Wave-resolving aircraft cabin noise prediction
Quiet aircraft passenger cabins contribute significantly to the well-being and health of billions of air travellers. During design, a reliable prediction of the sound pressure level is seen as crucial decision-making basis. The wave-resolving numerical simulation of sound pressure levels in the cabin is investigated within this thesis, which results in a comprehensive modelling of a typical aircraft fuselage, the efficient numerical solution and the assessment of the sound induced by a novel engine concept and the turbulent boundary layer.
A major challenge is the complexity of aircraft models including structural, acoustic and poro-elastic domains. For each relevant fuselage part, experiments are conducted and different vibroacoustic models are compared in order to choose a suitable modelling approach, repectively. The airframe, the insulation, the interior panels and the cabin are studied separately and merged into a full aircraft fuselage model. One important finding is on the glass wool insulation layer between the airframe and the interior panel, for which the need for the Biot model is shown. The modelling of structure-borne sound transmission within the glass fibres is necessary to take structural resonances within the double wall gap in the low frequency range into account. Another finding concerns the cabin domain containing seats and passengers – a global homogenised damping approach yields suitable results compared to a more detailed consideration of local surface impedances.
As the resulting finite element model incorporates millions of degrees of freedom, efficient solving approaches are studied with regard to potentially introduced errors. The combination of frequency-adaptive meshes and the admissible weak mechanical coupling assumption for the cabin above 410 Hz decreases the computational time required by 87% for a 4.3m fuselage section, while the reference is a constant mesh with a strong mechanical coupling between all domains. In addition, the application of the iterative solver GMRES in combination with a suitable preconditioner (Block low rank LU) is presented. The usage in blocks according to the physical domains requires significantly less computational effort compared to a direct solver. Besides, it is shown that the full length aircraft fuselage can be replaced by shorter fuselage sections without introducing significant errors above 410 Hz. The aircraft fuselage model in combination with efficient solving approaches is applied for two analyses. Firstly, the available acoustic excitations of two jet engines (bypassratio 17 and 5) are compared. The acoustic footprint of the novel engine yields significantly lower sound pressure levels in the cabin, which results in a positive assessment of the new technology. Secondly, the acoustic excitations beneath the turbulent boundary layer are modelled by a generic superposition of plane waves resulting in a deterministic snapshot of the random loading. It is demonstrated that the turbulent boundary layer generates cabin sound pressure levels lying between those of the two engine generations. Based on these results, a more distinct presence of the turbulent boundary layer acoustics within the cabin can be assumed for future aircraft generations.
The assessment of complex excitations by applying the acoustic footprint directly shows a great advantage of wave-resolving models. The developed recommendations on aircraft fuselage modelling and the derived efficient solving approaches state the major scientific contribution of this thesis, which is transferable to different aircraft and even other mobility vehicles. The obtained results represent a decisive contribution towards the development of quieter passenger cabins in future aircraft.
Leise Flugzeugpassagierkabinen tragen wesentlich zum Wohlbefinden und zur Gesundheit von Milliarden von Flugreisenden bei. In der Konstruktion wird eine zuverlässige Vorhersage des Schalldruckpegels als wichtige Entscheidungsgrundlage gesehen. Die wellenauflösende numerische Simulation von Schalldruckpegeln in der Kabine wird in dieser Dissertation untersucht. Das Ergebnis ist eine umfassende Modellierung eines typischen Flugzeugrumpfes, die effiziente numerische Lösung und die Bewertung des Schalls induziert durch ein neuartiges Triebwerkskonzept sowie die turbulente Grenzschicht.
