 dB Tonpegelreduzierung<br />
Bis 20 dB Tonpegelreduzierung<br />
bis <strong>zu</strong> 11 dB bei Leerlaufdrehzahl<br />
3-4 dB bei Lande-<br />
Betriebs<strong>zu</strong>stand<br />
Auswirkung auf<br />
Gesamtflugzeug /<br />
Umsetzbarkeit<br />
Umrüstungskosten durch Versetzen von<br />
Strömungssonden;<br />
keine erhöhten Betriebskosten;<br />
prinzipiell bei allen Flugzeugen einsetzbar<br />
Höhere Herstellungskosten bzw. Umrüstungskosten<br />
bei Nachrüstung;<br />
keine erhöhten Betriebskosten;<br />
prinzipiell bei allen Flugzeugen einsetzbar<br />
Höhere Herstellungskosten bzw. Umrüstungskosten<br />
bei Nachrüstung;<br />
leicht erhöhte Betriebskosten durch höhere<br />
Triebwerksmasse; es sind noch technische<br />
Probleme wegen Enteisung <strong>zu</strong> lösen;<br />
prinzipiell bei allen Flugzeugen einsetzbar<br />
Höhere Herstellungskosten bzw. Umrüstungskosten<br />
bei Nachrüstung;<br />
keine erhöhten Betriebskosten;<br />
prinzipiell bei allen Flugzeugen einsetzbar<br />
Höhere Herstellungskosten bzw. Umrüstungskosten<br />
bei Nachrüstung;<br />
leicht erhöhte Betriebskosten durch<br />
höhere Triebwerksmasse;<br />
prinzipiell bei allen Flugzeugen einsetzbar<br />
1 -3 dB(A) Etwas erhöhter spezifischer Treibstoffverbrauch<br />
je nach Ausführung<br />
63<br />
Detaillierte<br />
Beschreibung<br />
in<br />
4.2<br />
Bild 65<br />
4.3; Bild 27<br />
4.4 und 6.4.2;<br />
Bild 66<br />
6.4.2; Bild 65<br />
4.5<br />
4.6, 6.1.3.2,<br />
6.4.3; Bild 68
Tabelle 2:<br />
Zusammenfassung der beschriebenen Geräuschminderungsmaßnahmen für die Zellengeräusche (Fahrwerke / Hochauftriebshilfen)<br />
Untersuchte Geräuschminderungsmaßnahme<br />
Geeignet für<br />
Nachrüstung /<br />
Neuflugzeug<br />
Sub boundary layer vortex generators Nachrüstung +<br />
Neuflugzeug<br />
Aerodynamische Verkleidung von Fahrwerkskomponenten<br />
Wirbelgeneratoren <strong>zu</strong>r Unterdrückung von<br />
Hohlraumresonanzen<br />
Verschließen von Öffnungen an der Flügelvorderkanten<br />
Nachrüstung +<br />
Neuflugzeug<br />
Nachrüstung +<br />
Neuflugzeug<br />
Nachrüstung +<br />
Neuflugzeug<br />
Erreichte<br />
Pegelminderung<br />
an der Einzelquelle<br />
Keine Zahlenwerte für Einzelmaßnahme<br />
bekannt<br />
Auswirkung auf<br />
Gesamtflugzeug /<br />
Umsetzbarkeit<br />
Höhere Herstellungskosten bzw. Umrüstungskosten<br />
bei Nachrüstung;<br />
keine erhöhten Betriebskosten;<br />
prinzipiell bei allen Flugzeugen einsetzbar<br />
2-3 dB(A) Höhere Herstellungskosten bzw. Umrüstungskosten<br />
bei Nachrüstung; höhere Betriebskosten<br />
infolge Massen<strong>zu</strong>wachs (z.B.<br />
ca. 70 kg bei A340) und Wartungsaufwand;<br />
prinzipiell bei allen Flugzeugen einsetzbar<br />
bis <strong>zu</strong>12 dB Tonpegelminderung<br />
bis <strong>zu</strong> 6 dB(A)<br />
Minimale (voraussichtlich nicht nachweisbare)<br />
Zunahme des Widerstands im Reiseflug<br />
und damit des Kraftstoffverbrauchs<br />
bis 3 dB(A) Höhere Herstellungskosten bzw. Umrüstungskosten<br />
bei Nachrüstung; geringe<br />
Absenkung des Kraftstoffverbrauchs erwartet<br />
infolge verminderten Widerstands;<br />
prinzipiell bei allen Flugzeugen einsetzbar<br />
Rückseitenabdeckung der Vorflügel Neuflugzeug 2-3 dB breitbandig Höhere Herstellungskosten; erhöhte Betriebskosten<br />
durch erhöhten Wartungsaufwand;<br />
prinzipiell bei allen Flugzeugen einsetzbar<br />
Bürstenaufsätze an Flügelhinterkante Nachrüstung +<br />
Neuflugzeug<br />
Poröse Ausführung der Seitenkanten der<br />
Landeklappen<br />
Nachrüstung +<br />
Neuflugzeug<br />
1 dB Aerodynamische Leistungsfähigkeit des<br />
Hochauftriebssystems un<strong>zu</strong>lässig beeinträchtigt<br />
2 dB Höhere Herstellungskosten bzw. Umrüstungskosten<br />
bei Nachrüstung;<br />
keine erhöhten Betriebskosten;<br />
prinzipiell bei allen Flugzeugen einsetzbar<br />
64<br />
Detaillierte<br />
Beschreibung<br />
in<br />
5<br />
5.1<br />
6.1.3, Bild 50-<br />
Bild 52,<br />
6.3, Bild 54-58<br />
5.2<br />
5.2<br />
5.2<br />
5.2, Bild 46,<br />
Bild 47
9 Ausblick<br />
Im January 2001 legte eine “Group of Personalities” unter der Leitung von EU-Kommissar<br />
Philippe Busquin ein Strategiepapier “European Aeronautics: A Vision for 2020” vor, in dem<br />
die folgenden Zielset<strong>zu</strong>ngen für die Begren<strong>zu</strong>ng des Fluglärms genannt sind: "Reduce perceived<br />
noise by half" und "Eliminate noise nuisance outside airport boundaries". Das erste<br />
Ziel ist gleichbedeutend mit einer Pegelminderung von 10 EPNdB und das zweite mit einem<br />
Maximalpegel von 65 dB(A) an der Flughafengrenze. Die genannte Pegelminderung bezieht<br />
sich auf den Stand der Technik der im Jahr 2000 in den Dienst gehenden Flugzeuge, das ist<br />
etwa gleichbedeutend mit den in ICAO Chapter 4 festgelegten Lärmgrenzwerten. Die Gesamtpegelreduktion<br />
soll durch folgende Einzelreduktionen erreicht werden:<br />
Aircraft Source Noise<br />
(Airframe + Powerplant)<br />
Departure Arrival<br />
6 6<br />
Aircraft Performance 2 1<br />
Operating Practices 2 3<br />
Total 10 10<br />
Legt man den Freistrahllärm, der außerhalb des Triebwerks entsteht und deshalb nur schwer<br />
<strong>zu</strong> beeinflussen ist, als untere Grenze für das gesamte Triebwerksgeräusch <strong>zu</strong>grunde, dann<br />
muss die Strahlgeschwindigkeit etwa um den Faktor 0,8 verringert werden, um den Pegel<br />
zwischen 7 dB (90° Abstrahlwinkel) bis 9 dB (140° Abstrahlwinkel) <strong>zu</strong> senken. Dies kann<br />
durch Erhöhung des Nebenstromverhältnisses von BPR = 5-6 (Triebwerke in 2001) auf<br />
BPR = 7-8 erreicht werden. Vorausset<strong>zu</strong>ng ist dabei, dass alle anderen Geräuschanteile des<br />
Triebwerks im gleichen Maße abgesenkt werden können. Aus diesen Überlegungen wird<br />
deutlich, dass die Ziele der Vision 2020 für den Startfall mit konventionellen Flugzeugkonfigurationen<br />
erreichbar erscheinen.<br />
Da im Landeanflug der Lärm der Triebwerke und der Umströmungslärm von gleicher Größenordnung<br />
sind, muss auch letzterer künftig um etwa 6 dB abgesenkt werden. Aus zahlreichen<br />
Lärmmessungen im Windkanal und im Überflugversuch ist bekannt, dass die Differenz<br />
zwischen den Umströmungsgeräuschpegeln eines heutigen <strong>Verkehr</strong>sflugzeuges in Landekonfiguration<br />
einerseits und andererseits in seiner Reisekonfiguration etwa 10 dB beträgt.<br />
Diese Erkenntnis zeigt die Größenordnung der technischen Herausforderung des in der Vision<br />
2020 formulierten Lärmminderungsziels und macht deutlich, dass dieses nur durch „neue<br />
Flugzeugkonfigurationen“ <strong>zu</strong>sammen mit dem Einsatz von innovativen Lärmminderungstechnologien<br />
erreichbar sein wird.<br />
Die da<strong>zu</strong> notwendigen Geräuschminderungstechnologien sind in diesem <strong>Bericht</strong> beschrieben<br />
worden, sie werden in deutschen Verbundprojekten und EU-Projekten wie SILENCE(R) und<br />
anderen erarbeitet (siehe Anhang C). Hauptaugenmerk der vorliegenden Untersuchung war<br />
aber die Beschreibung von Geräuschminderungsmaßnahmen, die – mit unterschiedlichem<br />
Aufwand – auch für die Nachrüstung bestehenden Fluggeräts in Frage kommen.<br />
Unter neuen Flugzeugkonfigurationen sind solche <strong>zu</strong> verstehen, die einerseits durch geeignete<br />
Installation der Triebwerke das Minderungspotenzial durch Abschattung des Triebwerkslärms<br />
durch Tragflächen und Rumpf nutzen und gleichzeitig auch die Verwendung kurzer<br />
(und damit leiserer) Fahrwerke ermöglichen. Ein Beispiel für solch eine Flugzeugkonfiguration<br />
zeigt Bild 69.<br />
So genannte „advanced low noise landing gears“ wurden im EU-Projekt SILENCE(R) <strong>zu</strong>sammen<br />
mit den beteiligten Herstellern entwickelt. Obwohl hierbei die konventionelle Fahrwerksarchitektur<br />
(das betrifft die Anbindung an die Flugzeugstruktur) beibehalten wurde,<br />
65
konnten durch konzeptionelle Änderungen an den Komponenten Lärmminderungen von<br />
3 EPNdB beim Hauptfahrwerk und bis <strong>zu</strong> 5 EPNdB beim Bugfahrwerk erreicht werden [145],<br />
allerdings bei <strong>zu</strong>m Teil deutlich höherem Fahrwerksgewicht. Weitere Lärmminderungen sind<br />
also auch künftig noch erforderlich und sollen im EU-Projekt TIMPAN neben der weiteren<br />
Optimierung von Konfigurationsparametern (wie z.B. Radstand und Achsabstand) durch den<br />
gezielten Einsatz innovativer Techniken der Strömungskontrolle erreicht werden.<br />
Bild 69: Beispiel für eine lärmarme Flugzeugkonfiguration („Green 24h Aircraft“ aus [166]).<br />
Bei den Hochauftriebssystemen wird ein Schwerpunkt der Arbeiten <strong>zu</strong>r Lärmminderung <strong>zu</strong>nächst<br />
den kombinierten aeroakustisch/aerodynamisch optimierten Entwurf betreffen, basierend<br />
auf existierenden CAA (Computational AeroAcoustics) Verfahren mit Entwurfspotenzial.<br />
Eine solche Optimierung betrifft die Vorflügelgeometrie (Form und Stellung) und lässt Lärmminderungen<br />
in der Größenordnung von 3 dB erwarten [167], [168]. Langfristig wird allerdings<br />
