الملخص

تحليل الضوضاء المنبعثة من المحركات النفاثة أمراً مهماً، وذلك لما لها من أهمية لمعرفة خصائص الضوضاء المنبعثة من تردد وشدت مستوى الضوضاء وطورها التي تساعد في تصميم تقنيات مخمدات لمستوى الضوضاء في هذا النوع من المحركات، ومن بين المخمدات المستخدمة هي تقنية (Herschel and Quincke (HQ. في هذه الورقة تم قياس لحظيا الاشارتين الصوتيتين في موضعين مختلفين لمحرك نفاث معملي تدريبي صغير وذلك باستخدام نظام الميكروفون، الأول عند مدخل الهواء الداخل للضاغط بينما الآخر عند مخرج العادم لفوهة المحرك عند سرعات مختلفة لمحور الضاغط. أيضا وفي نفس موضع نظام الميكروفون تم قياس مستوى الضوضاء باستخدام جهاز قياس مستوى الضوضاء بالديسبل. تم تجميع وتحليل الاشارتين باستخدام تقنية تجميع بيانات متقدمة حيث تصل سرعتها إلى 1.25 Msample/sec، مع استخدام برنامج لاب فيو في تحليل الاشارتين وحساب مدى الارتباط بين الاشارتين والتحليل الطيفي لهما. أظهرت النتائج أن مستوى الضوضاء عند خروج العادم من الفوهة أكبر من مستوى الضوضاء عند مدخل الهواء للضاغط، وأن مستوى الضوضاء عند مخرج الفوهة يتناسب طرديًا مع سرعة دوران الضاغط. بينما عند مدخل الضاغط له سلوك متغير، عند السرعات المنخفضة كان مستوى الضوضاء منخفضًا نسبيًا، عند زيادة سرعة الضاغط بدأ مستوى شدة الضوضاء في تزايد إلى سرعة معينة إلى أن وصل الى أقصى مستوى للضوضاء. عند الزيادة أكثر في سرعة الضاغط بدأ مستوى الضوضاء في الانخفاض ليأخذ شكل المنحنى الكامل شكل القبة، ويرجع ذلك لحدوث الرنين الصوتي للضوضاء، وغالباً ما يكون نتيجة لعملية الاحتراق التي تتبع الضاغط، والتي تعتبر من بين المشاكل التي تحدث في الاحتراق المستمر للمحركات الحرارية، نتيجة للتفاعل بين التذبذب في الحرارة المنبعثة والضغط المتذبذب داخل غرفة الاحتراق. هذه الظاهرة تسمى بعدم الاستقرار الحراري الصوتي. علاوة على ذلك، أظهرت النتائج أن التردد السائد للإشارة المنبعثة من فوهة النفث للمحرك أكبر بكثير من التردد عند مدخل الهواء للضاغط، حيث يصل إلى حوالي 20 ضعف، هذا طبيعي نتيجة السرعة العالية للتدفق النفاث عند مخرج الفوهة. بالإضافة إلى ذلك، يمكن أن تكون البيانات المجمعة مفيدة في تطوير مخططات النمذجة التي توفر إمكانات تنبؤ كافية بحدوث عدم استقرار الاحتراق أو لفهم تفاعلات الموجات الصوتية واللهب، وأيضا تطوير تقنية مخمدات الضوضاء للمحركات النفاثة.

ABSTRACT

The analysis of the noise emitted by jet engines is important, because of its importance to know the characteristics of the noise emitted such as; frequency and sound pressure level and its signal phase, which helps in the design of dampers for the noise level in these type of engines, and among the dampers used is Herschel and Quincke (HQ) technology. In this paper, two acoustic signals were measured instantaneously in two different locations of a small laboratory training jet engine using a microphone system. the first microphone at the inlet of the compressor air, while the other at the exhaust outlet of the engine nozzle. Also, in the same position as the microphone system, the noise level was measured using a decibel noise level meter. The two signals were collected and analysed using advanced data collection technology, with a speed of up to 1.25 Msample/sec, with the Lab View program used to analyze the two signals and calculate the correlation between the two signals and their spectral analysis. The results showed that the noise level at the exit of the exhaust from the nozzle is greater than the noise level at the air inlet of the compressor, and that the noise level at the outlet of the nozzle is directly proportional to the rotational speed of the compressor. While at the entrance of the compressor has a variable behaviour, at low speeds, the noise level was relatively low, when the compressor speed increased, the sound pressure level began to increase to a certain speed until it reached the maximum noise level. When the compressor speed increases further, the noise level begins to decrease to take the shape of the dome, this is due to the occurrence of acoustic resonance of the noise, and it is often a result of the combustion process that follows the compressor, which is among the problems that occur in the continuous combustion of heat engines, as a result of the reaction between the fluctuation in the heat released and the fluctuating pressure inside the combustion chamber. This phenomenon is called thermo-acoustic instability. Moreover, the results showed that the dominant frequency of the signal emitted from the jetting nozzle of the engine is much greater than the frequency at the air inlet of the compressor, reaching about 20 times, which is normal due to the high velocity of the jet flow at the outlet of the nozzle. In addition, the collected data can be useful in developing modelling schemes that provide sufficient prediction capabilities for the occurrence of combustion instability or for understanding the interactions of sound waves and flames, as well as in developing noise dampening technology for jet engines.