Eine große Herausforderung ist die Komplexität der Flugzeugmodelle, die strukturelle sowie akustische und poro-elastische Gebiete umfasst. Auf Basis von Experimenten und dem Vergleich verschiedener vibroakustischer Modelle wird für jeden relevanten Teil eines Flugzeugrumpfes jeweils ein geeigneter Ansatz ausgewählt. Die Flugzeugzelle, die Dämmung, die Innenverkleidung und die Kabine werden getrennt untersucht und zu einem Gesamtmodell des Flugzeugrumpfes zusammengeführt. Für Modellierung der Glaswolle-Dämmschicht zwischen der Flugzeugzelle und der Innenverkleidung wird die Notwendigkeit des Biot-Modells als wichtige Erkenntnis gezeigt. Die Modellierung der Körperschallübertragung innerhalb der Glasfasern ist notwendig, um Strukturresonanzen innerhalb des Doppelwandspalts im niedrigen Frequenzbereich zu berücksichtigen. Eine weitere Erkenntnis gilt der Kabine, in welcher sich die Sitze und Passagiere befinden – ein globaler homogenisierter Dämpfungsansatz führt zu geeigneten Ergebnissen im Vergleich zu einer detaillierteren Berücksichtigung lokaler Oberflächenimpedanzen.
Da das resultierende Finite-Elemente-Modell Millionen von Freiheitsgraden umfasst, werden effiziente Lösungsansätze im Hinblick auf potenziell eingeführte Fehler untersucht. Die Kombination von frequenzadaptiven Netzen und der zulässigen Annahme einer schwachen mechanischen Kopplung der Kabine oberhalb von 410 Hz verringert den zeitlichen Rechenaufwand um 87% für einen Rumpfabschnitt über 4.3 m, während ein konstantes Netz mit starker mechanischer Kopplung zwischen allen Gebieten als Referenz herangezogen wird. Darüber hinaus wird die Anwendung des iterativen Lösers GMRES in Kombination mit einem geeigneten Vorkonditionierer (Block low rank LU) präsentiert. Die Verwendung in Blöcken entsprechend der physikalischen Gebiete bedarf deutlich weniger Berechnungsaufwand im Vergleich zu einem direkten Löser. Außerdem wird gezeigt, dass der gesamte Flugzeugrumpf durch kürzere Rumpfabschnitte ersetzt werden kann, ohne signifikante Fehler oberhalb von 410 Hz
einzuführen.
Das Flugzeugrumpfmodell wird in Kombination mit effizienten Lösungsansätzen für zwei Analysen angewendet. Zum einen werden die zur Verfügung stehenden akustischen Anregungen zweier Strahltriebwerke (Nebenstromverhältnis 17 und 5) miteinander verglichen. Der akustische Fußabdruck des neuartigen Triebwerks mit Nebenstromverhältnis 17 führt zu deutlich niedrigeren Schalldruckpegeln in der Kabine, wodurch sich eine positive Bewertung der neuen Technologie ergibt. Zweitens werden die akustischen Anregungen unterhalb der turbulenten Grenzschicht durch eine generische Überlagerung von ebenen Wellen modelliert, was zu einer deterministischen Momentaufnahme der Zufallsanregung führt. Es wird gezeigt, dass die turbulente Grenzschicht Kabinenschalldruckpegel erzeugt, die zwischen denen der beiden untersuchten Triebwerke liegen. Auf Grundlage dieser Ergebnisse kann für künftige Flugzeuggenerationen von einer stärkeren Präsenz der turbulenten Grenzschichtanregung in der Kabine ausgegangen werden. Die Bewertung komplexer Anregungen durch das direkte Aufbringen des akustischen Fußabdrucks zeigt einen großen Vorteil von wellenauflösenden Modellen. Die entwickelten Empfehlungen zur Modellierung von Flugzeugrümpfen und die daraus abgeleiteten effizienten Lösungsansätze stellen den wesentlichen wissenschaftlichen Beitrag dieser Arbeit dar, der auf andere Flugzeuge und sogar andere Mobilitätsträger übertragbar ist. Die erzielten Ergebnisse stellen einen entscheidenden Beitrag für die Entwicklung leiserer Passagierkabinen in zukünftigen Flugzeugen dar.
Preview
Cite
Access Statistic
Rights
Use and reproduction:
