LV; AP 4220; Bericht zu AS 2.2 - Leiser Verkehr

Bewertung des Standes der Technik in der
Lärmreduktionstechnologie für Verkehrsflugzeuge
W. Neise
W. Dobrzynski *)
U. Michel
DLR-Institut für Antriebstechnik
Abteilung Triebwerksakustik Berlin
*) DLR-Institut für Aerodynamik und Strömungstechnik,
Abteilung Technische Akustik, Braunschweig
Forschungsprojekt gefördert vom
Bundesministerium für Verkehr Bauen und Stadtentwicklung (BMVBS)
unter der FE-Nummer L-1/2004-50.0303/2004
Laufzeit 31.3.2004 - 15.6.2006

Bewertung des Standes der Technik in der
Lärmreduktionstechnologie für Verkehrsflugzeuge
W. Neise
W. Dobrzynski *)
U. Michel
DLR-Institut für Antriebstechnik
Abteilung Triebwerksakustik Berlin
*) DLR-Institut für Aerodynamik und Strömungstechnik,
Abteilung Technische Akustik, Braunschweig
Forschungsprojekt gefördert vom
Bundesministerium für Verkehr Bauen und Stadtentwicklung (BMVBS)
unter der FE-Nummer L-1/2004-50.0303/2004
Laufzeit 31.3.2004 - 15.6.2006

Inhaltsverzeichnis
1 Einleitung ............................................................................................................................1
2 Schallquellen bei Verkehrsflugzeugen................................................................................2
3 Mechanismen der aerodynamischen Schallentstehung .....................................................4
3.1 Aeroakustische Theorie der Schallerzeugung ............................................................4
3.2 Triebwerksgeräusche..................................................................................................7
3.2.1 Überblick............................................................................................................7
3.2.2 Schallerzeugung durch den Triebwerksstrahl....................................................9
3.2.3 Schallerzeugung durch Fan, Verdichter, Turbine und Brennkammer..............13
3.2.4 Aktuelle Forschungsarbeiten zur Verminderung der
Triebwerksgeräusche ......................................................................................16
3.3 Umströmungsgeräusche (Fahrwerke und Hochauftriebshilfen)................................23
3.3.1 Experimentelle Analyse der Strömungsschallquellen......................................23
3.3.2 Numerische Simulation von Umströmungsschallquellen.................................26
4 Untersuchungen zur Entwicklung von Nachrüstmaßnahmen zur Reduzierung der
Triebwerksgeräusche .......................................................................................................28
4.1 Vorbemerkung ..........................................................................................................28
4.2 Vermeiden von Einlaufstörungen in der Zuströmung zum Triebwerksfan ................28
4.3 Verbesserung der akustischen Auskleidung des Triebwerkskanals .........................28
4.4 Akustische Bedämpfung der Einlaufdüse der Triebwerksgondel..............................30
4.5 Schalldämpfer auf der Abströmseite des Triebwerks (hot-stream liners) .................30
4.6 Chevron Düsen zur Minderung des Freistrahlgeräusches........................................31
5 Untersuchungen zur Entwicklung von Nachrüstmaßnahmen zur Reduzierung der
Umströmungsgeräusche...................................................................................................32
5.1 Fahrwerksgeräusche ................................................................................................33
5.2 Geräusche von Hochauftriebshilfen..........................................................................37
6 Flugversuche zur Erprobung von nachrüstbaren Geräuschminderungsmaßnahmen
für Verkehrsflugzeuge.......................................................................................................43
6.1 DLR-DLH Überflugmessungen mit Airbus A319; Cochstedt 2001............................43
6.1.1 Einführung .......................................................................................................43
6.1.2 Modifikationen am Airbus A319.......................................................................44
6.1.3 Ergebnisse der Überflugversuche ...................................................................44
6.1.4 Bewertung der Ergebnisse ..............................................................................47
6.2 DLR-DLH Überflugmessungen mit Boeing MD-11; Schwerin-Parchim 2002 ...........48
6.2.1 Einleitung.........................................................................................................48
6.2.2 Messprogramm................................................................................................48
6.2.3 Ergebnisse.......................................................................................................49
6.3 Überflugmessungen an einer Airbus A319; Parchim 2004 .......................................50
6.4 Quiet Technology Demonstrator Program der USA..................................................55
6.4.1 Versuchsprogramm .........................................................................................55
6.4.2 Geräuschminderung durch einen verbesserten Triebwerkseinlauf .................56
6.4.3 Geräuschminderung durch Chevron-Düsen....................................................58
6.4.4 Geräuschminderung durch Fahrwerksverkleidung..........................................60
7 Bewertung der Umsetzungsmöglichkeit untersuchter
Geräuschminderungsmaßnahmen ...................................................................................61
8 Zusammenfassung ...........................................................................................................62
9 Ausblick ............................................................................................................................65
10 Literaturverzeichnis...........................................................................................................68
Anhang A: Die Lärmzulassung von Strahlflugzeugen ............................................................77
Anhang B: Schallquellenlokalisierung am fliegenden Flugzeug mit Hilfe von
ii

Mikrofonarrays ..................................................................................................................79
Anhang C: Übersicht deutscher und internationaler Verbundprojekte zur Reduzierung
des Fluglärms ...................................................................................................................83
C1: Deutsche Verbundprojekte .......................................................................................83
C2 Europäische Verbundprojekte...................................................................................84
C3 Fluglärmforschung in den USA.................................................................................86
iii

Bildverzeichnis:
Bild 1: Entwicklung der Fluglärmpegel in Abhängigkeit vom Flugzeugtyp. ............................1
Bild 2: Zahl der Flugbewegungen und Entwicklung des äquivalenten
Dauerschallpegels gemittelt über mehrere Messstellen am Flughafen
Frankfurt (Quelle: Dr. Beder Consult).........................................................................2
Bild 3: Schallquellen bei Verkehrsflugzeugen. .......................................................................2
Bild 4: Schallquellen in den Triebwerken von Verkehrsflugzeugen........................................3
Bild 5: Querschnitte von Strahltriebwerken: (a) Einkreistriebwerk, (b-e)
Nebenstromtriebwerke, (b) mit niedrigem Nebenstromverhältnis, (c) mit hohem
Nebenstromverhältnis und zwei Düsen, (d) mit hohem Nebenstromverhältnis
mit einer gemeinsamen Düse, (e) mit ultrahohem Nebenstromverhältnis und
Untersetzungsgetriebe in der Nabe des Fans.............................................................8
Bild 6: Schallquellen eines modernen Nebenstromtriebwerkes. ............................................8
Bild 7: Schematische Darstellung der Freistrahlströmung. ....................................................9
Bild 8: Typisches Terzspektrum der Freistrahlgeräusche eines Unterschallfreistrahls
(nach [18]) für den Winkelbereich 0 bis 90° und für 150° relativ zum
Triebwerkseinlauf. .......................................................................................................9
Bild 9: Richtcharakteristik eines turbulenten Freistrahls im Bereich M = U/c = 0,7 bis
1,6. ............................................................................................................................10
Bild 10: Gezahnte Triebwerksdüse zur Strahllärmminderung. ...............................................12
Bild 11: Triebwerk BR710 von Rolls-Royce Deutschland mit internem Blütenmischer
(am rechten Rand des aufgeschnittenen Teils zu sehen) zur Mischung von
Haupt- und Nebenstrom. ...........................................................................................13
Bild 12: In der europäischen Technologieplattform SILENCE(R) untersuchte
Geräuschminderungsmaßnahmen für Triebwerkskomponenten. .............................17
Bild 13: In der europäischen Technologieplattform SILENCE(R) untersuchte
Geräuschminderungsmaßnahmen für Triebwerksgondeln. ......................................17
Bild 14: Modell eines zukünftigen Triebwerksgebläses (“Fans“) mit hohem
Nebenstromverhältnis für einen Getriebefan (nach Kaplan, Nicke & Voss [96]).......18
Bild 15: Versuchsanordnung zur aktiven Geräuschminderung beim DLR in Köln-Porz.........19
Bild 16: Phasengemittelte Schalldruckspektren im Ansaugkanal (Mittelwert über 62
wandbündige Messpositionen) ohne und mit ANC. Links: LMS-
Regelalgorithmus bei zwei Frequenzen, k0R = 3,1/6,2; 10/28 Moden; nmax =0/1;
4×8 Mikrofone; 4×7 Lautsprecher. Rechts: modaler Regelalgorithmus; k0R =
6,2; 28 Moden; m = -4,...,+3; nmax = 0/1; 4×8 Mikrofone; 4×8 Lautsprecher
(nach Enghardt et al [97])..........................................................................................20
Bild 17: Radialmodenspektren der Schalleistung bei 2×BPF = 675 Hz für den in Bild 16
rechts gezeigten Fall; links: ohne ANC; rechts: mit ANC, modale Regelung
(nach Enghardt et al [97])..........................................................................................21
Bild 18: Mit Aktuatoren ausgerüstete Statorschaufeln (nach Zillmann et al [101]).................21
Bild 19: Mittlere Schalldruckspektren ohne und mit ANC mit aktiven Statoren (nach
Zillmann et al [101])...................................................................................................21
Bild 20: Düsen zur Drucklufteinblasung und ihre Positionen relativ zu den
Laufradschaufeln (nach Schulz, Neise & Möser [102]). ............................................22
Bild 21: Schallleistungsspektren im Ausblaskanal (links) und b)
Umfangsmodenspektrum bei der Blattpassierfrequenz (rechts) bei stationärer
Lufteinblasung; Düsen ∆x/c = 0,22 stromab der Schaufelhinterkanten;
Einblasung in Richtung der Schaufelsehnen; n = 3000/min, Z = 18, V = 16,
ϕ = ϕopt (nach Schulz et al [102]). ..............................................................................23
Bild 22: Abhängigkeit des Fahrwerksgeräusches von der Strömungsgeschwindigkeit v......24
Bild 23: Typisches Strömungsfeld im Bereich des Vorflügels in Landestellung. ....................25
Bild 24: Dimensionsloses Spektrum des Vorflügelgeräusches (mit Modellmaßstab SF
als Quellgröße und Abstrahlentfernung R)................................................................26
Bild 25: Akustische „Antwort“ von Profilen verschiedener Dicke bei Interaktion mit
einem Testwirbel (für verschiedene Strouhalzahlen Sr)............................................27
iv

Bild 26: Schematische Darstellung eines DDOF-Liners (nach Yu & Nesbitt [136])................29
Bild 27: Minderung des nach vorn (0-90°) abgestrahlten Schallleistungspegels durch
akustisch homogen Auskleidung des Triebwerkskanals (zero-splice liners);
Vergleich von Ergebnissen aus Modellmessungen („Rig“) und
Prüfstandsmessungen im Originalmaßstab eines Rolls-Royce Trent 500
Triebwerks(„Engine“); nach Gantie et al [137]...........................................................29
Bild 28: Kammerdämpfer für den Zentralkörper der Primärdüse zu Dämpfung der
tieffrequenten Brennkammergeräusche (nach Yu & Chien [136]).............................30
Bild 29: Dissipationsrate der akustischen Energie beim Schalldurchgang durch
durchströmte Lochbleche für verschiedene Lochdurchmesser; Lochanteil 11%,
Strömungs-Machzahl M = 0,43 (nach Forster & Michel [140.]).................................31
Bild 30: Installation von SBVGs auf der Saugseite der Landeklappe.....................................32
Bild 31: Maximales Lärmminderungspotenzial durch unrealistische Vollverkleidung
eines A320 Hauptfahrwerks. .....................................................................................33
Bild 32: Beispiel für tonalen Umströmungslärm bei Fahrwerken infolge
strömungsinduzierter Hohlraumresonanzen in Fahrwerks-Hohlbolzen.....................34
Bild 33: A340-Fahrwerke mit aerodynamischen Verkleidungen zur Minderung des
Umströmungslärms im Rahmen des EU-Projekts RAIN. ..........................................35
Bild 34: Spoiler zur Minderung des Umströmungslärms vom oberen Bereich des
Bugfahrwerks. ...........................................................................................................35
Bild 35: Schallquellverteilungen im Bereich des Drehgestells bei Unterschalen mit
unterschiedlicher Breite.............................................................................................36
Bild 36: Beispiel von Öffnungen in der Flügelvorderkante zur Aufnahme der
Vorflügelhalter. ..........................................................................................................37
Bild 37: Beispiel für Hohlräume in der Landeklappenseitenkante. .........................................37
Bild 38: Ton von Tankdruckausgleichsöffnung auf der Unterseite der Tragfläche aus
Messung im DNW-LLF an einer A320 Originaltragfläche. ........................................38
Bild 39: Beispiel für einen Wirbelgenerator stromauf einer überströmten Öffnung zur
Unterdrückung der Anregung von Hohlraumschwingungen......................................38
Bild 40: Lärmminderungspotenzial am Beispiel des A320 durch Beseitigung von
überströmten Hohlräumen und Löchern im Windkanalversuch. ...............................39
Bild 41: Geometrie der im Windkanal getesteten Rückseitenabdeckung für den
Vorflügel. ...................................................................................................................39
Bild 42: Nachweis der Minderung des Vorflügellärms durch eine Rückseitenabdeckung
am A320 Modell im DNW-LLF...................................................................................40
Bild 43: Grundlagenversuch zum Potenzial der Minderung des Hinterkantengeräusches
durch Bürstenkanten. ................................................................................................40
Bild 44: Schematische Darstellung unterschiedlicher Konzepte zur Minderung des
Vorflügellärms. ..........................................................................................................41
Bild 45: Liner Konzept zur Minderung des Vorflügellärms. ....................................................41
Bild 46: Untersuchte Seitenkantenmodifikationen mit strömungsdurchlässigen
Endkanten. ................................................................................................................42
Bild 47: Beispiel für das im Windkanalversuch gefundene Minderungspotenzial von
porösen Landeklappenseitenkanten. ........................................................................42
Bild 48: Messflug über dem Mikrofonarray bestehend aus 238 Mikrofonen, ausgebreitet
auf einer Kreisfläche mit einem Durchmesser von 26 m...........................................43
Bild 49: Die gezahnte Düse („Chevron-Düse“) zur Verminderung des Strahllärms. ..............44
Bild 50: Wirbelgenerator stromauf der Öffnungen der Tanküberdruckventile auf der
Tragflächenunterseite................................................................................................45
Bild 51: Von den Öffnungen der Tanküberdruckventile auf der Flügelunterseite
erzeugte Töne bei 529 Hz und 578 Hz (vom Mikrofonarray aus 268 m
Entfernung „gesehen“). .............................................................................................45
Bild 52: Schalldruckspektren beim Überflug einer A319 ohne („standard“) und mit
Wirbelgeneratoren („modified“). ................................................................................46
Bild 53: Vergleich der korrigierten Pegeldifferenzen ∆LAZ,E,t für die unterschiedlichen
Konfigurationen und für alle Mikrofone des Linien-Arrays (bezogen auf
v

Konfiguration 1); nach Gehlhar et al [158].................................................................50
Bild 54: Wirbelgeneratoren zur Unterdrückung der Tonkomponenten durch
Überströmen der Öffnungen zu den Tank-Überdruckventilen...................................51
Bild 55: Schallquellenverteilung der A319 bei 500 Hz; Fahrwerke eingezogen. ....................52
Bild 56: Schallquellenverteilung der A319 bei 630 Hz; Fahrwerke eingezogen. ....................53
Bild 57: „Entdopplerte“ Schalldruckspektren der A319 für verschiedene Abstrahlwinkel.
Fahrwerke eingezogen..............................................................................................54
Bild 58: „Entdopplerte“ Schalldruckspektren der A319 für verschiedene Abstrahlwinkel;
Reiseflugkonfiguration, mit Wirbelgeneratoren an den Öffnungen der
Überdruckventile. ......................................................................................................54
Bild 59: Öffnungen der Enteisungsanlage an der Triebwerksgondel des Airbus A319..........55
Bild 60: Im QTD2-Programm gestestete Geräuschminderungsmaßnahmen (nach
Herkes, Olsen & Ullenberg [161])..............................................................................55
Bild 61: Anordnung der Bodenmikrofone bei den Flugtests im Rahmen des QTD2-
Programms (nach Herkes, Olsen & Ullenberg [161]). ...............................................56
Bild 62: QTD2-Programm: Versuchsflugzeug Boeing 777-300ER beim Überfliegen der
Bodenmikrofone (nach Herkes, Olsen & Ullenberg [161]). .......................................56
Bild 63: Vergleich des Standardeinlaufs (links) mit dem modifizierten Einlauf (rechts)
des Versuchsflugzeugs Boeing 777-300ER mit GE90-115B Triebwerken (nach
Yu & Nesbitt [136]). ...................................................................................................57
Bild 64: Akustisch ausgekleidete Einlaufdüse des Versuchsflugzeugs Boeing 777-
300ER mit GE90-115B Triebwerken (nach Yu & Nesbitt [136])................................57
Bild 65: Vergleich der Überflugspektren mit Standardeinlauf („Baseline“) und akustisch
verbessertem Einlauf (spliceless liner, inlet lip, T12-Sonde entfernt); cutback
power setting; Boeing 777-300ER mit GE90-115B Triebwerken, (nach Yu &
Nesbitt [136]). ............................................................................................................58
Bild 66: Einfluss der akustisch ausgekleideten Einlaufrundung (lip-liner) auf die nach
vorn („forward arc“) abgestrahlten Überflugspektren bei „sideline power
setting“; Versuchsflugzeug Boeing 777-300ER mit GE90-115B Triebwerken
(nach Yu & Nesbitt [136]). .........................................................................................58
Bild 67: Boeing 777-300ER mit GE90-115B Triebwerken ausgerüstet mit Chevrons an
der primär und Sekundärdüse (Konfiguration (2); nach Nesbitt et al [164]). .............59
Bild 68: Einfluss der Chevrondüsen auf die nach hinten (90-145° „Aft Arc“, oberes
Diagramm) und nach vorn (40-90°„Forward Arc“, unteres Diagramm)
abgestrahlten Überflugspektren bei „sideline power setting“; Versuchsflugzeug
Boeing 777-300ER mit GE90-115B Triebwerken (nach Nesbitt et al [164]). ............60
Bild 69: Beispiel für eine lärmarme Flugzeugkonfiguration („Green 24h Aircraft“ aus
[166]). ........................................................................................................................66
Bild 70: „Silent Aircraft eXperimental (SAX) 20 embedded engine“ Konfiguration“
(vorgeschlagen von der Silent Aircraft Initiative [170] (aus Law & Dowling
[141]). ........................................................................................................................67
Bild 71: Die drei Messpunkte bei der Lärmzertifizierung von Flugzeugen. ............................77
Bild 72: Kumulativer Lärmpegel (Summe der drei Zertifizierungspegel) für
Strahlverkehrsflugzeuge. Die Werte für einige Flugzeugtypen (Quelle:
Internetadresse Luftfahrtbundesamt) sind mit den ab 2006 gültigen
Grenzwerten für zwei- und viermotorige Flugzeuge verglichen. Die bis 2005
gültigen Grenzwerte liegen 10 dB höher. ..................................................................78
Bild 73: Typische Terzspektren der Boeing 717 mit BRR 715 Triebwerken beim Start
und bei der Landung. Die Blattfolgefrequenzen oberhalb 1,5 kHz beeinflussen
die Terzspektren dieses modernen Triebwerks kaum...............................................78
Bild 74: Prinzip der Schallquellenlokalisierung an einem Verkehrsflugzeug im Überflug
mit Hilfe eines Mikrofonarrays ...................................................................................79
Bild 75: Zweidimensionale Anordnung der 111 Mikrofone auf der 8 m×8 m großen
Platte. ........................................................................................................................80
Bild 76: Aufbau des zweidimensionalen Arrays mit 111 Mikrofonen auf einer 8 m × 8 m
großen Holzplatte im Anflugbereich des Flughafens Frankfurt in 1998. ...................81
vi

Bild 77: Geräuschquellen an einem von unten betrachteten Flugzeug für das den Fan-
Ton einschließende Terzband 800 Hz. .....................................................................82
Bild 78: Geräuschquellen an einem von unten betrachteten Flugzeug im
Frequenzbereich 280 bis 3500 Hz. ...........................................................................82
Bild 79: Übersicht der EU-Forschungsprogramme zur Fluglärmminderung (aus
Description of Work X3-Noise). .................................................................................84
Bild 80: Ziele des Quiet Aircraft Technology (QAT) Programms der USA. ............................86
Tabellenverzeichnis:
Tabelle 1: Zusammenfassung der beschriebenen Geräuschminderungsmaßnahmen für
Triebwerke.................................................................................................................63
Tabelle 2: Zusammenfassung der beschriebenen Geräuschminderungsmaßnahmen für
die Zellengeräusche (Fahrwerke / Hochauftriebshilfen)............................................64
vii

viii

1 Einleitung
Mobilität ist ein unverzichtbares Grundbedürfnis des Menschen und Voraussetzung für ein
funktionierendes Wirtschaftssystem. Der damit verbundene Verkehr aber erzeugt Lärm, den
die Bevölkerung mit steigender Sensibilität wahrnimmt. Besonders der Fluglärm ist ständiger
Kritik ausgesetzt, wie die aktuellen - häufig sehr emotional geführten - Diskussionen zum
Ausbau von Verkehrsflughäfen zeigen. Dass auch die Bundesregierung Handlungsbedarf in
der Verbesserung des Gesamtschutzes der Bürger sieht, wird an der erneut betriebenen
Novellierung des Fluglärmgesetzes von 1971 deutlich.
Bis heute sind in der zivilen Luftfahrt bereits bedeutende technische Fortschritte erreicht
worden. Zum Beispiel ist die Geräuschemission der einzelnen Flugzeuge seit 1950 um etwa
25 Dezibel gesunken, das entspricht mehr als einer Viertelung des subjektiven Lautstärkeempfindens.
Bild 1 zeigt die Entwicklung der Fluglärmpegel von 1950 bis 2000. Die Flugzeuge
der sechziger Jahre waren mit reinen Strahltriebwerken (Turbojets) ausgerüstet, bei denen
die Austrittsgeschwindigkeit des Triebwerkstrahls sehr groß war und der donnernde Jet
den Hauptgeräuschanteil stellte. Nicht wegen der Geräuschminderung, sondern zur Senkung
des Treibstoffverbrauches wurden dann die vergrößerten Nebenstromtriebwerke (Turbofans)
eingeführt, bei denen der größte Teil der Luft um das Kerntriebwerk herumgeführt wird. Dadurch
sinkt die Strahlgeschwindigkeit und als Folge auch der Strahllärm. Mit sinkendem
Strahllärm treten aber die anderen Quellen im Innern des Triebwerks in den Vordergrund,
insbesondere der im Triebwerkseinlauf sichtbare Fan.
Seitenlinienschallpegel, EPNdB
120
110
100
Turbojet
B-52
Comet 4
707-100
DC8-20
Caravelle
707-300B
Turbofan
1. Generation
CV880-22
BAC-111
DC8-61
DC9-10
737-100
727-100 747-100
727-100 747-100
Seitenlinienpegel normiert
auf 100.000 lb Schub
Turbofan
2. Generation
MD80
747-200
747-300 A320-100
A300B2-101
DC10-10
A310-300
767-300
DC10-10
A321
DC10-30
737-200
L-1011
BAC-146-200
737-500 A330
777-200
A340
MD90-30
90
1950 1960 1970 1980 1990 1995
Jahr der Einführung
Bild 1: Entwicklung der Fluglärmpegel in Abhängigkeit vom Flugzeugtyp.
Trotz der Erfolge bei der Reduzierung der Triebwerksgeräusche hat die Lärmbelastung in
der Umgebung der Flughäfen wegen der Zunahme des Flugverkehrs im Vergleich zu der am
Fluggerät erzielten Lärmminderung nicht signifikant abgenommen, wie in Bild 2 am Beispiel
des Flughafens Frankfurt für die Jahre 1988 bis 2002 zu erkennen ist. Diese Entwicklung
deutet an, dass auch in Zukunft verstärkte Anstrengungen im Technischen wie im Operationellen
notwendig sind, um das Problem "Fluglärm" unter Kontrolle zu behalten.
In dem vorliegenden Bericht wird der Stand der Technik zur Geräuschminderung bei Verkehrsflugzeugen
mit Hilfe technischer Maßnahmen an der Quelle, d.h. an den Triebwerken,
den Hochauftriebshilfen und den Fahrwerken, beschrieben. Der Lärmteppich startender und
1

landender Flugzeuge wird aber nicht allein von der Geräuschemission der Triebwerke und
der Zelle bestimmt, sondern auch von den eingesetzten Flugverfahren. Dieses Thema ist
Hauptgegenstand eines zweiten vom BMVBS geförderten Forschungsvorhabens mit dem
Titel „Strategien zur Lärmminderung an der Quelle unter Einschluss operationeller Möglichkeiten,
speziell für den Nachtflug“ [1]. Dort wird auch das derzeit laufende BMBF-Vorhaben
„Lärmoptimierte An- und Abflugverfahren“ (LAnAb) [2] behandelt.
L eq (dB)
70
60
50
40
30
20
10
Flughafen Frankfurt (nach DIN 45543, Mai-Okt., 0-24 Uhr)
0
1988 1990 1992 1994 1996 1998 2000
Jahr
460.000 460.000
420.000 420.000
380.000 380.000
340.000
300.000 300.000
Bild 2: Zahl der Flugbewegungen und Entwicklung des äquivalenten Dauerschallpegels
gemittelt über mehrere Messstellen am Flughafen Frankfurt
(Quelle: Dr. Beder Consult).
2 Schallquellen bei Verkehrsflugzeugen
Hochauftriebshilfen
Vorflügel
Klappen
Bild 3: Schallquellen bei Verkehrsflugzeugen.
Fahrwerke
Triebwerksstrahl
Zahl Zahl der Flugbewegungen
Triebwerke
Bild 3 zeigt die wichtigsten Schallquellen an einem Verkehrsflugzeug am Beispiel einer Boeing
B747. Generell kann unterschieden werden zwischen den Antriebsgeräuschen, den von
der Umströmung der Zelle (Hochauftriebshilfen und Fahrwerke) herrührenden Geräuschen
und Wechselwirkungsgeräuschen, die alle aerodynamischer Natur sind, d.h. sie werden von
2
Fan

der Strömung bzw. Umströmung der Triebwerks- und Flugzeugkomponenten erzeugt (aerodynamische
Geräusche).
Beim Start sind bei allen Verkehrsflugzeugen die Triebwerke nach wie vor die lautesten
Schallquellen. Bei der Landung sind bei den heutigen Flugzeugen die Beiträge der Triebwerke
und der Zelle etwa gleich groß, die relativen Anteile sind für unterschiedliche Flugzeugtypen
verschieden. Bei modernen Flugzeugen tritt allerdings der von der Umströmung der
ausgefahrenen Fahrwerke und Landeklappen ausgehende Lärm immer stärker in Erscheinung,
einerseits wegen der Erfolge bei der Reduzierung der Triebwerksgeräusche, und andererseits
werden die Hochauftriebshilfen technisch immer komplizierter und die Fahrwerke
infolge größerer Triebwerksdurchmesser immer länger, was tendenziell zu höheren Zellengeräuschen
führt.
Fan
• Töne bei verschiedenen
Frequenzen
• Breitbandgeräusch
• „Kreissägen“-Geräusch
Kompressor
• Hochfrequente Töne
• Breitbandgeräusch
Turbine
• Hochfrequente Töne
• Hochfrequentes
Breibandgeräusch
Brennkammer
• Tieffrequentes
Breitbandgeräusch
Bild 4: Schallquellen in den Triebwerken von Verkehrsflugzeugen.
Triebwerksstrahl
• Breitbandgeräusch
Bei den Triebwerksgeräuschen gibt es die folgenden Einzelquellen (siehe Bild 4):
• Der Triebwerksstrahl; die turbulente Vermischung des Schubstrahles mit der umgebenden
Luft erzeugt erhebliche Geräusche, die um so lauter sind, je größer die Strahlgeschwindigkeit
ist (besonders also bei militärischen Flugzeugen).
• Der Fanrotor, das ist das im Triebwerkseinlauf von vorn sichtbare große rotierende
Schaufelrad. Durch die Wechselwirkung mit der Einlaufströmung und dem stromab befindlichen
Stator entstehen tonale (Blattpassierfrequenz und Harmonische) und breitbandige
Geräuschanteile bei unterschiedlichen Frequenzen. Beim Start und im Reiseflug
verursachen die Überschallströmungen an den Schaufelspitzen des Rotors das
sogenannte Kreissägengeräusch („Buzz-Saw“ Noise), das bei den Vielfachen der Rotor-Wellendrehfrequenz
auftritt.
• Der Stator, der hinter dem Fanrotor angeordnet ist, um den vom Rotor erzeugten Drall
aus der Strömung herauszunehmen und in eine Druckerhöhung umzuwandeln. Die
Nachläufe der Rotorschaufeln ergeben eine zeitlich veränderliche Zuströmung und
damit tonale (Blattpassierfrequenz und Harmonische) und breitbandige Geräuschanteile
bei unterschiedlichen Frequenzen.
• Die Haltestreben („pylons“, in Bild 4 eingezeichnet) sind ebenfalls der Rotor-Nachlaufströmung
ausgesetzt.
• Der Verdichter drückt die angesaugte Luft über mehrere Rotor-Stator-Stufen in die
Brennkammer. Der Schallentstehungsmechanismus ist derselbe wie vorher beim Fan-
3

otor und seinem Stator, allerdings sind beim Verdichter die abgestrahlten Frequenzen
wegen der größeren Schaufelzahlen des Niederdruckverdichters höher.
• Die Brennkammer erzeugt ein vornehmlich tieffrequentes Breitbandgeräusch.
• In der Turbine wird durch Entspannung der Verbrennungsgase die Triebwerksleistung
erzeugt. Die Schallentstehungsmechanismen sind prinzipiell dieselben wie bei
Fan/Stator und beim Verdichter.
Als Quellen der Zellengeräusche sind zu nennen:
• Die Windgeräusche am Flugzeug mit eingefahrenen Klappen und Fahrwerken, die im
Wesentlichen breitbandige Spektralanteile aufweisen.
• Die Hochauftriebshilfen, d.h. die bei Start bzw. Landung ausgefahrenen Vorflügel an
der Flügelvorderkante und die Klappen an der Flügelhinterkante, erzeugen breitbandige
Geräuschanteile. Die Vorflügel und Klappen bestehen aus mehreren in Spannweitenrichtung
unterteilten Segmenten, an deren Enden sich als Folge des Druckunterschiedes
zwischen Oberseite und Unterseite Geräusch erzeugende Sekundärströmungen
ausbilden.
• Die Umströmung der ausgefahrenen Fahrwerke ergibt im Wesentlichen breitbandige
Geräuschanteile, denen einzelne Tonkomponenten durch überströmte Hohlräume
(Hohlbolzen, etc.) überlagert sein können.
• Die Überströmung offener Hohlräume erzeugt genau wie ein überblasener Flaschenhals
Töne. Solche Hohlräume befinden sich sowohl an den Tragflügeln als auch an
den Fahrwerken.
Wechselwirkungsgeräusche werden durch die folgenden Mechanismen erzeugt:
• Triebwerksstrahl trifft auf die Klappen am Flügel.
• Der Fahrwerksnachlauf trifft auf die Klappen.
3 Mechanismen der aerodynamischen Schallentstehung
3.1 Aeroakustische Theorie der Schallerzeugung
Es wurde bereits in Kapitel 2 erwähnt, dass alle das Außengeräusch von Verkehrsflugzeugen
bestimmenden Geräuschanteile von Strömungsvorgängen verursacht werden, d.h. aerodynamischer
Natur sind, also sowohl die Triebwerks- als auch die Zellen- und Wechselwirkungsgeräusche.
Beim Fluglärm hat sich aber die Unterscheidung Triebwerksgeräusche
(oder –lärm) einerseits und Umströmungsgeräusche (oder –lärm) für den Zellenanteil andererseits
eingebürgert, weil im einen Fall die Triebwerkshersteller, im andern die Zellenhersteller
gefordert sind.
Obwohl die ersten Arbeiten über das Geräusch von Luftschrauben bereits zu Beginn des
letzten Jahrhunderts erschienen, ist der größte Fortschritt im Verständnis der aerodynamischen
Schallerzeugung durch die von Lighthill [3], [4] beschriebene akustische Analogievorstellung
hervorgebracht worden. Diese Analogie war ursprünglich entwickelt worden, um das
Geräusch von Luftstrahlen hoher Geschwindigkeit zu berechnen, und da feste Begrenzungswände
wie z.B. die Schaufeln von Turbomaschinen oder Zellenkomponenten bei diesem
Problem keine Rolle spielen, wurde ihr Einfluss zunächst nicht berücksichtigt. Eine Erweiterung
der akustischen Analogievorstellung auf die Wirkung von der Strömung benachbarten
Wänden wurde zuerst von Curle [5] entwickelt und später für bewegte Wände (beispielsweise
Propellerrotoren) von Ffowcs Williams & Hawkings [6] entwickelt. Goldstein [7]
schließlich kam durch eine verallgemeinerte Vorgehensweise zu einer Lösung für die aerodynamische
Schallerzeugung im Beisein materieller Begrenzungswände, in der die Ergebnisse
der früheren Arbeiten als Spezialfälle enthalten sind. Wir folgen hier dem Vorgehen
von Ffowcs Williams &Hawkings [6] in der von Michalke & Michel [8] vorgestellten Variante.
In der akustischen Analogievorstellung wird der Schwankungsanteil des Drucks p = ps - ps0,
wobei der Index 0 einen konstanten Bezugswert bezeichnet, als ein Schallfeld kleiner Ampli-
4

tude angesehen, das von kleinen Regionen einer turbulenten Strömung (Quellgebiet) in einem
ansonsten ruhenden homogenen Medium erzeugt wird. Die akustische Wellengleichung
für diese Situation lässt sich in Tensorschreibweise darstellen als
a
1
2
0
2 2
∂ p ∂ p ∂ qij
− =
2
∂t
∂x
∂x
∂x
2
i
2
i
j
∂q
+
∂x
Hier wird von der sogenannten Summationskonvention Gebrauch gemacht, die besagt, dass
alle Terme, in denen ein Index k zweimal auftritt, summiert werden von k = 1 bis 3. Die Gleichung
beschreibt die Schallausbreitung in einem ruhenden Medium, wenn die rechte Seite
verschwindet. Dies ist innerhalb eines turbulenten Strömungsgebietes nicht der Fall. Die
rechte Seite beschreibt dann die das Schallfeld erzeugende Quellverteilung. Sie besteht aus
zwei Termen, einem Quadrupolterm, gekennzeichnet durch die zweite räumliche Ableitung
und einen Dipolterm (erste räumliche Ableitung). Bei Vernachlässigung der Einflüsse von
Wärmeleitung und Zähigkeit (s. Michalke & Michel [8]) lauten die abzuleitenden Terme
i
i
⎛ p ⎞ ρ
qij ρcic ⎜ ⎟
⎛ 0 ⎞
= j 1 + − ⎜1−
⎟pδ ⎜
ij , (2)
2
ρ a ⎟
⎝ ⎠ ⎝ ρ
0 0
⎠
ρ 0
∂ ⎛ ⎞
q i = −p
⎜ ⎟ . (3)
∂xi
⎝ ρ ⎠
Die Schallgeschwindigkeit in dem homogenen Medium ist mit a0 bezeichnet, und cj ist der
Vektor der instationären Strömungsgeschwindigkeit. ρ0 ist die Dichte in der ruhenden Umgebung,
δij der Kronecker-Tensor.
Für ein ruhendes Medium, das den Strömungsbezirk einschließlich der stationären oder zeitabhängigen
Begrenzungen umgibt, lässt sich die Lösung der inhomogenen Wellengleichung
(1) für die Abstrahlung in die freie Umgebung angeben. Für das akustische Fernfeld gilt (für
eine detaillierte Herleitung siehe Neise & Michel [9]):
p(
x , t)
=
i
4π
1
a
1
−
4πa
∫
2
0 V(
t )
∫
0
S(
t )
⎡ ∂
⎢
⎢⎣
∂t
2
2
qq
⎤
1
⎥dV(
y i ) +
r C ⎥⎦
4π
a
⎡ ∂ f ⎤
r
1
⎢ ⎥dS(
yi
) +
⎢⎣
∂t
r C ⎥⎦
4πa
2
0 V(
t )
∫
0
s(
t )
∫
c
⎡ ∂ q ⎤
d
⎢ ⎥dV(
yi
)
⎢⎣
∂t
r C ⎥⎦
⎡ ρ0U
⎢
⎢⎣
r C
n
⎤
⎥dS(
y
⎥⎦
Das Besondere dieser Lösung ist, dass der Einfluss einer zeitlichen Änderung des Quellvolumens
V(t) oder der Wände S(t) auf die Schallemission berücksichtigt ist.
Die Integranden enthalten jeweils eine Quellgröße und sonst nur noch den Abstand r des
Quell-Volumenelementes dV oder Quell-Flächenelementes dS vom Beobachter und den
Betrag des Doppler-Faktors C
0
i
)
(1)
(4)
Ur
C = 1− , (5)
a
wobei Ur die Komponente der Bewegungsgeschwindigkeit des Volumen- oder Flächenelements
in Richtung auf den Beobachter ist. Die eckigen Klammern um die Integranden weisen
darauf hin, dass die Integranden zu dem Zeitpunkt ausgewertet werden müssen, an dem der
Schall vom Quellelement emittiert wird. Diese Zeit heißt retardierte Zeit und ist definiert durch
t
r
r ( tr
)
= t −
(6)
a
Die Lösung (4) der Wellengleichung (1) soll nun dazu dienen, die verschiedenen aerodyna-
5
0

mischen Quellmechanismen zu diskutieren, die bei der Schallemission von turbulenten
Strömungen und bei der Wechselwirkung von turbulenten Strömungen mit materiellen Begrenzungsflächen
eine Rolle spielen.
Quadrupol-Volumenquelle: Das erste Glied auf der rechten Seite von Gl. (4) ist ein Volumenintegral
über eine Quadrupol-Quellverteilung, gegeben durch zweite zeitliche Ableitung
der Größe
⎛ p ⎞
2
qq u ⎜ ⎟
⎛ ρ0
⎞
= ρ0
r 1 + − ⎜1−
⎟p (7)
⎜ 2
a ⎟
⎝ ρ ⎠ ⎝ ρ
0 0
⎠
Es handelt sich im Wesentlichen um die zweite zeitliche Ableitung des Quadrates der turbulenten
Geschwindigkeitskomponente ur in Richtung auf den Beobachter. Dieses Glied entspricht
ungefähr dem sogenannten Lighthill-Integral für ein Strömungsfeld ohne Beeinflussung
durch Begrenzungswände; es beschreibt die Schallentstehung durch aerodynamische
Volumenquellen. Wegen der akustischen Fernfeldbedingung (Beobachterposition xi einige
Wellenlängen von der Qellposition yi entfernt) gilt die Lösung nur außerhalb der Quellverteilung.
Jedes dieser bewegten Volumenelemente der turbulenten Strömung wird in der akustischen
Analogievorstellung gedacht als eine bewegte punktförmige Quadrupolquelle.
Dieses erste Integral beschreibt auch die Schallemission eines Freistrahls konstanter Dichte
und liefert das berühmte Lighthillsche Ergebnis, dass die Schallleistung eines Freistrahles
mit der achten Potenz der akustischen Machzahl Uj/a0 anwächst. Dieses Integral kann aber
auch bei Strömungsmaschinen eine Rolle spielen. Ein Beispiel für die Schallerzeugung
durch turbulente Scherspannungen bei Strömungsmaschinen ist die Wechselwirkung einer
ungleichförmigen, turbulenten Zuströmung mit den Schaufelspitzen, wie von Ffowcs Williams
& Hawkings [10] gezeigt wurde. Morfey [11] und Goldstein u.a. [12] wiesen aber nach, dass
die Schallerzeugung durch Quadrupole erst bei Strömungs-Machzahlen oberhalb 0,8 wichtig
wird.
Dipol-Volumenquelle: Das zweite Integral beschreibt ebenfalls ein Volumenintegral, jedoch
über eine Dipol-Quellverteilung, gegeben durch die erste zeitliche Ableitung der Größe
ρ 0
∂ ⎛ ⎞
q d = p ⎜ ⎟
(8)
∂yr
⎝ ρ ⎠
Die Größe ist proportional dem Gradienten von (ρ0/ρ) in Richtung auf den Beobachter. Dieses
Integral spielt nur eine Rolle, wenn sich die Dichte ρ im turbulenten Strömungsgebiet
stark ändert, wie beispielsweise innerhalb eines heißen Freistrahls. Dieses Integral ist von
Lighthill übrigens übersehen worden und wurde in dieser Form von Michalke & Michel [8]
hergeleitet. Auf die Bedeutung dieser Quellen hatte zuvor Morfey [13] hingewiesen.
Dipol-Oberflächenquelle: Das dritte Integral in Gl. (4) ist das Oberflächenintegral über die
zeitliche Ableitung der instationären Kräfte fr, die von den festen Begrenzungsflächen der
Strömung auf diese ausgeübt werden. Dabei ist fr, die Komponente der Kraft in Richtung auf
den Beobachter. Bezogen auf den Fluglärm beschreibt also dieses Glied die Schallentstehung
aufgrund der Wechselkräfte, die bei der Umströmung der Tragflügel, der Hochauftriebshilfen,
der Fahrwerke, sowie der Rotor- und Statorschaufeln der Triebwerkskomponenten
oder vom Propeller entstehen. In der akustischen Analogievorstellung wird jedes bewegte
Oberflächenelement dS(yi) der festen Begrenzung durch einen äquivalenten bewegten
Dipol ersetzt.
Monopol-Oberflächenquelle: Das letzte Integral repräsentiert die Schallerzeugung infolge
der Verdrängungswirkung der bewegten Begrenzungsflächen. Beispielsweise hat jede Rotorschaufel
eine endliche Schaufeldicke und verdrängt bei der Bewegung das angrenzende
Strömungsmedium. In der akustischen Analogie ist dieser Effekt gleichbedeutend mit der
6

Schallabstrahlung von einer flächenhaften Verteilung von Monopolen. Der durch die Verdrängungswirkung
der Schaufeln entstehende Schall wird häufig als Schaufeldickenlärm
bezeichnet. Das Integral liefert übrigens nur bei Bewegung der Oberflächen und nur wegen
der dann verschiedenen retardierten Zeiten der einzelnen Oberflächenelemente überhaupt
einen Beitrag. Ohne diesen Einfluss wäre das Integral über die Oberfläche eines starren Rotorblattes
Null. Die beim Umlauf eines Rotors erzeugten periodischen Druckänderungen laufen
mit den Laufradschaufeln um. Ist die Umfangsgeschwindigkeit des Rotors klein (verglichen
mit der Schallgeschwindigkeit), wie das beispielsweise bei Ventilatoren der Fall ist,
dann ist der akustische Abstrahlgrad dieser Druckänderungen sehr gering und der Beitrag
des Schaufeldickenlärms zum Gesamtgeräusch ist vernachlässigbar.
3.2 Triebwerksgeräusche
3.2.1 Überblick
Praktisch alle neuen Verkehrsflugzeuge werden von Strahltriebwerken angetrieben. Dies gilt
seit einigen Jahren selbst für kleinere Maschinen mit 50 Sitzen, die zuvor noch eine Domäne
der Propellerturbinen waren. Die ersten Strahltriebwerke waren sogenannte Einkreistriebwerke,
auch Turbojets genannt (Bild 5a). Die gesamte durch das Triebwerk geförderte Luft
wird im Verdichter komprimiert, ist an der Wärmezufuhr in der Brennkammer beteiligt und
wird in der Turbine entspannt, deren Leistung ausschließlich dem Antrieb des Verdichters
dient. Hinter der letzten Turbinenstufe besitzt der noch sehr heiße Luftmassenstrom eine
beträchtliche spezifische Energie, die zur Beschleunigung des Luftstroms in einer Düse auf
sehr hohe Geschwindigkeiten benutzt wird. Akustisch bedeutsam sind die außerordentlich
lauten Strahlgeräusche dieser Triebwerksart.
Alle heutigen Strahltriebwerke (auch diejenigen in Kampfflugzeugen) sind Zweikreistriebwerke
(Nebenstromtriebwerke), heute meist Turbofans genannt. In ihnen wird der Luftmassenstrom
hinter dem ersten Verdichter in zwei Teilströme aufgeteilt und nur ein Teil (der Primär-
oder Hauptstrom) wird wie oben beschrieben weiter verdichtet, nimmt an der Verbrennung
teil und treibt die Turbinen. Der übrige Teilstrom (der Sekundär- oder Nebenstrom) wird entweder
in einer Ringdüse beschleunigt und umschließt als Sekundär-Freistrahl den heißen
Primärstrahl (Bild 5c), oder aber der Sekundärstrom wird hinter der letzten Turbinenstufe
wieder dem Primärstrom zugemischt (Bild 5d). Mit einem Nebenstromtriebwerk wird ein vorgegebener
Schub im Vergleich mit einem Einstromtriebwerk mit größerem Massenstrom und
kleinerer Strahlgeschwindigkeit erzielt. Bei militärischen Triebwerken für Kampfflugzeuge
strömt der gemischte Luftstrom vor der Entspannung in der Düse noch durch einen Nachbrenner,
der im kurzzeitigen Betrieb zur Erhöhung der Strahlgeschwindigkeit und damit des
Schubes dient.
Das Verhältnis der Massenströme von Nebenstrom zu Hauptstrom wird als Nebenstromverhältnis
BPR (bypass ratio) bezeichnet. Bei den Nebenstromtriebwerken der ersten Generation
(etwa 1960) lag dieses Verhältnis bei BPR < 2 (Bild 5b), für den ersten Verdichter waren
noch mehrere Stufen erforderlich. Bei den heutigen Nebenstromtriebwerken der zweiten Generation
liegt das Verhältnis bei BPR = 4 - 7 (Bild 5c und Bild 5d), bei einigen Triebwerken
wird BPR = 9 erreicht. Der erste Verdichter, der Fan, besteht nur noch aus einer Stufe ohne
Eintrittsleitrad. Der Übergang zu Nebenstromtriebwerken einer dritten Generation zeichnet
sich mit Nebenstromverhältnissen BPR > 10 ab. Dies wird voraussichtlich den Einbau eines
Getriebes zwischen Niederdruckturbine und Fan erfordern (Bild 5e).
Die Schallquellen eines modernen Turbofans für Verkehrsflugzeuge sind in Bild 6 gekennzeichnet.
Beim Start, wenn die Triebwerke nahe ihrer Volllast arbeiten, wird das Geräusch
vom Strahl und dem Fan dominiert, bei der Landung, bei der die Niederdruckwelle moderner
Turbofan-Triebwerke mit etwa 50 bis 60 % der maximalen Drehzahl arbeitet, spielen auch
die Turbine, Brennkammer und mitunter auch der Verdichter eine Rolle. Auch die Düsenhinterkanten
sind Geräuschquellen.
7

Bild 5: Querschnitte von Strahltriebwerken: (a) Einkreistriebwerk, (b-e) Nebenstromtriebwerke,
(b) mit niedrigem Nebenstromverhältnis, (c) mit hohem Nebenstromverhältnis
und zwei Düsen, (d) mit hohem Nebenstromverhältnis mit einer gemeinsamen
Düse, (e) mit ultrahohem Nebenstromverhältnis und Untersetzungsgetriebe in der
Nabe des Fans.
Bild 6: Schallquellen eines modernen Nebenstromtriebwerkes.
8

Mit der Geräuschentwicklung von Flugtriebwerken haben sich unzählige Autoren beschäftigt.
Als Einführung sei das Buch von Smith [14] empfohlen, das eine Fülle von Literaturangaben
enthält. Eine Zusammenstellung von Beiträgen vieler Experten zu Fragen des Fluglärms
wurde von Hubbard [15], [16] herausgegeben.
3.2.2 Schallerzeugung durch den Triebwerksstrahl
Beim Triebwerkslärm denkt man zunächst an die Strahlgeräusche, die bei der turbulenten
Vermischung des Freistrahls mit der umgebenden Luft entstehen. Das Strömungsfeld eines
Unterschallfreistrahls mit konstanter Geschwindigkeit über dem Düsenquerschnitt ist in Bild 7
dargestellt. Mit zunehmender Fluggeschwindigkeit werden der Freistrahl und damit der
Quellbereich deutlich länger. Im düsennahen Bereich ist die Turbulenz kleinräumig, von dort
werden die höheren Frequenzen des Strahllärmspektrums abgestrahlt. Mit zunehmendem
Abstand von der Düse werden die turbulenten Strukturen größer und die Frequenz des abgestrahlten
Schalls sinkt entsprechend. Die maximale Quellstärke liegt bei Unterschallfreistrahlen
am Ende des Potentialkerns (s. Bild 7) bei etwa 6 Düsendurchmessern. Die Frequenz
des Maximums im zur Seite und nach vorn abgestrahlten Schmalbandspektrum liegt
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
Strahlgeschwindigkeit und D der Düsendurchmesser ist. In Bild 8 ist die Differenz zwischen
Terzpegel und Gesamtpegel als Funktion der Strouhalzahl fD/U aufgetragen. Für Winkel
näher zur Strahlachse (→180°) sinkt die Frequenz des Pegelmaximums erheblich. Außerdem
fällt das Spektrum mit steigender Frequenz steiler ab, wie das für den Winkel 150° gezeigt
ist. Das Verhältnis der Gesamttemperaturen von Freistrahl und Umgebung ist 2.
Bild 7: Schematische Darstellung der Freistrahlströmung.
L p,3 -L p
0
-10
-20
-30
-40
10 -1
150 Grad
10 0
fD/U
0 - 90 Grad
Bild 8: Typisches Terzspektrum der Freistrahlgeräusche eines Unterschallfreistrahls (nach
[18]) für den Winkelbereich 0 bis 90° und für 150° relativ zum Triebwerkseinlauf.
9
10 1

Bild 9: Richtcharakteristik eines turbulenten Freistrahls im Bereich M = U/c = 0,7 bis 1,6.
Bei heutigen Großtriebwerken liegt die Maximalfrequenz des Terzspektrums nur wenig über
100 Hz. Die Schallabstrahlung weist eine herzförmige Richtcharakteristik auf (Bild 9), wobei
die maximalen Pegel gewöhnlich unter Winkeln von 135° bis 150° relativ zum Triebwerkseinlauf
auftreten. Das Minimum auf der Strahlachse ist auf die Beugung der Schallwellen bei der
Ausbreitung durch den heißen und schnellen Triebwerksstrahl zurückzuführen (Atvars et al
[17]). Da die Beugungswirkung für lange Wellenlängen abnimmt, wird der Bereich um die
Strahlachse von tiefen Frequenzen dominiert.
Mit der akustischen Analogie (Lighthill [3], [4]) kann ein ursächlicher Zusammenhang zwischen
dem Schallfeld und dem turbulenten Strömungsfeld hergestellt werden. Hierbei wird
aus den instationären Erhaltungssätzen für Masse und Impuls eine inhomogene Wellengleichung
der Akustik hergeleitet, auf deren rechter Seite die akustischen Quellterme stehen, die
meist vor allem den Tensor der turbulenten Schub- und Normalspannungen der Geschwindigkeitsschwankungen
mit Quadrupolcharakter enthalten. Die akustische Analogie wurde in
zahlreichen Varianten untersucht (z.B. Ribner [19], Phillips [20], Ffowcs-Williams [21], Powell
[22], Möhring [23], Lilley [24], Doak [25]). Für weitergehende Informationen sei auf die Übersichtsartikel
(Ffowcs-Williams [26], Ribner [27], Lilley [28]) verwiesen. Es gibt aber auch Autoren,
die sich kritisch mit der akustischen Analogie beschäftigen (Tam [29]).
Die ersten auf der akustischen Analogie basierenden Arbeiten lieferten das wichtige Ergebnis,
dass die Schallleistung eines Freistrahls proportional zur achten Potenz der Geschwindigkeit
ist und dass der Freistrahl in Richtung der Freistrahlgeschwindigkeit stärker Schall
abstrahlt als entgegen dieser Richtung. Sie erklärten aber nicht die oben erwähnte Delle in
der Richtcharakteristik in der Nähe der Strahlachse. Auch andere wichtige experimentelle
Befunde stimmen nicht mit der Theorie überein, z.B. die Abhängigkeit der Frequenz vom
Emissionswinkel und die Abhängigkeit der Schallleistung von der Geschwindigkeit bei heißen
Strahlen.
Die meisten Autoren gehen von bewegten, akustisch kompakten (klein gegenüber der Wellenlänge)
Schallquellen im Freistrahl aus. Bei Gültigkeit dieser Annahme müsste ein Beobachter
stromab der Düse als Folge der Dopplerverschiebung stets eine höhere Frequenz
beobachten als ein Beobachter stromauf, dies gilt selbst für ein vorbei fliegendes Flugzeug.
Im Gegensatz dazu werden experimentell bei einem stationären Freistrahl in einem großen
Winkelbereich konstante Frequenzen (Tanna [30], [31]) und in Strahlrichtung sogar kleinere
Frequenzen beobachtet (s. Bild 8). Bei einem fliegenden Flugzeug sind die beobachteten
Frequenzen entsprechend der Fluggeschwindigkeit in Flugrichtung Doppler-verschoben. Mit
Einführung des Wellenmodells für die Turbulenz (Michalke [32], [33]) lässt sich diese expe-
10

imentelle Erfahrung auch theoretisch mit der akustischen Analogie erklären.
Die Proportionalität der Schallleistung zur achten Potenz der Geschwindigkeit gilt im übrigen
nur für den Freistrahl mit konstanter Dichte. Bei großen Gradienten der Dichte innerhalb des
Freistrahls wird ein zweiter Quellterm mit Dipolcharakter wichtig, bei dem die Schallleistung
proportional der sechsten Potenz der Geschwindigkeit ist (Michalke & Michel [8], Michel &
Michalke [34]), ein Ergebnis, das experimentell nicht nur bei Modellfreistrahlen (Tanna [30],
[31]), sondern auch bei allen Triebwerksfreistrahlen zu finden ist.
Mit dem Wellenmodell lässt sich eine Formulierung für den Schalldruck im Fernfeld eines
Freistrahls entwickeln, die für beliebige Strömungsgeschwindigkeiten gültig ist. Es zeigt sich,
dass die großen turbulenten Strukturen im Strömungsfeld eines Freistrahls besonders effektiv
Schall abstrahlen (Michalke und Fuchs [35]). Durch Beschreibung des Geräusches eines
kreisrunden Freistrahls mittels azimutaler Fourierkomponenten der Freistrahlturbulenz lässt
sich zeigen, dass nur die Komponenten niedriger Ordnung wesentlich zum Schallfernfeld
beitragen können (Michalke & Fuchs [35]). Dieses theoretische Ergebnis wurde experimentell
(Maestrello [36]) und durch eine direkte numerische Simulation bestätigt (Freund [37]).
Das Wellenmodell ergibt, dass die Richtcharakteristik und die abgestrahlte akustische Leistung
vor allem von der Interferenz zwischen den Beiträgen der akustischen Quellen an benachbarten
Quellpositionen abhängen (Michalke [38], [39]). Beispielsweise strahlt ein Freistrahl
dann am effektivsten Schall ab, wenn die Konvektionsgeschwindigkeit der turbulenten
Schwankungen etwas größer als die Schallgeschwindigkeit in der Umgebung ist. Bei größeren
Geschwindigkeiten nimmt die Effizienz wieder ab. Dies erklärt, warum der erste Teil eines
Freistrahls bei sehr großen Strahlgeschwindigkeiten (wie z.B. bei Raketen) wenig Schall
emittiert und die Schallleistung im Grenzfall sehr hoher Geschwindigkeiten nur noch mit der
dritten Potenz der Geschwindigkeit steigt.
Bei Strahlmachzahlen größer Eins gibt es zusätzliche Geräuschkomponenten, Breitbandstoßlärm,
Screech (Norum & Seiner [40], Tam [41]) und Crackling (Ffowcs-Williams et al
[42]), die heute vor allem bei militärischen Flugzeugen auftreten. Ursache für den Breitbandstoßlärm
ist die Zellenstruktur im mittleren Strömungsfeld vieler Überschall-Freistrahlen (Norum
& Seiner [43]). Charakteristisch für den Breitbandstoßlärm ist die sich mit der Emissionsrichtung
ändernde Frequenz, mit einem Minimum in Flugrichtung. Bei Flügen mit hoher Unterschallmachzahl
kann die Frequenz des in Richtung Düse abgestrahlten Breitbandstoßlärms
so klein werden, dass sie mit Eigenfrequenzen von Strukturen im Düsenbereich übereinstimmt
und dort zu schneller Materialermüdung führt. Screech tritt auf, wenn der in Düsenrichtung
abgestrahlte Breitbandstoßlärm an der Düse Instabilitätswellen induziert und der
gesamte Freistrahl mit der gleichen Frequenz schwingt. Die Screechfrequenz eines stationären
Freistrahls ist konstant für alle Emissionsrichtungen. Die Zellenstruktur des Überschallfreistrahls
und damit Breitbandstoßlärm und Screech lassen sich durch Lavaldüsen mit verstellbarem
Endquerschnitt stark verringern oder ganz vermeiden. Crackling ist eine besonders
unangenehme Komponente des Mischungslärms von Freistrahlen mit hohen Überschallgeschwindigkeiten,
die sich im Mikrofonsignal in plötzlich steil ansteigenden Signalflanken
offenbart.
Eine besonders starke Schallemission ergibt sich, wenn der Freistrahl auf ein Hindernis trifft
(Evertz [44], Neuwerth [45]). Dann kann sich sogar im Unterschall ein akustischer Rückkopplungseffekt
ähnlich dem Screech einstellen (Neuwert [46], Klöppel [47]).
Das wirksamste Mittel zur Senkung des Strahlmischungslärms ist die Verringerung der
Strahlgeschwindigkeit. Bei Nebenstromtriebwerken ist der spezifische Schub (Schub dividiert
durch Massenstrom) der maßgebliche Wert. Während die Triebwerke des Überschallverkehrsflugzeugs
Concorde beim Start im Nachbrennerbetrieb mit Strahlgeschwindigkeiten von
etwa 900 m/s (ohne Nachbrenner mit etwa 600 m/s) arbeiten, liegen die spezifischen Startschübe
bei den Triebwerken der ersten Generation von Nebenstromtriebwerken bei etwa
480 m/s und bei heutigen Triebwerken bei etwa 300 m/s (Smith [14]). Um bei einem Trieb-
11

werk mit kleinerem spezifischen Schub den gleichen Schub zu erreichen, muss der Massenstrom,
also der Düsenquerschnitt, vergrößert werden. Mit dieser Nebenbedingung ist die
Schallleistung etwa proportional zur vierten bis sechsten Potenz der Strahlgeschwindigkeit.
Niedrigere Strahlgeschwindigkeit und größerer Düsendurchmesser führen zu einer geringeren
Frequenz des emittierten Schalls, was sich günstig auf die Bewertung mit dem international
genormten Pegel PNL (perceived noise level) oder mit dem A-Pegel auswirkt.
Während eine Verringerung der Strahlgeschwindigkeit nur für neue Triebwerksentwürfe in
Frage kommt, gibt es auch Möglichkeiten zur nachträglichen Reduzierung der vom Düsenstrahl
emittierten Schallleistung. Ein möglicher Weg ist eine Intensivierung der Mischungsvorgänge
zwischen dem Freistrahl und der umgebenden Luft. Dies kann man beispielsweise
durch Aufteilung der Düsenaustrittsfläche in viele Einzeldüsen oder durch blütenartige Düsenränder
erreichen (FitzSimmons [48], Gliebe et al [49]). Derartige Düsen sind bei einigen
Strahltriebwerken der ersten Generation nachgerüstet worden und senkten vor allem den
Breitbandstoßlärm und das Crackling (Smith [14]). Die Schubverluste sind allerdings so groß,
dass diese Lösung für heutige Triebwerke nicht mehr in Frage kommt. Eine kürzlich entdeckte
Variante mit Lärm mindernder Wirkung ist die Düse mit gezahnter Hinterkante (Bild 10).
Sie erzeugt Längswirbel in der Scherschicht des Strahles bei nur geringem Schubverlust von
weit unter 1 %. Im Experiment wurden Lärmminderungen um bis zu 3 dB(EPNL) festgestellt
(Saiyed et al [50]). Für diese Wirkung kommen vier Effekte in Frage, eine Verkürzung der
Mischungszone, eine Veränderung der Struktur der Strahlturbulenz auf Kosten der akustisch
effektiven großen Strukturen (Michalke & Fuchs [35]), eine Verringerung der Strahllärmverstärkung
durch Schallquellen aus dem Inneren des Triebwerks (Bechert & Pfizenmaier [51]),
sowie eine Verringerung des durch turbulente Überströmung der Düsenhinterkante entstehenden
Lärms (Amiet [52]).
Bild 10: Gezahnte Triebwerksdüse zur Strahllärmminderung.
Bei Nebenstromtriebwerken gibt es die Bauformen mit getrennter (Bild 5c) und gemeinsamer
Düse (Bild 5, Bild 11). Triebwerke mit gemeinsamer Düse sind deutlich leiser, auch weil sich
die beiden Teilstrahlen schon im Innern der Düse vermischen können, wodurch sich auch ein
kleiner Schubgewinn erzielen lässt. Dieser Vermischungsprozess kann durch spezielle Mischer
gefördert werden (Bild 11). Das höhere Gondelgewicht und die höheren aerodynamischen
Verluste beim heute üblichen Einbau unter dem Flügel lassen diese lärmarme Bauform
immer seltener werden.
Im Laborexperiment konnte bei Koaxialstrahlen, wie sie bei vielen Nebenstromtriebwerken
vorliegen, eine deutliche Lärmminderung durch Vertauschung des heißen mit dem kalten
Strom nachgewiesen werden (Gliebe & Balsa [53], Gehlhar & Fuhrken [54], Hackstein [55]).
Einer technischen Verwirklichung am Flugzeug stehen aber die großen Strömungsverluste
und das Gewicht der erforderlichen Strömungskanäle entgegen. Eine weitere Möglichkeit zur
Reduzierung des Strahllärms besteht in der Verwendung eines Ejektors, der hinter dem Düsenaustritt
angesetzt wird. Neben der Lärmreduzierung ermöglicht ein Ejektor eine gleichzeitige
Startschubsteigerung von bis zu 15% (Goethert [56]). Leider ist die Lärmminderung und
die Schubsteigerung im Fluge sehr viel geringer (Smith [14]), weshalb auch diese Lösung
angesichts der benötigten Masse nur dort eingesetzt wurde, wo die gesetzlichen Lärmpegel
12

anders nicht zu erfüllen waren.
Zur Prognose des von einem stationären Freistrahl abgestrahlten Geräusches wird meist die
SAE-Methode ([18], [57]) benutzt. Das Geräusch von Triebwerksstrahlen wird etwas zu niedrig
vorhergesagt. Ursache hierfür könnte die Strahllärmverstärkung durch Schallquellen im
Innern des Triebwerks sein (Bechert & Pfizenmaier [51]). Bei Koaxialstrahlen von Nebenstromtriebwerken
setzt sich das Geräusch aus drei Bestandteilen zusammen. Die düsennahe
äußere Scherschicht des Sekundärstrahls bestimmt die hohen Frequenzen und der voll
gemischte Strahl weit stromab hinter der Düse die tiefen Frequenzen. Der mittlere Frequenzbereich
wird von der Wechselwirkung zwischen beiden Strahlen bestimmt (Fisher et al.
[58], [59]). Weitere Werkzeuge für die Strahllärmprognose werden in (Zorumski & Weir [60],
Tam et al [41], Tam & Auriault [61]) vorgestellt.
Bild 11: Triebwerk BR710 von Rolls-Royce Deutschland mit internem Blütenmischer (am
rechten Rand des aufgeschnittenen Teils zu sehen) zur Mischung von Haupt- und
Nebenstrom.
Der Einfluss der Fluggeschwindigkeit wird von den Triebwerksherstellern mit empirischen
Methoden bestimmt (Drevet et al [62]). Die Fluggeschwindigkeit reduziert die Schallabstrahlung
nach hinten erheblich, zur Seite wesentlich weniger, nach vorne (in Flugrichtung) kaum.
Nach vorn werden bei Triebwerken im Fluge mitunter sogar höhere Pegel als im stationären
Fall beobachtet (Drevet et al [62], Stevens et al [63]), während dies bei einer Simulation des
Fluggeschwindigkeitseinflusses an Modellfreistrahlen im Windkanal nicht nachgewiesen
werden konnte (Cocking & Bryce [64]). Die starke Schallemission in Flugrichtung lässt sich
mit dem Wellenmodell für die Turbulenz erklären (Michalke & Michel [8], Michel & Michalke
[34]). Breitbandstoßlärm (Ahuja et al [65], Tam [66]), das Geräusch der Düsenhinterkante
und interner Triebwerkslärm werden im Fluge ebenfalls stark nach vorn verstärkt.
Wichtig für den Freistrahllärm von Flugtriebwerken sind auch Installationseinflüsse. So strahlt
ein Freistrahl unter einer Tragfläche deutlich mehr Lärm ab als am Heck eines Flugzeuges
(Wang [67], Way & Turner [68]).
3.2.3 Schallerzeugung durch Fan, Verdichter, Turbine und Brennkammer
Wie eingangs erwähnt, ist beim Start der Fan neben dem Freistrahl die wichtigste Geräuschquelle
eines Flugtriebwerks, bei der Landung spielen auch die Turbine und der hinter dem
Fan angeordnete Verdichter eine Rolle. Eine Übersicht über den Turbomaschinenlärm findet
sich in (Smith [14], Groeneweg et al [69]). Bei tiefen Frequenzen bis etwa 800 Hz trägt auch
die Brennkammer deutlich zur Schallemission bei der Landung bei (Smith [14], Mahan &
Karchmer [70], Siller et al [71]).
13

Die Verdichter von Flugtriebwerken haben sehr hohe Blattspitzenmachzahlen und Stufendruckverhältnisse,
so werden Fans in heutigen Flugtriebwerken beim Start mit typischen Umfangsmachzahlen
von 1,4 betrieben. Wie schon in Kapitel 2 erwähnt, setzt sich das von einem
Fan, einem Verdichter oder einer Turbine emittierte Frequenzspektrum aus einem breitbandigen
Rauschen und einzelnen Tönen zusammen, wobei zumindest beim Start die Töne
den Gesamtschallpegel dominieren. Töne treten bei der Blattfolgefrequenz der Rotoren und
ihren höheren Harmonischen auf. Sobald die Relativgeschwindigkeit der Strömung an der
Blattspitze größer als die Schallgeschwindigkeit ist, treten Töne auch bei Vielfachen der Rotordrehfrequenz
(Wellendrehzahl) auf und bilden das besonders lästige „Kreissägengeräusch“
(buzz-saw noise) (Smith [14], McAlpine & Fisher [72], [73]). Töne bei Vielfachen der
Rotordrehfrequenz können auch bei langsam laufenden Rotoren auftreten. Dieses von rotierenden
Instabilitäten an hoch belasteten Blattspitzen erzeugte Geräusch (Kameier & Neise
[74]) wird von der Spaltströmung an den Blattspitzen hervorgerufen.
Für alle internen Lärmquellen spielt die Ausbreitungsfähigkeit der erzeugten Schallwellen in
den anschließenden Strömungskanälen eine wichtige Rolle. Beispielsweise lässt sich das
Schallfeld in kreiszylindrichen Strömungskanälen in axialsymmetrische und helikale Kanalmoden
zerlegen, von denen nur ein Teil ausbreitungsfähig ist (Tyler & Sofrin [75], Munjal
[76], Eversman [77]). Für einen Kanal mit schallharter Wand (Radius R) ergibt sich für den
Wechseldruck als Funktion der Position (x,r,θ) in Zylinderkoordinaten und der Zeit t:
±
p(
x,
r,
θ,
t)
=
k
±
mn
ω / a
=
1−
M
∞
∞
∑∑
m= −∞ n=
0
2
⎡
⎢−
M ±
⎢
⎣
P
±
mn
Jm(
σ
mn
1−
( 1−
M
r
) exp[ i(
ω t − mθ
− k
R
2
⎛ σmn
⎞
) ⎜ ⎟
⎝ ω R / a ⎠
Hierin sind Pmn freie Konstanten, Jm
ist die Besselfunktion der ersten Art mit Ordnung m, σmn
ist die n-te Nullstelle J’m(σmn) = 0 der ersten Ableitung der Besselfunktion (die ersten 10 Nullstellen
sind σ00 = 0; σ10 = 1,841; σ20 = 3,054; σ01 = 3,832; σ30 = 4,201; σ40 = 5,318; σ11 =
5,331; σ50 = 6,416; σ21 = 6,706; σ02 = 7,016), ω = 2πf ist die Kreisfrequenz, M ist die mit der
Schallgeschwindigkeit a normierte, über dem Kanalquerschnitt als konstant angenommene
Strömungsgeschwindigkeit mit M > 0, wenn die mittlere Strömungsgeschwindigkeit in positi-
±
ve x-Richtung weist. Der Parameter kmn ist die axiale Wellenzahl, die je nach M, σmn,
ω reell
oder komplex sein kann.
Für eine feste axiale Position x im Kanal gibt es für m ≠ 0 umlaufende Wellen,
2
⎤
⎥
⎥
⎦
±
mn
x)]
p ∝ exp[ i(
ω t − mθ
)]
(10)
und für eine feste Position θ in Umfangsrichtung gibt es Wellen in x-Richtung,
±
p mn
∝ exp[ i(
ω t − k x)]
.
Ausbreitungsfähig in x-Richtung sind die Wellen nur für reelles k , also wenn der Radikand
±
in der Wurzel obiger Gleichung für kmn
positiv ist oder wenn das sogenannte Cutoff-
Verhältnis
±
mn
±
mn
ωR
/ a
β mn =
> 1.
(11)
2
( 1−
M ) σmn
Für positives k breiten sich diese Wellen in positiver x-Richtung aus, für negatives in ne-
±
gativer Richtung. Für β mn < 1 (also kleine Frequenzen ω) ist kmn
komplex und die Wellen
klingen exponentiell ab, sie werden „cut-off“ genannt. Mit solchen Wellen ist keine akustische
14
(9)

Leistung verknüpft (Eversman [78]).
Im Grenzfall βmn = 1 ergibt sich an der Wand R für die mit der Schallgeschwindigkeit a normierte
Phasengeschwindigkeit in Umfangsrichtung
2
Upu σmn
a
R ∂θ
( 1−
M )
= =
, m ≠ 0 (12)
a ∂t
m
und für die Phasengeschwindigkeit in wellennormaler helikaler Richtung (vektorielle Summe
von Upu/a und M)
Uph σmn
a
= , m ≠ 0. (13)
m
Für die Mode (m,n) = (1,0) ergibt sich σmn/m = 1,841. Für n = 0 und große m geht σmn/m asymptotisch
gegen den Wert 1. Wellen mit langsameren Phasengeschwindigkeiten als in
diesen Gleichungen definiert sind "cut-off". Wenn die Wellen beispielsweise von den konstanten
Blattkräften eines ummantelten Rotors (oder Propellers) erzeugt werden, ist m gleich
der Blattzahl und ganzzahligen Vielfachen davon. Aus obigen Gleichungen ergibt sich dann,
dass im Gegensatz zum frei laufenden Propeller kein Schall abgestrahlt wird, wenn die helikale
Blattspitzenmachzahl kleiner als die Schallgeschwindigkeit ist.
Die Zusammensetzung der ausbreitungsfähigen Moden der durch Rotor-Stator-Wechselwirkung
entstehenden Töne wird maßgeblich durch die Zahl der Rotor- und Statorschaufeln
bestimmt (Tyler & Sofrin [75], Ghiladi [79]). Durch diese Wechselwirkung können ausschließlich
die folgenden Azimutalmoden m erzeugt werden,
m = hZ + sV , (14)
wobei Z die Rotorblattzahl, V die Statorblattzahl, h die Harmonischen der Blattfolgefrequenz
und s beliebige ganze Zahlen sind. Die Winkelgeschwindigkeiten der entstehenden Wechselwirkungsmoden
sind gegeben durch
∂θ hZΩ
= , (15)
∂t
hZ + sV
wobei Ω die Rotationsfrequenz (Wellendrehzahl) der Rotorwelle und ZΩ die Blattfolgefrequenz
des Rotors ist. Für jede dieser Moden m entscheidet die "cut-off"-Bedingung, ob sie
bei der Frequenz hZΩ ausbreitungsfähig ist.
Wichtig für eine geräuscharme Auslegung ist, dass bei der Blattfolgefrequenz ZΩ des Rotors
keine ausbreitungsfähigen Wellen entstehen. Dies wird in der Regel dann erreicht, wenn die
Zahl V der Statorschaufeln etwas größer als die doppelte Rotorschaufelzahl Z ist. Damit
auch die zweifache Blattfolgefrequenz (h = 2) nicht ausbreitungsfähig (cut-off) ist, muss die
Statorschaufelzahl etwas größer als die vierfache Rotorschaufelzahl sein. Das genaue Zahlenverhältnis
hängt auch von der Strömungsmachzahl und der Ausbreitungsrichtung im Kanal
ab. Auch die Drehrichtung helikaler Wellen beeinflusst die Ausbreitungsfähigkeit durch
einen Rotor. So können sich Wellen mit gleicher Drehrichtung wie der Rotor sehr viel besser
durch den Rotor ausbreiten, als entgegendrehende Wellen (Groeneweg et al [69]).
Der Breitbandlärm spielt bereits bei heutigen Triebwerken eine große Rolle und wird mit weiteren
Erfolgen bei der Senkung des tonalen Geräusches immer bedeutender. Die wichtigen
Bestandteile sind das Hinterkantengeräusch an den stationären und rotierenden Schaufelgittern
(Amiet [80], Brooks [81], Brooks & Hodgson [82], Glegg & Jochault [83]) und das von der
turbulenten Zuströmung an den Profilen erzeugte Geräusch (Sharland [84], Mani [85], Hanson
[86]). Die Spaltströmung an der Blattspitze (Kameier & Neise [74]) ist eine weitere Quelle
für Breitbandlärm. Das Statorgeräusch eines Fans wird vom turbulenten Nachlauf der Blattspitzen
des Rotors dominiert und ist tieferfrequent als das Rotorgeräusch (Morin [87]).
15

Für eine minimale Geräuschemisssion des Fans ist eine möglichst störungsarme Zuströmung
erforderlich (Amiet [88], Kellner [89], Smith [14]). Aus diesem Grunde gibt es keine
Triebwerke mehr mit Eintrittsleitrad. Zur Verringerung der Rotor-Stator-Wechselwirkungsgeräusche
muss der Abstand des Stators zum Rotor möglichst groß gewählt werden, weil die
für diesen Lärm ursächlichen Nachlaufdellen der Laufschaufeln mit zunehmendem Abstand
kleiner werden. Bei mehrstufigen Verdichtern und Turbinen ist ein solcher Entwurf aus Platz-
und Gewichtsgründen nicht möglich. Daher ist es besonders wichtig, auf die Nicht-
Ausbreitungsfähigkeit der im Frequenzbereich unter etwa 5 kHz entstehenden Schallwellen
zu achten. Höhere Frequenzen werden im Fluge stark durch die Atmosphäre gedämpft.
Zur weiteren Verringerung des Rotor-Stator-Wechselwirkungslärms werden bei den neuesten
Triebwerken die Leitschaufeln des Fans nicht nur in Strömungsrichtung sondern auch in
Umfangsrichtung geneigt. Hierdurch wird erreicht, dass die Nachlaufdellen der Rotorschaufeln
die Leitschaufeln in radialer Richtung gleitend erreichen.
Eine weitere Maßnahme zur Reduzierung des abgestrahlten Schalls von Verdichter und Fan
besteht in der Auskleidung der Ein- und Auslasskanäle mit Schall absorbierenden Oberflächen
(Smith [14], Motsigner & Kraft [90]). Solche Auskleidungen bestehen meist aus wabenartigen
Hohlräumen, die mit einer porösen Abdeckung (Lochblech oder Drahtgeflecht) versehen
sind, wobei die Eigenfrequenz der Auskleidung auf den wichtigsten Ton im Spektrum
abgestimmt ist. Die Bandbreite ist relativ schmal. Verbreitet sind heute Auskleidungen mit
zwei solcher Lagen, die durch eine weitere poröse Trennfläche getrennt sind. Mit ihnen lassen
sich relativ breitbandige Wirkungen erzielen. Es wurden auch schon Auskleidungen mit
drei Lagen getestet (Julliard et al [91]), die einen noch breiteren Frequenzbereich abdecken.
Eine Auskleidung der heißen Schubdüse wäre zur Verringerung der hochfrequenten Turbinen-
und niederfrequenten Brennkammergeräusche wichtig. Dies ist zur Erfüllung der heutigen
Lärmgrenzwerte nicht erforderlich, wird aber bei zukünftigen extrem leisen Triebwerken
unvermeidlich sein.
Die vom Triebwerk abgestrahlten Fantöne können auch mit der Methode der aktiven Lärmminderung
reduziert werden (Maier et al [92], Enghardt et al [93]). Eine Realisierung in Flugtriebwerken
hängt allerdings von der Verfügbarkeit der benötigten Aktuatoren ab.
Für die Prognose des Fan-, Verdichter- und Turbinenlärms werden heute empirische Verfahren
verwendet. An einer quantitativen Ermittlung der Schallemission auf rechnerischem Wege
über die Berechnung der instationären Strömung in der Turbomaschine als Schallquelle
mit Methoden der numerischen Strömungsmechanik und der Berechnung der Ausbreitung
mit Methoden der numerischen Aeroakustik wird in absehbarer Zeit möglich sein.
3.2.4 Aktuelle Forschungsarbeiten zur Verminderung der Triebwerksgeräusche
Die derzeitige Situation ist dadurch gekennzeichnet, dass die notwendigen Schritte zu einer
deutlichen Reduktion des Triebwerkslärms großer Verkehrsflugzeuge in der Tendenz durchaus
bekannt sind, dass die dazu notwendigen Maßnahmen aber nicht wie in der Vergangenheit
gleichzeitig zu besserer Wirtschaftlichkeit führen. Beispielsweise kann erwartet werden,
dass eine weitere, aus akustischen Gründen erstrebenswerte, Erhöhung des Nebenstromverhältnisses
sich wegen der Erhöhung des Triebwerksgewichts und -preises sowie des
Strömungswiderstands der Gondel sich nicht unbedingt durch Treibstoffeinsparungen bezahlt
machen wird.
Im Kontext nationaler und besonders europäischer Forschungsprogramme (z.B. SILEN-
CE(R), Significantly Lower Community Exposure to Aircraft Noise) werden derzeit zahlreiche
Maßnahmen zur Geräuschminderung an umweltfreundlichen und leisen Triebwerken diskutiert
und untersucht, z.B. leise Gebläse und Niederdruckverdichter (“Low Noise Fan and LP
Compressor”), schadstoff- und emissionsarme Brennkammer ("Low Emission Combustor”),
leise Niederdruckturbine (“Low Noise LP Turbine”), und leiser Triebwerkskreislauf (“Low Noi-
16

se Cycle”), siehe die schematische Darstellung in Bild 12.
Maßnahmen zur geräuscharmen Ausführung der Triebwerksgondel (Bild 13) beinhalten neuartige
passive Dämpfer für den Triebwerkseinlauf und -ausblaskanal (“Novel Inlet and Fan
Duct Passive Liners”), eine vorgezogene Unterseite des Triebwerkseinlaufs (“Negatively
Scarfed Inlet”), eine akustisch bedämpfte Einlaufrundung (“Treated Inlet Lip”) und Schalldämpferkulissen
im Ausblaskanal (“Treated Fan Duct Splitter”). Dazu kommen aktive Lärmminderungsmaßnahmen
zur Reduzierung des Tonpegels bei der Schaufelfrequenz und des
sog. Kreissägengeräusches (“Inlet Buzz-saw Wall Mounted Systems”), adaptive Schallabsorber
(“Engine Adaptive/Active Liners”) und aktive Statoren (“Active Stator”). Für die Abströmseite
werden spezielle Düsenaustrittsgeometrien (“Fan Nozzle Lip Treatment”), Heißgasschalldämpfer
(“High Frequency Hot Stream Liner”, “Low Frequency Hot Stream Liner”,
“Core Nozzle Lip Treatment”) vorgeschlagen.
Bild 12: In der europäischen Technologieplattform SILENCE(R) untersuchte Geräuschminderungsmaßnahmen
für Triebwerkskomponenten.
Bild 13: In der europäischen Technologieplattform SILENCE(R) untersuchte Geräuschminderungsmaßnahmen
für Triebwerksgondeln.
17

3.2.4.1 Triebwerk mit ultra-hohem Nebenstromverhältnis
Das größte Geräuschminderungspotenzial wird in den Triebwerken mit ultra-hohem Nebenstromverhältnis
(Ultra-High Bypass Ratio, UHBR) gesehen, bei dem die Strömungs-
Machzahl im rotierenden Bezugssystem beim Start an den Schaufelspitzen von heute Marel ≈
1,5 auf Marel < 1,0 gesenkt wird. Dazu ist eine Erhöhung des Nebenstromverhältnisses (bypass
ratio BPR) von derzeit BPR ~ 6 auf ≥ 12 notwendig. Bei den heute üblichen Triebwerkskonzepten
sind der Fan und der Niederdruckverdichter auf einer Welle mit der Niederdruckturbine
angeordnet. Damit letztere weiter bei hoher Drehzahl betrieben werden kann,
das ist für gute aerodynamische Leistung nötig, muss nun ein Getriebe zwischengeschaltet
werden. Die akustischen Vorteile des Getriebefan-Konzepts (Geared Fan) sind:
• Das besonders beim Start auftretende "Kreissägengeräusch" (buzz-saw noise), das
durch die Überschallströmung bzw. die Verdichtungsstöße im Rotor entsteht, wird völlig
beseitigt.
• Die Schallabstrahlung direkt vom Rotor und als Folge der Rotor-Stator-
Wechselwirkung wird wegen der kleineren Rotationsgeschwindigkeit deutlich reduziert.
• Der Strahllärm wird stark gesenkt.
• Durch geschickte Wahl von kleiner Rotor- und großer Stator-Schaufelzahl können die
Pegel der Blattpassierfrequenz (BPF) und des ersten Obertons (2×BPF) gleichzeitig
reduziert werden (cut-off design).
• Niedriges Kabinengeräusch wegen kleinerer Strahlmachzahlen im Reiseflug.
• Bei hohem Nebenstromverhältnis steht beim Start ein Überschuss an Triebwerksleistung
zur Verfügung, so dass steile Abflüge möglich sind, die eine geringere Schallimmission
am Boden ergeben.
Bild 14: Modell eines zukünftigen Triebwerksgebläses (“Fans“) mit hohem Nebenstromverhältnis
für einen Getriebefan (nach Kaplan, Nicke & Voss [96]).
Im Rahmen des EU-Forschungsprojekts SILENCE(R) hat das DLR die aerodynamische Auslegung
des Fanrotors, des Stators und der gesamten Strömungsführung für einen Getriebefan
vorgenomme, wobei der Gesamtkreislauf des Triebwerks von dem französischen Hersteller
Snecma in Zusammenarbeit mit dem DLR unter Nutzung seiner Erfahrung bei der
Auslegung von gegenläufigen Propfans erarbeitet wurde. Die stationären Strömungsfelder
18

dreier verschiedener Auslegungen, die sich in der Blattspitzen-Machzahl und den Schaufelzahlen
von Rotor- und Stator- unterscheiden, wurden mit Hilfe eines 3-D Navier-Stokes-
Verfahrens im Detail untersucht. Die beste dieser drei Varianten wurde für die weiteren Untersuchungen
ausgewählt. Bild 14 zeigt eine Variante der Rotorauslegung für einen Getriebefan,
die vom DLR-Institut für Antriebstechnik in Köln-Porz entwickelt wurde (Kaplan, Nicke
& Voss [96]).
Eine weitere Aufgabe des DLR im Rahmen von SILENCE(R) ist die Berechnung der instationären
Strömungsfelder für die gesamten Gebläsestufe mit einem 3-D instationären Navier-
Stokes-Verfahren, um auf dieser Basis die tonale Schallabstrahlung mit Methoden zu berechnen,
die in einem weiteren EU-Projekt TurboNoiseCFD entwickelt werden. Das Modellgebläse
mit 800 mm Rotordurchmesser wird derzeit gebaut und strömungstechnisch wie
akustisch vermessen. Die Ergebnisse werden für das Jahr 2006 erwartet.
In dem in 2005 begonnenen vierjährigen europäischen Forschungsprojekt VITAL (EnVIronmenTALly
Friendly Aero Engine) werden zwei weitere Versionen von Triebwerken hohen
Nebenstroms untersucht, der „Direct Drive Turbofan“ und der „Contra Rotating Turbofan“.
3.2.4.2 Aktive Geräuschminderung mit wandbündigen Lautsprechern als Gegenschallquellen
Der Triebwerkslärm wird zur Zeit außer durch Maßnahmen an der Schallquelle durch passive
Schallabsorber an der Innenseite von Einlauf- und Nebenstromkanal gedämpft. Eine Alternative
oder Ergänzung hierzu besteht im Einsatz der aktiven Lärmminderung (Active Noise
Control, ANC). Das Prinzip dieses Verfahrens ist einfach, seine Anwendung bei Triebwerken
aber sehr schwierig, weil das Schallfeld im Triebwerkskanal eine komplizierte räumliche
Struktur aufweist. Man verspricht sich aber durch Anwendung dieser Technik größere Pegelminderungen
bei den tonalen Geräuschkomponenten auf kurzem Raum als durch herkömmliche
passive Absorber.
Bild 15: Versuchsanordnung zur aktiven Geräuschminderung beim DLR in Köln-Porz.
Im Rahmen eines vom Bundesministerium für Bildung und Forschung (BMBF) geförderten
Verbundvorhabens der AG TURBO Turbotech II wurde die Technologie der aktiven Schallminderung
untersucht. Beteiligt waren das DLR-Institut für Antriebstechnik in Berlin und Köln
(Enghardt et al [97]), EADS Corporate Research Center (Maier & Zillmann [98]) und MTU-
München (Traub et al [99]) Als Untersuchungsobjekt wurde das Modell eines gegenläufigen
ummantelten Propfans (CRISP) der MTU verwendet, das beim DLR in Köln/Porz auf einem
Verdichterprüfstand aufgebaut war, siehe Bild 15. Der erste Rotor hat Z1 = 10 und der zweite
Z2 = 12 Schaufeln. Dahinter sind V = 9 Stützstreben angeordnet, die normalerweise den Gehäusemantel
tragen. Um für die ANC-Versuche ein stabiles Schallfeld mit ausreichend hohen
Tonpegeln sicherzustellen, wurden dicht vor dem ersten Rotor 9 gleichmäßig über den
Umfang verteilte Störkörper mit Kreisquerschnitt angeordnet. Die aus der Wechselwirkung
19