der Weg <strong>zu</strong> spaltlosen Flügelvorderkanten eingeschlagen werden müssen [169]. Zur<br />
Erhaltung des Maximalauftriebes werden dann auch hier innovative Maßnahmen der Strömungs-<br />
und Turbulenzkontrolle <strong>zu</strong>m Einsatz kommen. Alle diese Aspekte werden im EU-<br />
Projekt TIMPAN betrachtet werden.<br />
Zielset<strong>zu</strong>ngen, die weiter gehen als die der Vision 2020, sind in dem Quiet Aircraft Technology<br />
(QAT) Programm der USA genannt, nämlich 20 dB Pegelminderung in einem Zeitraum<br />
von 25 Jahren (siehe Anhang C3). Mit dieser Herausforderung befasst sich die „Silent Aircraft<br />
Initiative“ der Universitäten Cambridge-MIT Institute (CMI) und Massachusetts Institute of<br />
Technology (MIT) in Zusammenarbeit mit der Industrie. Bild 70 zeigt den Entwurf für ein<br />
„blended wing“ Flugzeug mit oberhalb des Tragflügels angeordneten „geared fan“-<br />
Triebwerken, die für eine wirksame akustische Dämpfung der Triebwerksgeräusche einen<br />
langen S-förmigen Triebwerkskanal aufweisen.<br />
66
Bild 70: „Silent Aircraft eXperimental (SAX) 20 embedded engine“ Konfiguration“ (vorgeschlagen<br />
von der Silent Aircraft Initiative [170] (aus Law & Dowling [141]).<br />
67
10 Literaturverzeichnis<br />
[1] Strategien <strong>zu</strong>r Lärmminderung an der Quelle unter Einschluss operationeller Möglichkeiten,<br />
speziell für den Nachtflug. Forschungsprojekt gefördert vom Bundesministerium<br />
für <strong>Verkehr</strong> Bauen und Stadtentwicklung (BMVBS); FE-Nummer L-3/2004-<br />
50.0307/2004; Laufzeit 07.0<strong>2.2</strong>005 - 15.1<strong>2.2</strong>006<br />
[2] Neise, W.: Lärmoptimierte An- und Abflugverfahren“ (LAnAb) - Ein neues Verbundprojekt.<br />
Zeitschrift für Lärmbekämpfung 52 (2004), 185-190.<br />
[3] Lighthill, M.J.: On sound generated aerodynamically. I. General theory. Proc. Royal<br />
Soc. (London) A 211 (1952), 564- 587.<br />
[4] Lighthill, M.J.: On sound generated aerodynamically, part II: Turbulence as a source of<br />
sound. Proc. Roy. Soc. (London) A 222 (1954) 1-32.<br />
[5] Curle, N.: The influence of solid boundaries upon aerodynamic sound. Proc. Royal<br />
Soc. (London) A 231 (1955), 505-514.<br />
[6] Ffowcs Williams, J.E., Hawkings, D.L.: Sound generated by turbulence and surfaces in<br />
arbitrary motion. Phil. Trans. Royal Soc. (London) A 264 (1969), 321-342.<br />
[7] Goldstein, M.: Unified approach to aerodynamic sound generation in the presence of<br />
solid boundaries. J. Acoust. Soc. America 56 (1974), 497-509.<br />
[8] Michalke, A., Michel, U.: Prediction of jet noise in flight from static tests. J. Sound Vibr.<br />
67 (1979) 341-367.<br />
[9] Neise, W., Michel, U.: Aerodynamic noise of turbomachines. Course Notes; Deutsches<br />
Zentrum für Luft- und Raumfahrt, Abteilung Turbulenzforschung Berlin.<br />
[10] Ffowcs Williams, J.E., Hawkings, D.L.: Theory relating to the noise of rotating machinery.<br />
J. Sound Vibr. 10 (1968), 10-21.<br />
[11] Morfey, C.L.: Tone radiation from an isolated subsonic rotor. J. Acoust. Soc. America<br />
49 (1971), 1690-1692.<br />
[12] Goldstein, M.E., Rosenbaum, B.M., Albers, L.U.: Sound radiation from a high speed<br />
axial-flow due to the inlet turbulence quadrupole interaction. N<strong>AS</strong>A TN D-7667 (1974).<br />
[13] Morfey, C.L.: The sound field of sources in motion. J. Sound Vibr. 31 (1972), 291-295.<br />
[14] Smith, M.J.T.:Aircraft Noise, Cambridge University Press, Cambridge, New York, Port<br />
Chester, Melbourne, Sydney, 1989<br />
[15] Hubbard, H. (Herausgeber): Aeroacoustics of Flight Vehicles: Theory and Practice:<br />
Volume 1: Noise Sources, N<strong>AS</strong>A Reference Publication 1258, Vol. 1, N<strong>AS</strong>A, 1991<br />
[16] Hubbard, H. (Herausgeber): Aeroacoustics of Flight Vehicles: Theory and Practice:<br />
Volume 2: Noise control, N<strong>AS</strong>A Reference Publication 1258, Vol. 2, N<strong>AS</strong>A, 1991<br />
[17] Atvars, J., Schubert, L. K, Grande, E., Ribner, H. S.: Refraction of sound by jet flow or<br />
jet temperature. University of Toronto, Institute for Aerospace Studies TN 109 (1965);<br />
N<strong>AS</strong>A CR-494 (1966).<br />
[18] Anonym: Gas turbine jet exhaust noise prediction. SAE ARP 876C (1985).<br />
[19] Ribner, H.S.: New theory of jet-noise generation, directionality, and spectra. J. Acoust.<br />
Soc. Am. 31 (1959), 245-246.<br />
[20] Phillips, O.M.: On the generation of sound by supersonic shear flows. J. Fluid Mech. 9<br />
(1960), 1-28.<br />
[21] Ffowcs-Williams, J.E.: Noise from turbulence convected at high speed. Trans. Roy.<br />
Soc. A225 (1963) 469-503.<br />
[22] Powell A.: Theory of vortex sound. J. Acoust. Soc. Am. 36 (1964) 177-195.<br />
[23] Möhring, W.: On vortex sound at low Mach number. J. Fluid Mech. 85 (1978) 685-691.<br />
[24] Lilley, G.M.: On the noise from jets. In: Noise Mechanisms. AGARD-CP 131, 1974,<br />
13.1 – 13.12.<br />
[25] Doak, P.E.: Fluctuating total enthalpy as the basic generalized acoustic field. Theoretical<br />
and Computational Fluid Dynamics 10 (1998) 115-133.<br />
68
[26] Ffowcs-Williams, J.E.: Hydrodynamic noise. Annual Review of Fluid Mechanics 1<br />
(1969), 197-222.<br />
[27] Ribner, H.S.: Perspectives in jet noise (Dryden Lectureship in Research), AIAA Paper<br />
81-0428, 1981.<br />
[28] Lilley, G.M.: Jet noise classical theory and experiments: In Hubbard, H. (Herausgeber):<br />
Aeroacoustics of Flight Vehicles: Theory and Practice: Volume 1: Noise Sources,<br />
N<strong>AS</strong>A Reference Publication 1258, Vol. 1, N<strong>AS</strong>A, 1991, 211-289.<br />
[29] Tam, C.K.W.: On the failure of the acoustic analogy to identify the correct noise<br />
sources. AIAA Paper 2001-2117 (2001).<br />
[30] Tanna, H.K.: An experimental study of jet noise. Part 1: Jet mixing noise. J. Sound<br />
Vibr. 51 (1977), 429-444.<br />
[31] Tanna, H.K.: An experimental study of jet noise. Part 2: Shock associated noise. J.<br />
Sound Vibr. 51 (1977b) 429-444.<br />
[32] Michalke, A.: An Expansion Scheme for the Noise From Circular Jets. Z. Flugwiss. 20<br />
(1972) 229-237.<br />
[33] Michalke, A.: A wave model for sound generation in circular jets. Deutsche Luft- und<br />
Raumfahrt, DLR FB 70-75 (1975).<br />
[34] Michel, U. Michalke, A.: Prediction of flyover jet noise spectra from static tests. N<strong>AS</strong>A<br />
TM 83219 (1981).<br />
[35] Michalke, A., Fuchs, H.V.: On turbulence and noise of an axisymmetric shear flow. J.<br />
Fluid Mech. 70 (1975) 179-205.<br />
[36] Maestrello, L.: Statistical properties of the sound and source fields of an axisymmetric<br />
jet. AIAA Paper 77-1267 (1977)<br />
[37] Freund, J.B.: Direct numerical simulation of the noise from a Mach 0.9 jet. <strong>AS</strong>ME<br />
FEDSM99-7251 (1999)<br />
[38] Michalke, A.: On the effect of spatial source coherence on the radiation of jet noise. J.<br />
Sound Vibr. 55 (1977) 377-394.<br />
[39] Michalke, A.: Some remarks on source coherence affecting jet noise. J. Sound Vibr.,<br />
87 (1983), 1-17.<br />
[40] Norum, T.D., Seiner, J.M.: Broadband shock noise from supersonic jets. AIAA J. 20<br />
(1982), 68-73.<br />
[41] Tam, C.K.W., Golebiowski, M., Seiner, J.M.; On the two components of turbulent mixing<br />
noise from supersonic jets. AIAA Paper 96-1716, (1996).<br />
[42] Ffowcs-Williams, J.E., Simpson, J., Virchis, V.J.: Crackle – an annoying component of<br />
jet noise. J. Fluid Mech. 71 (1975).<br />
[43] Norum, T.D., Seiner, J.M.: Measurement of mean static pressure and far-field acoustics<br />
of shock-containing jets. N<strong>AS</strong>A TM 84521 (1984).<br />
[44] Evertz, E. et al.: Noise generation by interaction between subsonic jets and blown<br />
flaps. DLR-FB 76-20, 1976<br />
[45] Neuwerth, G.: Flowfield and noise of jet impingement on flaps and ground surface,<br />
AGARD-CP-308, 1982, S.13.1-13.7<br />
[46] Neuwerth, G.: (Deutscher Titel unbekannt) Deutsche Luft- und Raumfahrt, DLR-FB 72-<br />
72 (1972). Englische Überset<strong>zu</strong>ng: Acoustic feedback of a subsonic and supersonic<br />
free jet which impinges on an obstacle. Royal Aircraft Establishment, Library Translation<br />
1739 (1974).<br />
[47] Klöppel, V.: Schallabstrahlung durch akustische Rückkopplung bei rechtwinklig umgelenkten<br />
Luftstrahlen, Diss. RWTH Aachen, 1976<br />
[48] FitzSimmons, R.D. et al.: Flight and windtunnel test results of a mechanical jet noise<br />
suppressor nozzle. AIAA-80-0165, 1980<br />
[49] Gliebe, P.R.; Brausch J.F.; Majjigi, R.K.; Lee, R.: Jet noise suppression. In Hubbard, H.<br />
(Herausgeber): Aeroacoustics of Flight Vehicles: Theory and Practice: Volume 2: Noise<br />
69
Control, N<strong>AS</strong>A Reference Publication 1258, Vol. 2, N<strong>AS</strong>A, 1991, 207-269.<br />
[50] Saiyed, H., N., Mikkelsen, K.L., Bridges, J.E.: Acoustics and thrust of separate-flow<br />
exhaust nozzles with mixing devices for high-bypass-ratio engines. N<strong>AS</strong>A/TM-2000-<br />
209948 June 2000.<br />
[51] Bechert, D., Pfizenmaier, E. On the amplifiaction of jet noise by a pure tone excitation.<br />
J. Sound Vibr. 43 (1975), 581-587.<br />
[52] Amiet, R.K.: Noise due to turbulent flow past a trailing edge. J. Sound Vibr. 47 (1976)<br />
387-393<br />
[53] Gliebe, P.R.; Balsa, T.F.: Aeroacoustics of axisymmetric single- and dual-flow exhaust<br />
nozzles. J. Aircraft. 15 (1978) 743-749.<br />
[54] Gehlhar, B.; Fuhrken, B.: Die aeroakustischen Eigenschaften eines von einem heißen<br />
Mantelstrahl umgebenem kalten Freistrahls. DFVLR, 1979, Interner <strong>Bericht</strong> IB 158-<br />
79/11.<br />
[55] Hackstein, H.J.: Strömungsmechanische und akustische Untersuchungen an Koaxialstrahlen<br />
unterschiedlicher Profilierung, VDI Fortschrittsber. Reihe 15, Nr. 48, 1987<br />
[56] Goethert, B.H.: Noise attenuation and associated thrust increase of turbojet engines<br />
through hyper-mixing ejector shrouds, Mitt. des ILR der RWTH Aachen, Heft 1, 1981<br />
[57] Anonym: Gas turbine coaxial exhaust flow noise prediction. SAE AIR 1905 (1985)<br />
[58] Fisher, M.J.; Preston, G.A.; Bryce, W.D.:A modelling of the noise from simple coaxial<br />
jets, part I: with unheated primary flow. J. Sound Vibr. 209 (1998) 385-403.<br />
[59] Fisher, M.J.; Preston, G.A.; Bryce, W.D.:A modelling of the noise from simple coaxial<br />
jets, part II: with heated primary flow. J. Sound Vibr. 209 (1998) 405-417.<br />
[60] Zorumski, W.E. and Weir, D.S.: Aircraft noise prediction program. Theoretical manual.<br />
N<strong>AS</strong>A TM-83199, 3 Teile 1982 und 1986<br />
[61] Tam, C.K.W.; Auriault L.: Jet mixing noise from fine scale turbulence. AIAA-J. 37<br />
(1999) 1545-153.<br />
[62] Drevet, P., Duponchel, J.P., Jacques, J.R.: The effect of flight on jet noise as observed<br />
on the Bertin Aérotrain. J. Sound Vibr., 54 (1977), 173-201.<br />
[63] Stevens, R.C.K., Bryce, W.D., Szewczyk, V.M.: Model and fullscale studies of the exhaustnoise<br />
from a bypass engine in flight. AIAA Paper 83-0751 (1983)<br />
[64] Cocking, B.J., Bryce, W.D.: Subsonic jet noise in flight based on some recent windtunnel<br />
tests. AIAA Paper 75-462 (1975).<br />
[65] Ahuja, K.K., Tanna, H.K., Tester, B.J.: Effects of simulated forward flight on jet noise,<br />
shock noise and internal noise. AIAA Paper 79-0615, 1979.<br />
[66] Tam, C.K.W.: Broadband shock-associated noise from supersonic jets in flight. J.<br />
Sound Vibr. 151 (1991), 55-71.<br />
[67] Wang, M.E.: Wing effect on jet noise propagation. AIAA-Paper 80-1047, 1980.<br />
[68] Way, D.J.; Turner, B.A.: Model tests demonstrating under-wing installation effects on<br />
engine exhaust noise. AIAA-Paper 80-1048, 1980.<br />
[69] Groeneweg, J.F.; Sofrin, T.G.; Rice, E.J.; Gliebe, P.R.: Turbomachinery noise: In Hubbard,<br />
H. (Herausgeber): Aeroacoustics of Flight Vehicles: Theory and Practice: Volume<br />
1: Noise Sources, N<strong>AS</strong>A Reference Publication 1258, Vol. 1, N<strong>AS</strong>A, 1991, 151-209<br />
[70] Mahan, J.R.; Karchmer, A.: Combustion and core noise. In Hubbard, H. (Herausgeber):<br />
Aeroacoustics of Flight Vehicles: Theory and Practice: Volume 1: Noise Sources,<br />
N<strong>AS</strong>A Reference Publication 1258, Vol. 1, N<strong>AS</strong>A, 1991, 483-517.<br />
[71] Siller, H; Arnold, F. Michel, U.: Investigation of aero-engine core-noise using a phased<br />
microphone array. AIAA Paper 2001-2269 (2001)<br />
[72] McAlpine, A.; Fisher, M.J.: On the prediction of ‘buzz-saw’ noise generated by an aeroengine.<br />
AIAA Paper 2000-2095, (2000)<br />
[73] McAlpine, A.; Fisher, M.J.: On the prediction of ‘Buzz-saw’ noise generated in aero-<br />
70
engine inlet ducts. J. Sound Vibr. 248 (2001), 123-149.<br />
[74] Kameier, F; Neise, W.: Rotating blade flow instability as a source of noise in axial turbomachines.<br />
J. Sound Vibr. 203 (1997) 833-853.<br />
[75] Tyler, J.M.; Sofrin, T.G.: Axial flow compressor noise studies. SAE Trans. 70 (1962)<br />
309-332.<br />
[76] Munjal, M.L.:Acoustics of ducts and mufflers. John Wiley & Sons, 1987.<br />
[77] Eversman, W.: Theoretical models for duct acosutic propagation and radiation. In Hubbard,<br />
H. (Herausgeber): Aeroacoustics of Flight Vehicles: Theory and Practice: Volume<br />
2: Noise Control, N<strong>AS</strong>A Reference Publication 1258, Vol. 2, N<strong>AS</strong>A, 1991, 101-163.<br />
[78] Eversman, W.: Energy flow criteria for acoustic propagation in ducts with flow. J. Acoust.<br />
Soc. Am. 49 (1971), 1717-1721.<br />
[79] Ghiladi, A.: Drehklangentstehung in axialen Turbomaschinen und Ausbreitung in angeschlossenen<br />
Rohrleitungen, Diss. RWTH Aachen, 1981<br />
[80] Amiet, R.K.: Effect of incident surface pressure field on noise due to turbulent flow past<br />
a trailing edge. J. Sound Vibr. 57 (1978) 305-306.<br />
[81] Brooks, T.F.: Trailing edge noise prediction using Amiet's method. J. Sound Vibr. 77<br />
(1981) 437-439<br />
[82] Brooks, T.F.; Hodgson, T.H.: Trailing edge noise prediction using measured surface<br />
pressures. J. Sound Vibr. 78, (1981) 69-117.<br />
[83] Glegg, S.A.L.; Jochault, C.: Broadband self noise from a ducted fan. AIAA-Paper 1997.<br />
[84] Sharland. I.J.: Sources of noise in axial flow fans. J. Sound Vibr. 1 (1964), 302-322.<br />
[85] Mani, R.: Noise due to interaction of inlet turbulence with isolated stators and rotors, J.<br />
Sound Vibr. 17 (1971) 251-260.<br />
[86] Hanson, D.B.: Influence of lean and sweep on noise of cascades with turbulent inflow.<br />
AIAA-Paper 99-1863, 1999.<br />
[87] Morin, B.L.: Broadband fan noise prediction system for gas turbine engines. AIAA-<br />
Paper 99-1889, 1999.<br />
[88] Amiet, R.K.: Acoustic radiation from an airfoil in a turbulent stream. J. Sound Vibr. 41<br />
(1975) 407-420.<br />
[89] Kellner, A.: Experimentelle und theoretische Untersuchungen über den Einfluß inhomogener<br />
Geschwindigkeitsverteilung in der Zuströmung auf die Lärmerhöhung von<br />
Mantelschrauben, Diss. RWTH Aachen, 1980.<br />
[90] Motsigner, R.E.; Kraft, R.E.; Design and performance of duct acoustic treatment. In<br />
Hubbard, H. (Herausgeber): Aeroacoustics of Flight Vehicles: Theory and Practice:<br />
Volume 2: Noise Control, N<strong>AS</strong>A Reference Publication 1258, Vol. 2, N<strong>AS</strong>A, 1991, 165-<br />
205.<br />
[91] Julliard, J., Antoine, H.; Riou, G.: Development of a three degree of freedom liner. AIAA<br />
Paper 2001-2203 (2001).<br />
[92] Maier, R.; Zillmann, J.; Roure, A.; Winninger, M.; Enghardt, L.; Tapken, U.; Neise, W.;<br />
Antoine, H.; Bouty, E.: Active control of fan tone noise of aircraft engines. AIAA-Paper<br />
2001-2220, 2001<br />
[93] Enghardt, L.; Tapken, U.; Neise, W.; Schimming, P.; Maier, R.; Zillmann, J.: Active control<br />
of fan noise from high-bypass ratio aeroengines: experimental results. The Aeronautical<br />
Journal of the Aeronautical Society 106 No. 1063 (2002), 501-506.<br />
[94] Evertz, E.: Aerodynamische und akustische Interferenz eines axialsymmetrischen Luftstrahls<br />
mit einer tangential angeströmten ebenen Platte. Diss. RWTH Aachen, 1979<br />
[95] Tam, C.K.W: Supersonic jet noise. Annual Rev. Fluid Mech. 27 (1995) 131-147.<br />
[96] Kaplan, B., Nicke, E., Voss, C.: Design of a highly efficient low-noise fan for ultra-high<br />
bypass engines. Paper GT2006-90363; Proc. <strong>AS</strong>ME Turbo Expo 2006: Power for<br />
Land, Sea and Air; May 8-11, 2006, Barcelona, Spain.<br />
71
[97] Enghardt, L., Tapken, U., Neise, W., Schimming, P., Maier, R., Zillmann, J.: Active control<br />
of fan noise from high-bypass ratio aero engines; Experimental results. 7 th International<br />
Congress on Sound and Vibration, Garmisch-Partenkirchen; Paper No. I-195<br />
(2000).<br />
[98] Maier, R., Zillmann, J.: Active control of noise from turbomachines – control algorithms<br />
and experimental results. Inter-Noise 2001, 30th International Congress on Noise Control<br />
Engineering, 27-30 August 2001, Den Haag, Netherlands.<br />
[99] Traub, P., Kennepohl, F., Heinig, K.: Active control of noise from turbomachines: a numerical<br />
simulation. Inter-Noise 2001, 30th International Congress on Noise Control Engineering<br />
, 27-30 August 2001, Den Haag, Netherlands .<br />
[100] Tapken, U. Enghardt, L., Neise, W., Schimming, P.: Active control of noise from turbomachines<br />
– results of radial mode analysis. Internoise 2001. International Congress<br />
and Exhibition on Noise Control Engineering, The Hague, The Netherlands, 2001 August<br />
27-30.<br />
[101] Zillmann, J., Maier, R., Bouty, E., Antoine, H., Just, W., Borchers, I., Enghardt, L., Tapken,<br />
U.: Control of fan noise by active stators. Inter-Noise 2001. International Congress<br />
and Exhibition on Noise Control Engineering, The Hague, The Netherlands, 2001 August<br />
27-30.<br />
[102] Schulz, J., Neise, W., Möser, M.: Active noise control in axial turbomachines by flow<br />
induced secondary sources. 8 th AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference, 17–19 June<br />
2002 Breckenridge, Colorado, Paper No. AIAA–2002–2493.<br />
[103] Howe, M. S.: “Contributions to the theory of aerodynamic sound, with application to<br />
excess jet noise and the theory of the flute”, J. Fluid Mech. 71, Pt 4, S 625-673, 1975.<br />
[104] Crighton, D.: “Airframe Noise”, In: Hubbard H H (Hrsg) Aeroaoustics of flight vehicles:<br />
theory and practice: Volume 1: noise sources. N<strong>AS</strong>A RP-1258, S 391-447, 1991.<br />
[105] Michel, U. Barsikow, B.; Haverich, B.; Schüttpelz, M.: Investigation of airframe and jet<br />
noise in high-speed flight with a microphone array. AIAA Paper 97-1596, 1997. 3rd<br />
AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference, Atlanta, Georgia, May 12-14, 1997.<br />
[106] Michel, U.; Barsikow, B.; Helbig, J.; Hellmig, M.; Schüttpelz, M. (1998): Schallquellenlokalisierung<br />
an landenden Flugzeugen mittels eines Mikrofon-Arrays. In: Fortschritte<br />
der Akustik DAGA 98, S. 38 - 39, DAGA 98, Zürich Schweiz, 23.-26.3.1998.<br />
[107] Michel, U. Barsikow, B.; Helbig, J.; Hellmig, M.; Schüttpelz, M.: Flyover noise measurements<br />
on landing aircraft with a microphone array. AIAA Paper 98-2336, 1998. 4th<br />
AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference, Toulouse, France, June 2-4, 1998.<br />
[108] Piet, J. F., et al.: “Airframe noise source localization using a microphone array”, 3 rd<br />
AIAA/CE<strong>AS</strong>-97-47, 1997.<br />
[109] Piet, J. F., et al.: “Localization of acoustic source from a landing aircraft with a microphone<br />
array”, AIAA/CE<strong>AS</strong>-99-1811, 1999.<br />
[110] Hayes, J. A., et al.: “Airframe noise characteristics of a 4.7% scale DC-10 model”,<br />
AIAA/CE<strong>AS</strong>-97-1594, 1997.<br />
[111] Dobrzynski, W., et al.: “Airframe noise studies on wings with deployed high-lift devices”,<br />
AIAA/CE<strong>AS</strong>-98-2337, 1998.<br />
[112] Pérennès, S., et al.: “Aerodynamic noise of a two-dimensional wing with high-lift devices”,<br />
AIAA/CE<strong>AS</strong>-98-2338, 1998.<br />
[113] Wood, T., et al.: “Aeroacoustic predictions of a wing-flap configuration in three dimensions”,<br />
AIAA/CE<strong>AS</strong>-99-1893, 1999.<br />
[114] Storms, B., et al.: “Aeroacoustic measurements of slat noise on a three-dimensional<br />
high-lift system”, AIAA/CE<strong>AS</strong>-99-1957, 1999.<br />
[115] Smith, M., et al.: “Prediction method for aerodynamic noise from aircraft landing gear”,<br />
AIAA/CE<strong>AS</strong>-98-2228, 1998.<br />
[116] Davy, R., et al.:”Airframe noise characteristics of a 1/11 scale airbus model”,<br />
72
AIAA/CE<strong>AS</strong>-98-2335, 1998.<br />
[117] Storms, B. L., et al.: “An aeroacoustic study of an unswept wing with a threedimensional<br />
high lift system”, N<strong>AS</strong>A/TM-1998-112222, 1998.<br />
[118] Dobrzynski, W., et al.: “Model- and full scale high-lift wing wind tunnel experiments<br />
dedicated to airframe noise reduction”, 7 th International Congress on Sound and Vibration,<br />
4-7 Juli, Garmisch-Partenkirchen, 2000.<br />
[119] Guo, Y. P.: “A model for slat noise generation”, AIAA/CE<strong>AS</strong>- 97-1647, 1997.<br />
[120] Dobrzynski, W., Pott-Pollenske, M.: “Slat noise source studies for farfield noise prediction”,<br />
AIAA/CE<strong>AS</strong> Paper No 2001-2158, 2001.<br />
[121] Roger, M., Pérennès, S.: “Low-frequency noise sources in two-dimensional high-lift<br />
devices”, AIAA/CE<strong>AS</strong>-2000-1972, 2000.<br />
[122] Howe, M. S.: “Aerodynamic sound generated by a slotted trailing edge”, Proceedings<br />
Royal Society London, A373, S 235-252, 1980.<br />
[123] Hardin, J. C.: “Noise radiation from the side edge of flaps”, AIAA J. 18 (5) (1980), 549-<br />
552.<br />
[124] Sen, R.: “Local dynamics and acoustics in a simple 2D model of airfoil lateral-edge<br />
noise”, AlAA-96-1673, 1996.<br />
[125] Hardin, J. C., Martin, J. E.: “Flap side-edge noise: Acoustic Analysis of Sen's Model”,<br />
AIAA-96-1674, 1996.<br />
[126] Streett, C. L.: “Numerical simulation of fluctuations leading to noise in a lap-edge flowfield”,<br />
AIAA-98-0628, 1998.<br />
[127] Radezrsky, R. H., et al.: “Detailed measurements of a flap side-edge flow field”,<br />
AIAA/CE<strong>AS</strong>-98-0700, 1998.<br />
[128] Dong, Th. Z.: “Direct numerical simulations of flap side edge noise”, AIAA-Paper No<br />
99-1803, 1999.<br />
[129] Guo, Y.: “Prediction of flap side edge noise”, AIAA/CE<strong>AS</strong>-99-1804, 1999.<br />
[130] Brooks, T., Humphreys, Jr. W.: “Flap edge aeroacoustic measurements”, AIAA/CE<strong>AS</strong>-<br />
2000-1975, 2000.<br />
[131] Singer, B. A., et al.: “Simulation of acoustic scattering from a trailing edge”, AIAA-Paper<br />
No 99-0231, 1999.<br />
[132] Bailly, C., Juvé, D.: “A stochastic approach to compute subsonic noise using linearized<br />
Euler’s equations”, AIAA-Paper No 99-1872, 1999.<br />
[133] Yin, J., Delfs, J.: “Sound generation from gust-airfoil interaction using CAA-chimera<br />
method”, AIAA-Paper No 2001-2136, 2001.<br />
[134] Grogger, H. A., et al.: “Simulating the interaction of a three-dimensional vortex with<br />
airfoils using CAA”, AIAA-Paper No AIAA-2001-2137, 2001.<br />
[135] Guidati, G., Wagner, S.: “The influence of airfoil shape on gust-airfoil interaction noise<br />
in compressible flows”, AIAA/CE<strong>AS</strong> Paper 99-1843, 1999.<br />
[136] Yu, J., Nesbitt, E.: Quiet Technology Demonstrator 2 Intake Design and Validation.<br />
Paper AIAA 2006-2458, 12th AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference, 8.-10.5.2006,<br />
Cambridge, Massachusetts, USA.<br />
[137] Gantie, F., Batard, H., Baker, N.J., Schwaller, J.G.: Zero splice intake technology and<br />
acoustic benefits. Paper AIAA 2006-2455, 12th AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference,<br />
8.-10.5.2006, Cambridge, Massachusetts, USA.<br />
[138] Yu, J., Chien, E.: Folding cavity acoustic liner for combustion noise reduction. Paper<br />
AIAA 2006-2681, 12th AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference, 8.-10.5.2006, Cambridge,<br />
Massachusetts, USA.<br />
[139] Bechert, D.W.: Sound absorption caused by vorticity shedding, demonstrated with a jet<br />
flow. Journal of Sound and Vibration 70 (1980), 389-405.<br />
[140] Forster, S., Michel, U.: Experimental investigation of the dissipation of acoustic energy<br />
73
in perforated walls with bias flow. In: Cranfield University Press [Hrsg.]: Proceedings<br />
Combustion and Noise Control, International Colloquiumon Noise Control (2003).<br />
[141] Law, T.R., Dowling, A.P.: Optimization of traditional and blown liners for a silent aircraft.<br />
Paper AIAA 2006-2525, 12th AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference, 8.-<br />
10.5.2006, Cambridge, Massachusetts, USA.<br />
[142] Rask, O., Gutmark, E., S. Martens, S.: Acoustic investigation of a high bypass ratio<br />
separate gloe exhaust system. Paper AIAA-2004-9-910 , 42nd AIAA Aerospace Sciences<br />
Meeting, Reno, NV, Jan 2004..<br />
[143] Dobrzynski, W., et al.: "Full Scale Noise Testing on Airbus Landing Gears in the German<br />
Dutch Wind Tunnel", AIAA/CE<strong>AS</strong>-97-1597, 1997.<br />
[144] Dobrzynski, W., et al.: “A European Study on Landing Gear Airframe Noise Sources”,<br />
6th AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference, 12-14 June, Lahaina Hawaii/USA, 2000.<br />
[145] Dobrzynski, W., et al.: “Design and Testing of Low Noise Landing Gears”, AIAA/CE<strong>AS</strong><br />
2005-3008, 11th AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference, Monterey / USA, 23-25 May,<br />
2005.<br />
[146] Pott-Pollenske, M., Dobrzynski, W., Buchholz, H., Gehlhar, B., Walle, F.: Validation of a<br />
semiempirical airframe noise prediction method through dedicated A319 flyover noise<br />
measurements“, AIAA/CE<strong>AS</strong>-2002-2470, June 17-19, Breckenridge/USA, 2002.<br />
[147] Herr, M., Dobrzynski, W.: Experimental Investigations in Low-Noise Trailing-Edge Design.<br />
AIAA Journal 43 (2005) No. 6, 1167-1175.<br />
[148] Horne, W. C., et al: “Measurement of 26%-scale 777 Airframe Noise in the N<strong>AS</strong>A<br />
Ames 40 by 80 Foot Wind Tunnel”, AIAA/CE<strong>AS</strong> 2005-2810, 2005.<br />
[149] Smith, M. G., Chow, L. C.: “Aerodynamic Noise Sources on High Lift Slats and Flaps”,<br />
Paper AIAA 2003-3226, 9th AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference and Exhibit, 12-14<br />
May 2003, Hilton Head, South Carolina, USA.<br />
[150] Ross, J. C., et al.: “Aircraft flyover noise reduction using lower-surface flap-tip fences”,<br />
N<strong>AS</strong>A CDTM-21006, 1995.<br />
[151] Storms, B. L., et al.: “Flap-tip treatments for the reduction of lift-generated noise”,<br />
N<strong>AS</strong>A CDTM-21006, 1996.<br />
[152] Guo, Y.: “Modelling of noise reduction by flap side edge fences”, AIAA/CE<strong>AS</strong>-2000-<br />
2065, 2000.<br />
[153] Bohn, A.: “Edge noise attenuation by porous-edge extensions”, AIAA-76-80, 1976.<br />
[154] Revell, J. D., et al.: “Trailing-edge flap noise reduction by porous acoustic treatment”,<br />
AIAA/CE<strong>AS</strong>-97-1646, 1997.<br />
[155] Dobrzynski, W., et al.: “Windkanalstudien <strong>zu</strong>r Eigengeräuschminderung an <strong>Verkehr</strong>sflugzeugen”,<br />
DLR-IB 129-00/11, 2000.<br />
[156] Dobrzynski, W., Michel, U.: Neue Maßnahmen <strong>zu</strong>r Lärmminderung. Eine erfolgreiche<br />
Zusammenarbeit von DLR und Lufthansa. DLR-Nachrichten 102 (2002), 50-53.<br />
[157] Siller, H. A., Michel, U.: Buzz-saw noise spectra and directivity from flyover tests. Paper<br />
AIAA/CE<strong>AS</strong>-2002-2562, 8th AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference, Breckenridge Colorado,<br />
17.-19.6.2002.<br />
[158] Gehlhar, B., Pott-Pollenske, M., Buchholz, H., Dobrzynski, W: Lärmmessungen an einer<br />
MD-11 <strong>zu</strong>r Ermittlung lärmminimaler Landeverfahren. DLR-IB 124-02/45 (2002).<br />
[159] Siller, H., Zwiener, C.: Schallquellenlokalisation an einem <strong>Verkehr</strong>sflugzeug vom Typ<br />
MD-11 mit Hilfe eines Mikrofonarrays. DLR-IB 92517-04/B6 (2004).<br />
[160] Siller, H., Michel, U., Zwiener, C., Saueressig, G.: Reduction of approach noise of the<br />
MD-11. Paper AIAA 2006-2464, 12 th AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference, Cambridge,<br />
Massachusetts, 8.-10.5.2006.<br />
[161] Herkes, W.H.., Olsen, R.F., Uellenberg, S.: The quiet technology demonstrator program:<br />
flight validation of airplane noise-reduction concept.<br />
[162] Bartlett, P., Humphreys, N., Phillipson, P., Lan, J., Nesbitt, E., Premo, J. The Joint<br />
74
Rolls-Royce/Boeing Quiet Technology Demonstrator Programme,” Paper AIAA-2004-<br />
2869, 10th AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference, Manchester UK, May 2004.<br />
[163] Calkins, F.T., Butler, G.W., Mabe, J.H.: Variable Geometry Chevrons for Jet Noise Reduction.<br />
Paper AIAA-2006-2546, 12th AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference, 8.-<br />
10.5.2006, Cambridge, Massachusetts, USA.<br />
[164] Nesbitt, E., Mengle, V., Czech, M., Callender, B., Thomas, R.: Flight test results for<br />
uniquely tailored propulsion airframe aeroacoustic chevrons: community noise. Paper<br />
AIAA-2006-2438, 12th AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference, 8.-10.5.2006, Cambridge,<br />
Massachusetts, USA.<br />
[165] International Civil Aviation Organization (ICAO): International standards and recommended<br />
practices – Environmental protection. Annex 16 to the Convention on International<br />
Civil Aviation. Vol. 1: Aircraft noise, 4th edition, July 2005.<br />
[166] Hepperle, M.: "Environmental Friendly Transport Aircraft", 13th DGLR/STAB Symposium<br />
2002, München, Notes on Numerical Fluid Mechanics and Multidisciplinary Design,<br />
Springer, Vol. 87, 2004.<br />
[167] Pott-Pollenske, et al.: “Effect of Slat Gap on Farfield Radiated Noise and Correlation<br />
with Local Flow Characteristics”, AIAA 2003-3228, 9th AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference,<br />
Hilton Head, South Carolina/USA, May 12-14, 2003.<br />
[168] Mendoza, J. M., et al.: “An aeroacoustic study of a leading edge slat configuration”,<br />
Intern. Journal of Aeroacoustics 1 (2002), No 3, 241-274.<br />
[169] Lockard, D. P., Lilley, G. M.: The airframe noise reduction challenge. N<strong>AS</strong>A/TM-2004-<br />
213013, 2004.<br />
[170] Silent Aircraft Initiative: http://silentaircraft.org.<br />
[171] Anonym: International standards and recommended practices. Environmental protection.<br />
ICAO, ANNEX 16 to the Convention on International Civil Aviation. Volume I, second<br />
edition 1988.<br />
[172] Billingsley, J.; Kinns, R.: The acoustic telescope. J. Sound Vibr. 48 (1976), 485-510.<br />
[173] King, W.F.; Bechert, D.: On the sources of wayside noise generated by high-speed<br />
trains. J. Sound Vibr. 66 (1979), 311-332.<br />
[174] Barsikow, B.; King, III, W.F. ; Pfizenmaier, E.: Wheel/rail noise generated by a highspeed<br />
train investigated with a line array of microphones. J. Sound Vibr. 118 (1987),<br />
99--122.<br />
[175] Barsikow, B.; King, W.F. On removing the Doppler frequency shift from array measurements<br />
of railway noise. J. Sound Vibr. 120 (1988), 190-196.<br />
[176] Barsikow, B.: Experiences with various configurations of microphone arrays used to<br />
locate sound sources on railway trains operated by the DB AG. J. Sound Vibr. 193<br />
(1996), 283-293.<br />
[177] Elias, G.: Source localisation with a two-dimensional focussed array: optimal signal<br />
processing for a crossed-shaped array: Internoise 95, Newport Beach (USA) July 10-<br />
12 (1995).<br />
[178] Michel, U.; Qiao, W.: Directivity of flap side-edge as observed with a phased microphone<br />
array on landing aircraft. Joint Meeting <strong>AS</strong>A, EAA, DAGA, Berlin, 14. - 19. März<br />
1999.<br />
[179] Michel, U., Qiao, W.: Directivity of landing gear noise based on flyover measurements.<br />
AIAA-Paper 1999-1956, 5th AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference, Bellevue, Wa, 10.-<br />
12. May 1999.<br />
[180] Siller, H.; Arnold, F.; Michel, U.: Investigation of aero-engine core-noise using a phased<br />
microphone array. 7th AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference. Maastricht (2001).<br />
[181] Siller, H.; Michel, U.: Buzz-Saw noise spectra and directivity from flyover tests. Paper<br />
AIAA-2002-2562, 8th AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference, Breckenridge, Colorado,<br />
USA, 17.-19.6.2002.<br />
75
[182] Piet, J.; Michel, U.; Böhning, P.: Localization of the acoustic sources of the A340 with a<br />
large phased microphone array during flight tests, AIAA-Paper 2002-2506, 8th<br />
AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference, Breckenridge, Colorado, USA, 17.-19.6. 2002.<br />
[183] Michel, U.; Barsikow, B.. (2003): Localisation of sound sources on moving vehicles with<br />
microphone arrays. In: Proceedings 5th European Conference on Noise Control Euronoise<br />
2003, 5th European Conference on Noise Control Euronoise 2003, Neapel,<br />
Italien, 19.-21.5.2003.<br />
[184] Michel, U.; Barsikow, B.; Böhning, P.; Hellmig, M. (2004): Localisation of moving sound<br />
sources with phased microphone arrays. In: Proceedings Inter-Noise 2004, Inter-Noise<br />
2004, Prague, Czech Republic, 22.-25.8.2004.<br />
[185] Guerin, S.; Michel, U.; Siller, H.; Finke, U.; Saueressig, G. (2005): Airbus A319 database<br />
from dedicated flyover measurements to investigate noise abatement procedures.<br />
AIAA Paper 2005-2981, 11th AIAA/CE<strong>AS</strong> Conference, Monterey, CA (USA), 23.-<br />
25.5.2005.<br />
[186] Michel, U.; Böhning. P.: Investigation of aircraft wake vortices with phased microphone<br />
arrays. Paper AIAA-2002-2501, 8th AIAA/CE<strong>AS</strong> Aeroacoustics Conference, Breckenridge,<br />
Colorado, USA, 17.-19.6. 2002.<br />
[187] Böhning, P.; Michel, U: Detektion von Wirbelschleppen mittels Mikrofon-Arrays. In:<br />
Proceedings Deutscher Luft- und Raumfahrtkongress 2004, Deutscher Luft- und<br />
Raumfahrtkongress 2004, Dresden, September 2004.<br />
[188] Koop, L.; Ehrenfried, K.; Dillmann, A.; Michel, U.: In-flow measurements with microphone<br />
arrays. In: Proceedings Internoise 2001, Postersession B5-2, The Hague, Netherlands,<br />
27.-30.8.2001.<br />
[189] Böhning, P.; Michel, U. Vorrichtung und Verfahren <strong>zu</strong>r Schallquellenlokalisierung in<br />
einem Schallmessprüfstand. Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. DLR-<br />
Zeichen <strong>AP</strong>82/105 (2005).<br />
[190] Weyer, H.B., Neise, W.: <strong>Leiser</strong> <strong>Verkehr</strong> - ein neuer Forschungsverbund. Mitteilungen<br />
des Deutschen Zentrums für Luft- und Raumfahrt DLR-Nachrichten 94 Sept.1999, S.<br />
48-53.<br />
76
Anhang A: Die Lärm<strong>zu</strong>lassung von Strahlflugzeugen<br />
Jeder Flugzeugtyp muss im Rahmen seiner <strong>Verkehr</strong>s<strong>zu</strong>lassung nachweisen, dass er bestimmte<br />
von der internationalen Zivilluftfahrtbehörde festgelegte Lärmgrenzwerte einhält<br />
([171]). Hier<strong>zu</strong> werden auf der Basis von Flugversuchen für die drei in Bild 11 definierten<br />
Messstellen Geräuschpegel entsprechend einem vorgeschriebenen Verfahren bestimmt<br />
([171]). An der Messstelle Seitenlinie (sideline, lateral) auf einer Linie im Abstand von 450 m<br />
von der Mittellinie der Startbahn wird der maximale beim Start auftretende Geräuschpegel<br />
bestimmt, der vor allem von der Schallemission der Triebwerkes bestimmt wird. Dieser Maximalpegel<br />
tritt kurz nach dem Abheben des Flugzeuges auf. An der Messstelle Überflug<br />
(flyover) 6500 m nach dem Rollbeginn ist die Triebwerksleistung bereits reduziert. Der gemessene<br />
Geräuschpegel hängt sehr stark von der hier erreichten Überflughöhe ab, also von<br />
der Startrollstrecke und der Steigfähigkeit des Flugzeuges. Da sich bei diesen Flugleistungen<br />
zwei- drei- und viermotorige Flugzeuge unterscheiden, gibt es von der Motorenzahl abhängige<br />
Grenzwerte. Die Landemessstelle (approach) liegt 2000 m vor der Landeschwelle der<br />
Landebahn. Bei einem Gleitpfad von 3 Grad ist die Überflughöhe an der Messstelle 120 m.<br />
Wegen der geringen Überflughöhe sind die bei der Landung gemessenen Geräuschpegel<br />
trotz der geringen Triebwerksleistung hoch, allerdings sind die hohen Pegel auf ein schmales<br />
Band unter dem Flugpfad beschränkt. Beim Start ist die mit hohen Pegeln beschallte Fläche<br />
wesentlich größer.<br />
Bild 71: Die drei Messpunkte bei der Lärmzertifizierung von Flugzeugen.<br />
Die gemessenen Schallsignale unterliegen einem Bewertungsverfahren <strong>zu</strong>r Ermittlung des<br />
„effective perceived noise level“ (EPNL) ([171]). Die <strong>zu</strong>lässigen EPNL-Werte hängen von der<br />
maximalen Startmasse der Flugzeuge ab. Es ist üblich geworden, die drei Zertifizierungspegel<br />
<strong>zu</strong> einem kumulativen Lärmpegel <strong>zu</strong>sammen<strong>zu</strong>fassen, der in Bild 72 für einige Flugzeugtypen<br />
dargestellt ist. Das Bild enthält die ab 2006 <strong>zu</strong> erfüllenden Grenzwerte. Die EPNL-<br />
Werte werden aus den zeitlich sich ändernden Terzspektren eines gesamten Überfluges<br />
berechnet. Zwei Beispiele für bei Landung und Start gemessene Terzspektren sind in Bild 73<br />
dargestellt. Das Startlärmspektrum wird hier vom Freistrahl mit einer Maximalfrequenz bei<br />
etwa 150 Hz dominiert und fällt, auch wegen der atmosphärischen Dämpfung wegen der<br />
größeren Flughöhe beim Start, bei hohen Frequenzen schnell ab. Dagegen ist der Landelärm<br />
sehr breitbandig. Die Pegelmaxima und Minima im Bereich 70 bis 500 Hz sind eine Folge<br />
der frequenz- und winkelabhängigen Bodenreflexionen, die mit der vorgeschriebenen<br />
Mikrofonhöhe von 1,2 m über dem Boden einhergehen.<br />
77
Summe der 3 Zertifizierungspegel, dB(EPNL)<br />
310<br />
305<br />
300<br />
295<br />
290<br />
285<br />
280<br />
275<br />
270<br />
265<br />
260<br />
A319<br />
A320<br />
A321<br />
A310<br />
A300-600<br />
A330<br />
A340<br />
717<br />
737<br />
737 NG<br />
757<br />
767<br />
777<br />
747<br />
Grenzwert 2 mot<br />
Grenzwert 4 mot<br />
10000 100000 1000000<br />
max. Abflugmasse (kg)<br />
Bild 72: Kumulativer Lärmpegel (Summe der drei Zertifizierungspegel) für Strahlverkehrsflugzeuge.<br />
Die Werte für einige Flugzeugtypen (Quelle: Internetadresse Luftfahrtbundesamt)<br />
sind mit den ab 2006 gültigen Grenzwerten für zwei- und viermotorige<br />
Flugzeuge verglichen. Die bis 2005 gültigen Grenzwerte liegen 10 dB höher.<br />
Terzpegel<br />
80<br />
dB<br />
74<br />
68<br />
62<br />
56<br />
50<br />
10 2<br />
Start<br />
Landung<br />
10 3<br />
Frequenz<br />
Bild 73: Typische Terzspektren der Boeing 717 mit BRR 715 Triebwerken beim Start und bei<br />
der Landung. Die Blattfolgefrequenzen oberhalb 1,5 kHz beeinflussen die Terzspektren<br />
dieses modernen Triebwerks kaum.<br />
78<br />
Hz<br />
10 4
Anhang B: Schallquellenlokalisierung am fliegenden Flugzeug mit Hilfe<br />
von Mikrofonarrays<br />
Das Geräusch von <strong>Verkehr</strong>sflugzeugen wurde lange Zeit ausschließlich von den Triebwerken<br />
bestimmt. Diese Aussage trifft beim Start nach wie vor <strong>zu</strong>, bei der Landung allerdings<br />
kommt den Geräuschanteilen, die durch die Umströmung der Fahrwerke und Hochauftriebshilfen<br />
entstehen, immer stärkere Bedeutung <strong>zu</strong>, <strong>zu</strong>m Einen, weil die Geräuschpegel neuer<br />
Triebwerke stark reduziert werden konnten, und <strong>zu</strong>m Anderen, weil bei der Landung die<br />
Triebwerke nur bei 50-60% der Drehzahl beim Start laufen.<br />
Zur weiteren Senkung des Fluglärms genügt es deshalb nicht, sich wie bisher nur mit der<br />
Redzierung des Triebwerkslärms <strong>zu</strong> befassen, sondern es muss bei allen Flug<strong>zu</strong>ständen<br />
nach den jeweils dominierenden Schallquellen gesucht werden um sie dann durch gezielte<br />
Maßnahmen leiser <strong>zu</strong> machen.<br />
Bild 74: Prinzip der Schallquellenlokalisierung an einem <strong>Verkehr</strong>sflugzeug im Überflug mit<br />
Hilfe eines Mikrofonarrays<br />
Für diese Schallquellenanalyse und –lokalisierung am fliegenden Flugzeug wurde an der<br />
DLR-Abteilung Triebwerksakustik die Technik der Mikrofonarrays (andere Namen dafür sind<br />
akustische Antenne, akustisches Teleskop, akustische Kamera) entwickelt, deren Grundprinzip<br />
mit Hilfe der schematischen Darstellung in Bild 74 erläutert werden soll: Das <strong>zu</strong> untersuchende<br />
Flugzeug überfliegt ein größere Anzahl von Mikrofonen, die auf einer reflektierenden<br />
Platte am Boden angeordnet sind. Während des Überfluges werden alle Mikrofonsignale<br />
aufgezeichnet. Die Ausbreitungswege der von einer angenommenen Quellposition <strong>zu</strong><br />
den einzelnen Mikrofonen sind unterschiedlich lang, deshalb sind die einzelnen Mikrofonsignale<br />
gegeneinander phasenverschoben. Durch Berücksichtigung dieser Phasenunterschiede<br />
bei der späteren Auswertung mit dem Rechner, kann der Fokus auf jeden beliebige Punkt<br />
des Flugzeuges gelegt und der Bewegung des Flugzeugs nachgeführt werden. Erst durch<br />
diese Mitbewegung wird eine Analyse der Schallquellen möglich, weil die Messzeit vergrößert<br />
und die Doppler-Frequenzverschiebung ausgeglichen werden kann, beides Vorausset<strong>zu</strong>ng<br />
für schmalbandige Frequenzanalysen.<br />
Das der akustischen Kamera <strong>zu</strong> Grunde liegende physikalische Prinzip, mit entlang einer<br />
Linie oder Fläche angeordneten Mikrofonen eine Lokalisierung von Schallquellen <strong>zu</strong> erzielen,<br />
ist seit 30 Jahren bekannt. Bereits im Jahr 1976 benutzten Billingsley & Kinns [172] ein Mikrofonarray<br />
<strong>zu</strong>r Untersuchung von Schallquellen an einem Strahltriebwerk. Sie nannten diese<br />
Technik acoustic telescope, später wurden die Bezeichnungen acoustic antenna oder mic-<br />
79
ophone array üblich.<br />
Die Möglichkeiten dieser neuen Methode wurden vom DLR in Berlin ab 1978 <strong>zu</strong>r Schallquellenlokalisierung<br />
an schnell fahrenden Eisenbahnen eingesetzt (King & Bechert [173], Barsikow,<br />
King & Pfizenmaier [174], Barsikow & King [175]). Am fliegenden Flugzeug wurde die<br />
Array-Technik erstmals von Michel et al [105], [106], [107] eingesetzt, wobei in der erstgenannten<br />
Arbeit ein lineares Array und in [106], [107] das weltweit erste zweidimensionale,<br />
flächige Array <strong>zu</strong>r Anwendung kamen.<br />
Da jedes Array optimal nur für einen begrenzten Frequenzbereich eingesetzt werden kann,<br />
wurden geschachtelte Arrays entwickelt, bei denen die gesamte Mikrofonanordnung aus<br />
mehreren verschieden großen Unterarrays besteht, die jeweils für einen anderen Frequenzbereich<br />
optimiert sind.<br />
Für die Darstellung zweidimensionaler Quellverteilungen werden zweidimensionale Mikrofonanordnungen<br />
benötigt, über deren Einsatz von Barsikow [176] in der Anwendung auf Eisenbahngeräusche<br />
berichtet wurde. Hierbei wurden zwei lineare Mikrofonarrays senkrecht<br />
<strong>zu</strong>einander angeordnet. Elias [177] hat für diese Anordnung ein Auswerteverfahren mit sehr<br />
guter räumlicher Auflösung entwickelt, das sowohl bei Windkanalversuchen als auch bei<br />
Überflugversuchen eingesetzt wurde.<br />
Bild 75: Zweidimensionale Anordnung der 111 Mikrofone auf der 8 m×8 m großen Platte.<br />
Eine bessere räumliche Auflösung als kreuzförmige Arrays haben flächige Arrays, wie sie<br />
von Michel et al [106], [107] für zweidimensionale Untersuchungen an <strong>Verkehr</strong>sflugzeugen<br />
entwickelt und angewendet wurden. In einem vom BMBF unterstützen Projekt wurde die<br />
Richtmikrofontechnik wesentlich weiterentwickelt, um die Verteilung der Schallquellen zweidimensional,<br />
mit besserer räumlicher Auflösung und in größerer Entfernung vom Flugzeug<br />
bestimmen <strong>zu</strong> können. Da<strong>zu</strong> wurde die Antennentechnik unter Nut<strong>zu</strong>ng der heute verfügbaren<br />
Methoden der Datenerfassung vieler Signale mit hohen Taktfrequenzen auf eine wesentlich<br />
größere Zahl von Mikrofonen und eine flächige Mikrofonanordnung erweitert. Es konnte<br />
gezeigt werden, dass bei solchen Anordnungen die bisher stets als notwendig angenommene<br />
Nebenbedingung, dass der Mikrofonabstand innerhalb der Antenne geringer als die halbe<br />
Wellenlänge der größten interessierenden Frequenz sein müsse, nicht mehr erforderlich ist.<br />
Notwendig sind allerdings besondere, unregelmäßige Mikrofonanordnungen, die mit Hilfe der<br />
Evolutionsstrategie ermittelt wurden. Bild 75 zeigt eine solche Anordnung mit 111 Mikrofonen<br />
auf einer quadratischen Grundfläche mit 8 m Seitenlänge. Bei der Auswertung können im<br />
gesamten Frequenzbereich alle Mikrofonsignale verwendet werden, wodurch sich die räumliche<br />
Auflösung für hohe Frequenzen erheblich verbessert. Diese neuen Anordnungen eröffnen<br />
erstmalig die Möglichkeit des Einsatzes von sehr großen Antennen und der Messung<br />
80
aus großen Entfernungen von 200 bis 300 m, also auch bei den Überflughöhen von etwa<br />
100 m am Referenzmesspunkt für den Landelärm.<br />
Das in Bild 75 gezeigte Mikrofonarray wurde <strong>zu</strong>nächst am Werksflughafen der Deutschen<br />
Airbus in Hamburg-Finkenwerder bei Überflughöhen zwischen 28 m und 32 m getestet und<br />
dann im September 1997 am Flughafen Frankfurt eingesetzt (Bild 76). Die räumliche Auflösung<br />
beträgt 0,40 m bei einer Frequenz von 2 kHz. Insgesamt wurden die Mikrofonsignale<br />
bei 170 Landeanflügen aufgezeichnet.<br />
Bild 76: Aufbau des zweidimensionalen Arrays mit 111 Mikrofonen auf einer 8 m × 8 m großen<br />
Holzplatte im Anflugbereich des Flughafens Frankfurt in 1998.<br />
Die Auswertungen zeigten u.a., dass bei der Landung der leisesten heute fliegenden Flugzeuge<br />
die Umströmungsgeräusche vergleichbar mit den Triebwerksgeräuschen sind. Viele<br />
moderne Flugzeuge werden aber immer noch von den Triebwerksgeräuschen dominiert, wie<br />
das in Bild 77 dargestellte Ergebnis für ein häufig fliegendes Flugzeug beispielhaft zeigt. Die<br />
Schallemission von der Eintrittsöffnung und der Schubdüse sind deutlich <strong>zu</strong> unterscheiden.<br />
Der Vergleich dieser Ergebnisse mit solchen von den leisesten der gemessenen Triebwerke<br />
zeigt ein beträchtliches Lärmsenkungspotenzial.<br />
Bild 78 zeigt die Schallquellenverteilung für ein anderes Flugzeug, dessen Landegeräusch<br />
im Frequenzbereich 280 bis 3500 Hz von zwei tonalen aerodynamischen Schallquellen bei<br />
480 Hz nahe den Flügelenden dominiert wird, die deutlich hörbar sind und leicht als Triebwerkston<br />
missdeutet werden können. Die Schallquellen am Flügel (oben und unten in rot)<br />
sind wesentlich lauter als die Fahrwerke unter dem Rumpf (Mitte) und die beiden Triebwerke<br />
am Rumpfende (rechts). Ein Vergleich mit anderen Flugzeugen legt nahe, dass dieses Geräusch<br />
vermeidbar ist.<br />
81
Bild 77: Geräuschquellen an einem von<br />
unten betrachteten Flugzeug für<br />
das den Fan-Ton einschließende<br />
Terzband 800 Hz.<br />
Bild 78: Geräuschquellen an einem von unten<br />
betrachteten Flugzeug im Frequenzbereich<br />
280 bis 3500 Hz.<br />
Die Mikrofonarray-Technik ist den letzten Jahren ständig verfeinert und <strong>zu</strong>r Untersuchung<br />
unterschiedlicher Geräuschkomponenten von <strong>Verkehr</strong>sflugzeugen und auch bodengebundenen<br />
Fahrzeugen eingesetzt worden, siehe die Arbeiten von Michel & Qiao [178], [179], Siller,<br />
Arnold & Michel [180], Siller & Michel [181, Piet, Michel & Böhning [182], Michel & Barsikow<br />
[183], Michel et al [184], Guérin et al [185]. Diese Technik hat sich dabei als so leistungsfähig-<br />
und aussagekräftig erwiesen, dass sie inzwischen neben dem DLR von allen bedeutenden<br />
Forschungseinrichtungen (ONERA, NLR, N<strong>AS</strong>A) und der Luftfahrtindusrie (Airbus, Boeing,<br />
EADS) selbst mit eigenen Geräten und/oder Auswerteprogrammen betrieben wird.<br />
Neben der Schallquellenortung lassen sich mit Hilfe der Arraytechnik auch die Wirbelschleppen<br />
hinter landenden Flugzeugen detektieren und untersuchen, wie von Michel & Böhning<br />
[186] und Böhning & Michel [187] gezeigt wurde.<br />
Die bislang diskutierten Mikrofonarrays beziehen sich auf Schallfelder in einem unbegrenzten<br />
Raum. Die Methode der Schallquellenlokalisierung ist aber nicht auf Freifelder beschränkt,<br />
sondern wird auch <strong>zu</strong>nehmend in Windkanälen eingesetzt. Im Falle geschlossener<br />
Messstrecken müssen allerdings die Reflexionen der Schallwellen an den Windkanalwänden<br />
berücksichtigt werden (siehe z.B. Koop et al [188]). Die Schallquellenlokalisierung wird derzeit<br />
beim DLR auf den Einsatz in Triebwerksprüfständen erweitert, wo ebenfalls das Problem<br />
der Reflexionen gelöst werden muss (Böhning & Michel [189]).<br />
82
Anhang C: Übersicht deutscher und internationaler Verbundprojekte <strong>zu</strong>r<br />
Reduzierung des Fluglärms<br />
C1: Deutsche Verbundprojekte<br />
Von den nationalen deutschen Aktivitäten ist als erste das Luftfahrtforschungsprogramm der<br />
Bundesregierung <strong>zu</strong> nennen und als zweite die Arbeiten des DLR im Schwerpunkt Luftfahrt,<br />
die in Berlin, Braunschweig, und Göttingen, Köln-Porz und Oberpfaffenhofen im Rahmen<br />
zweier DLR-interner Projekte <strong>Leiser</strong> Flugverkehr I und II.<br />
Darüber hinaus förderte das BMBF die folgenden weiteren Projekte im Bereich Luftfahrt<br />
• Engine 3E 2010<br />
− Aeroakustik, -elastik und -aerodynamik CRISP-1m-Modell; Zeitraum 1996-98; DLR-<br />
Köln/Berlin.<br />
− Lärm- und leistungsoptimierter Strahlmischer; Zeitraum 1996-98; DLR-Berlin;<br />
BMW RR;<br />
− Modale Schallmessungen an Niederdruck-Turbinen; Zeitraum 1996-98; MTU-<br />
München;<br />
− Modale Schallmessungen an Axialverdichtern; Zeitraum 1995-1997; MTU-München;<br />
DLR-Berlin;<br />
− Berechnung der Schallerzeugung von Turbinengittern mit linarisiertem Euler-<br />
Verfahren; Zeitraum 1995-1998; MTU-München;<br />
• Verbundprojekt Eigengeräuschminderung bei <strong>Verkehr</strong>sflugzeugen; Zeitraum 1996-<br />
1998; DLR-Berlin und Braunschweig, akustik data, Deutsche Airbus, Lufthansa, Flughafen<br />
Frankfurt/Main.<br />
• BMBF / DFG Verbundprogramm "Numerische Aeroakustik für <strong>Verkehr</strong>sflugzeuge"<br />
SWING;<br />
− Generische Versuche; Computational Aeroacoustics (CAA); DLR-Braunschweig<br />
− Experimentelle Untersuchungen räumlicher Korrelationen an generischem Klappenmodell;<br />
DLR-Braunschweig<br />
− Randelementverfahren Schallabstrahlung Hochauftriebssystem; Uni Stuttgart<br />
− Simulation von Klappenseitenwirbeln und Akustikfeldern; RWTH-Aachen<br />
− Modellierung Schallentstehung an Klappenseiten von Tragflügeln; TU Dresden<br />
• Ein weiteres BMBF-Projekt im Rahmen von AG Turbo Turbotech II bezieht sich auf stationäre<br />
Gasturbinenanlagen, die Ergebnisse sind aber auch für Flugtriebwerke von Bedeutung:<br />
Aktive Schallminderung bei Turbomaschinen; Zeitraum 1996-1999; DLR-<br />
Berlin und Köln; MTU; EADS CRC.<br />
In dem DFG-Sonderforschungsbereich 557 "Beeinflussung komplexer turbulenter Scherströmungen";<br />
Zeitrum1998 – 2001 – 2004 - 2007; Partner TU Berlin, DLR-Berlin) werden<br />
zwei für die Luftfahrt relevanten Lärmthemen behandelt:<br />
• Aktive Lärmminderung durch dynamische Beeinflussung der turbulenten Umströmung<br />
der Schaufelspitzen<br />
• Aktive Beeinflussung von Betriebsverhalten und Lärm axialer Turbomaschinen durch<br />
dynamische Beeinflussung der turbulenten Strömung im Kopfspalt.<br />
Weitere Einzelarbeiten werden an Universitäten, z.B. BTU-Cottbus, RWTH-Aachen, TU Berlin,<br />
TU Dresden, Universität Stuttgart, durchgeführt.<br />
Im März 1999 wurde der Forschungsverbund <strong>Leiser</strong> <strong>Verkehr</strong> auf Initiative des Deutschen<br />
Zentrums für Luft- und Raumfahrt / DLR mit zahlreichen Partnern aus Industrie, Verbänden,<br />
Behörden und Forschung als ein offenes Netzwerk gegründet (Weyer & Neise [190]). Anliegen<br />
des Verbundes ist es, den <strong>Verkehr</strong>slärm als „öffentliches” Problem ganzheitlich an<strong>zu</strong>gehen.<br />
Straßen-, Schienen- und Luftverkehr handeln miteinander. Eine gemeinsame Klammer<br />
83
ildet die Wirkungsforschung, die den kurz- bis langfristigen Folgen von Lärmeinwirkungen<br />
nachgeht. Der Forschungsverbund schafft ein Netzwerk, das der Vertrauensbildung, der verbesserten<br />
Kommunikation und der intensiveren Zusammenarbeit zwischen den aus sehr<br />
unterschiedlichen Branchen stammenden Partnern dient und <strong>zu</strong>r Verbesserung der wissenschaftlich-technischen<br />
Grundlagen einer breiten Lärmbekämpfung beiträgt. Im Bereich Fluglärm<br />
sind die folgenden Projekte aus dem Verbund heraus konzipiert und erfolgreich beantragt<br />
worden:<br />
• LuFo III N<strong>AS</strong>GeT: Neuartige aktive/passive Systeme <strong>zu</strong>r Geräuschminderung an<br />
Triebwerken; Zeitraum 01.01.2004 – 31.1<strong>2.2</strong>007.<br />
• LuFo III LEXMOS: Leise Düsenaustrittsysteme und Moderne Schallquellenortung;<br />
Zeitraum 01.01.2004 – 31.1<strong>2.2</strong>007.<br />
• LuFo III FREQUENZ: Forschung <strong>zu</strong>r Reduktion und Ermittlung des Quelllärms mittels<br />
Experiment und Numerik bei Zivilverkehrsflugzeugen; Zeitraum 01.11.2003 –<br />
31.10.2007.<br />
• LAnAb: Lärmoptimierte An- und Abflugverfahren; Zeitraum 01.1<strong>2.2</strong>002 – 30.11.2006.<br />
Auch für das kommende Luftfahrtforschungsprogramm IV hat der Verbund <strong>Leiser</strong> <strong>Verkehr</strong><br />
Vorschläge für neue Projekte gemacht, über deren Realisierung im Laufe des Jahres 2006<br />
entschieden wird.<br />
C2 Europäische Verbundprojekte<br />
X2 X -NOISE<br />
2 X -NOISE<br />
2-NOISE Basic Tools<br />
& Source<br />
Understanding<br />
Advanced<br />
Configurations<br />
Turbomachinery<br />
Noise<br />
Reduction<br />
Technology<br />
Exhaust Noise<br />
Reduction<br />
Technology<br />
Airframe noise<br />
Reduction<br />
Techniques<br />
Operational<br />
Practices<br />
Impact<br />
Management<br />
Tools<br />
Years<br />
Propagation Models<br />
Source Jet<br />
Models<br />
and Turbomachinery<br />
Advanced<br />
CFD/ CAA Airframe<br />
Aircraft Architectures<br />
Engine Architectures<br />
Noise Reduction<br />
at Source<br />
Nacelle Technologies<br />
Nozzle Design &<br />
Liner Technology<br />
High Lift Devices<br />
& Landing Gear<br />
RESOUND<br />
RAIN<br />
RESOUND<br />
RANNTAC<br />
National / Industry<br />
Research<br />
RAIN<br />
Noise Abatement<br />
National programs<br />
Procedures SOURDINE<br />
Noise / Emissions Tradeoffs Evaluation<br />
Noise Mapping<br />
Virtual Neighbourhood<br />
Generation 1 Solutions<br />
Generation 2 Solutions<br />
98 99 00 01 02 03 04 05 06 07 08 09 10<br />
DUCAT<br />
JEAN<br />
TurboNoise CFD<br />
MESSIAEN<br />
SILENCE(R)<br />
Technology<br />
Platform<br />
SOURDINE II<br />
COJEN<br />
TURNEX<br />
PROBAND<br />
ROS<strong>AS</strong> NACRE IP<br />
SEFA<br />
VITAL IP<br />
TIMPAN<br />
OPTIMAL IP<br />
FP7<br />
FP7<br />
FP7<br />
International Effort IMAGINE<br />
International Effort<br />
Bild 79: Übersicht der EU-Forschungsprogramme <strong>zu</strong>r Fluglärmminderung (aus Description<br />
of Work X3-Noise).<br />
Seit 1995 besteht in Europa eine konzertierte Anstrengung <strong>zu</strong>r Etablierung einer “Strategic<br />
Research Agenda” (SRA) <strong>zu</strong>r Reduzierung des Fluglärms. Zunächst engagierte sich die ,<br />
Aeronautics Task Force on “The Environmentally Friendly Aircraft” (TEFA), später das „Advisory<br />
Council for Aeronautics Research in Europe“ (ACARE), das im Januar 2001 von der<br />
84<br />
FP7
“Group of Personalities” unter der Leitung von EU-Kommissar Philippe Busquin gegründet<br />
wurde und ein Strategiepapier “European Aeronautics: A Vision for 2020” vorlegte. In der<br />
“Vision 2020” sind, unter Anderem, die folgenden Zielset<strong>zu</strong>ngen für die Begren<strong>zu</strong>ng des<br />
Fluglärms genannt: "Reduce perceived noise by half" und "Eliminate noise nuisance outside<br />
airport boundaries". Das erste Ziel ist gleichbedeutend mit einer Pegelminderung von<br />
10 EPNdB und das zweite mit einem Maximalpegel von 65 dB(A) an der Flughafengrenze.<br />
Die wichtigsten Partner der Luftfahrtbranche arbeiten in den Thematischen Forschungsnetzwerken<br />
X-Noise, dann X2- und X3-Noise an der Aufstellung eines systematischen und konsistenten<br />
europäischen Forschungsprogramms <strong>zu</strong>r Reduktion des Fluglärms, das <strong>zu</strong> einer<br />
Reihe aufeinander aufbauenden und komplementären Forschungsprojekte geführt hat, die in<br />
Bild 79 aufgeführt sind.<br />
Die Titel dieser EU-Projekte kennzeichnen die wesentlichen Forschungsinhalte<br />
(weitere Informationen sind <strong>zu</strong> finden auf http://cordis.europa.eu/search/index.cfm).<br />
• DUCAT: Duct Acoustics; Zeitraum 01/1998-12/2000.<br />
• RAIN: Reduction of Airframe and Installation Noise; Zeitraum 01/1998-12/2000.<br />
• RANNTAC: Reduction of Aircraft Noise by Nacelle Treatment and Active Control. EU-<br />
FP4; Zeitraum 01/1998-12/2000.<br />
• RESOUND: Reduction of Engine Source Noise Through Understanding and Design.<br />
EU-FP4; Zeitraum 01/1998-12/2000.<br />
• JEAN: Jet Exhaust Aerodynamics and Noise: EU FP5, Zeitraum 1.<strong>2.2</strong>001-31.1.2004.<br />
• SOURDINE: Study of Optimisation Procedures for Decreasing the Impact of Noise: EU<br />
FP4, Zeitraum 1.12.1998-31.12.1999.<br />
• SOURDINE II: Study of Optimisation Procedures for Decreasing the Impact of Noise II:<br />
EU FP5, Zeitraum 13.11.2001-12.11.2004.<br />
• TurboNoiseCFD: Turbomachinery Noise Source CFD Models for Low Noise Aircraft<br />
Designs: EU FP5; Zeitraum 01/2000 – 12/2002.<br />
• ROS<strong>AS</strong>: Research on Silent Aircraft Concepts: EU FP5, Zeitraum 1.1.2002-31.3.2005.<br />
• SILENCE(R): Significantly Lower Community Exposure to Aircraft Noise. Techology<br />
Platform; Zeitraum 04/2001 – 12/2006 (verlängert bis 07/2007).<br />
• COJEN: Computation of Coaxial Jet Noise. STREP EU-FP6/I; Zeitraum 01/2004 –<br />
12/2006.<br />
• PROBAND: Improvement of Fan Broadband Noise Prediction - Experimental Investigation<br />
and Computational Modelling. STREP EU-FP6/II; Zeitraum 04/2005 – 03/2008.<br />
• TURNEX: Turbomachinery Noise Radiation through the Engine Exhaust. STREP EU-<br />
FP6/II; Zeitraum 01/2005 – 12/2007.<br />
• HARMONOISE: Accurate and reliable prediction methods for the eu directive on the<br />
assessment and management of environmental noise.; Zeitraum 1.8.2001-31.7.2004.<br />
• IMAGINE: Improved Methods for the Assessment of the Generic Impact of Noise in the<br />
Environment; Zeitraum 5.1<strong>2.2</strong>003-1.1<strong>2.2</strong>006. http://www.imagine-project.org/<br />
• SEFA: Sound Engineering For Aircraft: STREP EU-FP6/II; Zeitraum 2.3.2004-<br />
1.<strong>2.2</strong>007.<br />
• HISAC: High Speed Aircraft, Integrated Programme, EU FP6, seit 04/2005.<br />
• VITAL: Environmentally Friendly Aero Engine. Integrated Programme EU-FP6/II; Zeitraum<br />
01/2005 – 12/2008.<br />
• X-Noise; X2-Noise; X3-Noise: Aircraft External Noise Research Network and Coordination.<br />
Thematisches Netzwerk; Zeiträume 1.11.1998-30.4.2002; 1.11.2002-30.4.2006;<br />
2006-2007.<br />
• TIMPAN: Technology to IMProve Airframe Noise; STREP EU-FP6/III, Zeitraum<br />
85
1.9.2006 – 31.8.2009.<br />
• OPTIMAL: Optimized Procedures and Techniques for IMprovement of Approach and<br />
Landing: EU FP6, Integrated Project, Zeitraum 1.6.2004-1.<strong>2.2</strong>008.<br />
• NACRE: New Aircraft Concepts Research: EU FP6, Integrated Project, Zeitraum<br />
24.6.2005-<br />
Akustische Fragestellungen werden auch in zwei Projekten mit im Wesentlichen aerodynamischer<br />
Ausrichtung behandelt:<br />
• AWIATOR: Aircraft Wing with Advanced Technology Operation. Zeitraum 07/2002 –<br />
06/2006.<br />
• C-WAKE: Wake Vortex Characterisation and EU-FP4; Zeitraum 01/2000-12/2002.<br />
Für die Technologieplattform SILENCE(R), das umfangreichste der oben genannten Programme,<br />
werden die folgenden Reduktionsziele bezogen auf die Technologie der in 1998 in<br />
Dienst gestellten <strong>Verkehr</strong>sflugzeuge genannt:<br />
• Kurzfristig (1 bis 2 Jahre nach Beendigung von SILENCE(R)): 3 dB.<br />
• Mittelfristig (4 Jahre nach Beendigung von SILENCE(R)): 6 dB.<br />
• Langfristig (8 Jahre nach Beendigung von SILENCE(R)): bis <strong>zu</strong> 10 dB.<br />
C3 Fluglärmforschung in den USA<br />
In den USA sind die Forschungsarbeiten <strong>zu</strong>r Minderung des Fluglärms seit Mitte der neunziger<br />
Jahre in zwei großen Forschungsprogrammen konzentriert, dem Advanced Subsonic<br />
Technology (<strong>AS</strong>T) Programm (1994-2001) und dem Quiet Aircraft Technology (QAT) Programm<br />
seit 2000. Das Budget dieser beiden mit 100%-tiger Förderung der Regierung über<br />
insgesamt 12 Jahre laufenden Programme beläuft sich auf 350 Mio. US$.<br />
Die Programmziele des QAT-Programms sind Bild 80 <strong>zu</strong>sammenfassend dargestellt. Sie<br />
sind zeitlich weitreichender als die europäische „Vision 2020“, aber bezüglich der Ziele für<br />
die nächsten 10-Jahre weitgehend deckungsgleich mit denen der „Vision 2020“. Im Rahmen<br />
dieser Programme werden alle wichtigen Aspekte der Fluglärmminderung behandelt: Grundlagen<br />
der Schallentstehung, Strömungsbeeinflussung, Aktive Geräuschminderung, Reduktion<br />
des Breitbandlärms, Numerische Strömungsakustik (Computational AeroAcoustics, CAA),<br />
Systemoptimierung und lärmoptimierte Flugverfahren. (mehr Informationen unter:<br />
http://www.aia-aerospace.org/issues/subject/noise_workshop/nws04a_nasa.pdf).<br />
Seamless integration of air travel<br />
into the fabric of society: easily<br />
accessible, easily utilized, safe,<br />
affordable travel with minimal<br />
environmental impact. Customer<br />
demands will drive air travel<br />
systems, service, and products<br />
Objective<br />
�� �� �� Develop Develop technology technology to to improve improve quality quality of of life life through through the<br />
the<br />
elimination elimination of of adverse adverse effects effects of of aircraft aircraft noise<br />
noise<br />
Vision<br />
�� �� �� Objectionable Objectionable aircraft aircraft noise noise contained contained within within airport airport boundary<br />
boundary<br />
Benefit<br />
�� �� �� 10-year 10-year Goal: Goal: Technology Technology for for 65 65 LDN LDN at at airport airport boundary<br />
boundary<br />
�� �� �� 25-year 25-year Goal: Goal: Technology Technology for for 55 55 LDN LDN at at airport airport boundary<br />
boundary<br />
Enterprise Noise Goal<br />
�� �� �� Reduce Reduce the the perceived perceived noise noise levels levels of of future future aircraft aircraft by by one one half<br />
half<br />
(10 (10 dB) dB) from from today’s today’s subsonic subsonic aircraft aircraft within within 10 10 years,<br />
years,<br />
and and by by three three quarters quarters (20 (20 dB) dB) within within 25 25 years<br />
years<br />
Bild 80: Ziele des Quiet Aircraft Technology (QAT) Programms der USA.<br />
86