Störkörper/Rotor 1 entstehende Schallmode ist bei der Blattpassierfrequenz (BPF) durch die
niedrigste Azimutalordnung m = 1 bestimmt und bei 2×BPF durch m = 2 (s. Gl. (14) nach
Tyler & Sofrin [75]).
Stromauf der Rotoren befinden sich 32 Lautsprecher und 32 Fehlermikrofone, jeweils in 4
Ringen zu 8 Stück angeordnet. Die Signale der Fehlermikrofone werden dem Controller zugeführt,
der daraus die Signale zur Ansteuerung der Lautsprecher erzeugt. Für die Schallfeldanalyse
sind weitere Mikrofone an insgesamt 96 Positionen im Ansaugkanal wandbündig
eingebaut. Die Radialmodenanalyse unter Verwendung wandbündiger Sensoren ist bei Tapken
et al [100] beschrieben.
Bild 16 zeigt über 62 Wandpositionen im Ansaugkanal gemittelte Schalldruckspektren bei
einer Drehzahl des ersten Rotors von n1 = 2000/min für die Fälle ohne und mit ANC. Im linken
Diagramm werden die erste und zweite Drehklangkomponte (BPF = 340 Hz, k0R = 3,1;
2×BPF = 680 Hz, k0R = 6,2; k0 = 2π/λ = 2πf/a0 = Wellenzahl, R = Rohrradius) gleichzeitig
reduziert, um 25 bzw. 16 dB, wobei ein LMS-Regelalgorithmus eingesetzt wurde, bei dem
ein Minimum der Quadratsummen aller Mikrofonsignale eingestellt wird. Dazu muss die Natur
des zu regelnden Schallfeldes nicht bekannt sein. Ein anderes Verfahren, der modale
Regelalgorithmus, nutzt die Kenntnis der akustischen Modenstruktur im Kanal. Damit wird
die zweite Drehklangharmonische um 24 dB im Pegel gesenkt, siehe Bild 16 rechts.
Bild 16: Phasengemittelte Schalldruckspektren im Ansaugkanal (Mittelwert über 62 wandbündige
Messpositionen) ohne und mit ANC. Links: LMS-Regelalgorithmus bei zwei
Frequenzen, k0R = 3,1/6,2; 10/28 Moden; nmax =0/1; 4×8 Mikrofone; 4×7 Lautsprecher.
Rechts: modaler Regelalgorithmus; k0R = 6,2; 28 Moden; m = -4,...,+3; nmax =
0/1; 4×8 Mikrofone; 4×8 Lautsprecher (nach Enghardt et al [97]).
Mit Hilfe der genannten Radialmodenanalyse lassen sich die einzelnen Tonkomponenten in
ihre modalen Bestandteile auflösen und daraus die abgestrahlten Schallleistungen berechnen.
Das Schallfeld ohne ANC auf der linken Seite in Bild 17 zeigt die Dominanz der Umfangsmode
m = -2, die durch die Wechselwirkung der Nachläufe der Störkörper mit den Rotorschaufeln
entsteht. Bei Anwendung der modalen Regelung werden alle Moden fast vollständig
ausgelöscht (Bild 17 rechts), und es ergibt sich eine Minderung der Schallleistung bei
2×BPF = 675 Hz von 34 dB. Für mehr Informationen über die Regelalgorithmen siehe Maier
und Zillmann [98].
Nachteilig bei der aktiven Geräuschminderung unter Verwendung von in die Triebwerksgondel
eingesetzten Lautsprechern ist zum Einen das zusätzliche Gewicht und zum Anderen,
dass ein Teil der Kanalwand nicht mehr für passive Absorber zur Verfügung steht, die zur
Dämpfung der Breitbandgeräusche benötigt werden. In den beiden folgenden Abschnitten
werden deshalb alternative ANC-Verfahren beschrieben, in denen die Gegenschallquellen
auf den Statorschaufeln angeordnet bzw. direkt im Rotor durch geeignete Manipulation der
20

Strömung im Schaufelspitzenbereich erzeugt werden.
Bild 17: Radialmodenspektren der Schalleistung bei 2×BPF = 675 Hz für den in Bild 16
rechts gezeigten Fall; links: ohne ANC; rechts: mit ANC, modale Regelung (nach
Enghardt et al [97]).
3.2.4.3 Aktive Geräuschminderung mit aktiven Statoren als Gegenschallquellen
Diese Technik wurde von Dornier, EADS und DLR im Rahmen des EU-Projekts “Resound”
an einem einstufigen Kompressormodell untersucht (Zillmann et al [101].) Bild 18 zeigt Statorschaufeln
mit je zwei Aktuatoren auf der Saug- (s1, s2) und der Druckseite (p1, p2).
Bild 19 zeigt beispielhaft Schalldruckspektren im Ansaugkanal des Kompressormodels, die
über 32 Messpositionen gemittelt wurden, aus denen eine Tonpegelminderung bei der
Schaufelfrequenz von 7 dB hervorgeht. Darüber hinaus zeigten die Schallmessungen im
saugseitigen Fernfeld beeindruckende Pegelminderungen speziell bei den Abstrahlrichtungen
hoher Intensität.
Bild 18: Mit Aktuatoren ausgerüstete Statorschaufeln
(nach Zillmann et al
[101]).
Bild 19: Mittlere Schalldruckspektren ohne und
mit ANC mit aktiven Statoren (nach
Zillmann et al [101]).
3.2.4.4 Aktive Geräuschminderung mit strömungsinduzierten Gegenschallquellen
Hauptursache der tonalen Schallabstrahlung axialer Strömungsmaschinen sind die instationären,
periodischen Kräfte, die von der Strömung auf die Laufradschaufeln, den Leitapparat
und das Gehäuse ausgeübt werden, z. B. als Folge der Wechselwirkungen Zuströmung/Laufrad
oder Laufrad/Leitrad. Zusätzliche instationäre Kräfte können an den Schaufelspitzen
entstehen, wenn die Grenzschicht an der Gehäusewand ungleichförmig über den
Umfang ist oder die Laufradachse exzentrisch zur Gehäuseachse liegt. In einem Projekt im
21

Rahmen des DFG-Sonderforschungsbereichs 557 (Schulz et al [102]) werden instationäre
Kräfte an den Schaufelspitzen gezielt angeregt, um sekundäre aeroakustische Quellen für
die aktive Minderung des primären tonalen Ventilatorgeräusches zu bilden. Durch die Anordnung
der Gegenschallquellen direkt im Quellbereich soll eine Reduzierung der abgestrahlten
Schallenergie insgesamt erreicht werden, im Idealfall sowohl für die Druck- als auch für die
Saugseite des Ventilators.
Die instationären Kräfte bzw. Antischallquellen entstehen durch gezielte Beeinflussung der
Strömung im Bereich der Schaufelspitzen mit Hilfe von in die Gehäusewand integrierten Aktuatoren,
z.B. durch zeitlich konstantes oder dynamisches Einblasen von Luft sowie durch in
die Gehäusewand integrierte Piezo-Elemente im Bereich des Kopfspaltes. Die Phasenlage
der Antischallquellen kann so eingestellt werden, dass die davon abgestrahlten sekundären
Schallwellen phasenversetzt zu den primären sind und sich in der Summe eine Minderung
des Drehklangpegels ergibt.
a) b)
Bild 20: Düsen zur Drucklufteinblasung und ihre Positionen relativ zu den Laufradschaufeln
(nach Schulz, Neise & Möser [102]).
Für die Untersuchungen wurde ein Hochdruck-Axialventilator mit D = 358 mm Laufraddurchmesser,
ν = 0,62 Nabenverhältnis, NACA Schaufelprofil, c = 52 mm Sehnenlänge und
s = 3 mm maximaler Profildicke am Außenschnitt verwendet. Zwei Laufräder mit Z = 16 und
Z = 18 Schaufeln standen zur Verfügung; die Leitschaufelzahl ist V = 16 (unprofiliert). Das
Gehäuse kann direkt in der Laufradebene sowie stromauf und stromab davon mit unterschiedlichen
am Umfang verteilten Aktuatoren ausgestattet werden. Bild 20 zeigt eine Prinzipskizze
der wandbündig in das Gehäuse eingebauten und gleichmäßig am Umfang verteilten
Düsen und ihre Anordnung relativ zum Rotor. Die Zahl der Düsen ist gleich der Leitradschaufelzahl
V = 16. Die Düsen sind frei um die eigene Achse drehbar, so dass die Ausblasrichtung
bezüglich der Hauptströmung beliebig gewählt werden kann.
Die ersten Experimente wurden mit gleicher Lauf- und Leitschaufelzahl Z = V = 16 durchgeführt.
In diesem Fall breitet sich das von der Rotor-Stator-Wechselwirkung erzeugte Schallfeld
nur in Form ebener Schallwellen aus (m = 0; vgl. Tyler & Sofrin [75]). Realitätsnäher und
technisch anspruchsvoller sind Schallfelder mit höheren akustischen Moden im Kanal.
Bild 21 zeigt beispielhaft ein Ergebnis für das Laufrad mit Z = 18 Schaufeln. In diesem Fall
wird die aus der Rotor-Stator-Wechselwirkung herrührende Blattpassierfrequenz als Umfangsmode
m = 2 angeregt, die im Kanal mit 500 mm Durchmesser oberhalb 480 Hz als
Schallwelle ausbreitungsfähig ist. Auch hier ist die Zahl der Düsen gleich der Leitradschaufelzahl
V = 16.
Bild 21 zeigt links über den Kanalumfang gemittelte Schalldruckspektren ohne und mit stationärer
Lufteinblasung 12 mm (∆x/c = 0,22) stromab der Schaufelhinterkanten. Die Reduktion
des Blattpassierfrequenzpegels beträgt 20,5 dB im Ausblas- und 5 dB im Ansaugkanal. Wegen
des größeren axialen Abstandes von den Rotorschaufeln fällt die Anhebung der höheren
Drehklangharmonischen schwächer aus als zuvor beobachtet, und auch die Rauschpegel
als Folge des Strahllärms sind nur geringfügig erhöht. Im rechten Diagramm sind die Azi-
22

mutalmodenspektren bei der Blattpassierfrequenz dargestellt, die hier 900 Hz beträgt. Wie
erwartet dominiert im Primärgeräusch die Mode m = 2, die durch die Einblasung um mehr als
30 dB gesenkt wird. Andere Moden werden aber erhöht, so dass der BPF-Pegel im Ausblaskanal
insgesamt um die oben genannten 20,5 dB sinkt.
SPL [dB]
120
110
100
90
80
70
60
50
BPF
Outlet
Control off L p,BPF = 119.5dB
Control on L p,BPF = 98.9dB
M Jets /M Fan = 0.9% c µ = 0.0015
0 1000 2000 3000 4000 5000 -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 4
Frequency [Hz]
Azimuthal mode order
Bild 21: Schallleistungsspektren im Ausblaskanal (links) und b) Umfangsmodenspektrum bei
der Blattpassierfrequenz (rechts) bei stationärer Lufteinblasung; Düsen ∆x/c = 0,22
stromab der Schaufelhinterkanten; Einblasung in Richtung der Schaufelsehnen;
n = 3000/min, Z = 18, V = 16, ϕ = ϕopt (nach Schulz et al [102]).
120
110
100
90
80
70
60
50
Control off
Control on
Als Ergebnis dieser Versuche ist festzustellen, dass strömungsinduzierte Gegenschallquellen
auch im Frequenzbereich höherer akustischer Moden geeignet sind zur aktiven Lärmminderung
tonaler Triebwerkslärmkomponenten, wiewohl es vor dem praktischen Einsatz
dieser Technologie noch weiterer umfangreicher Forschungsarbeit bedarf.
3.3 Umströmungsgeräusche (Fahrwerke und Hochauftriebshilfen)
Umströmungsgeräusche entstehen durch Wechselwirkung turbulenter Strömungen mit festen
Berandungen. Dabei stellt das bei der turbulenten Überströmung einer „unendlich” großen
Fläche erzeugte Grenzschichtgeräusch (Schallabstrahlung durch Wechselwirkung von
turbulenten, hydrodynamischen Wechseldrücken mit der festen Berandung) eine untere
Grenze dar, während sowohl bei der Abströmung von Flächenendkanten (Hinterkantengeräusch)
oder beim Auftreffen turbulenter Strömungen auf Festkörpern ein wesentlich größerer
Anteil der hydrodynamischen (d.h. wirbelbedingten) Wechseldrücke in ausbreitungsfähige
Druckstörungen (Schallwellen) umgewandelt wird. Quellen von Umströmungsgeräuschen
sind daher vor allem abrupte Geometrieänderungen wie z.B. überströmte Hinter- Vorder- und
Seitenkanten, Stufen, Spalten, Schlitze etc. Sinngemäß ist das Umströmungsgeräusch eines
Flugzeugs (auch „Eigengeräusch“ oder „Zellenlärm“ genannt) in seiner Landekonfiguration,
also bei ausgefahrenen Fahrwerken und Hochauftriebsklappen, deutlich höher (ca. 10 dB)
als das für ein Flugzeug in Reisekonfiguration.
Die analytische Bestimmung von Umströmungsgeräuschen ist nur für sehr einfache Geometrien/Strömungsformen
möglich. Dies sind z.B. das Kantengeräusch von turbulent überströmten
Platten (Howe [103]) oder das Wirbelablösegeräusch umströmter Zylinder. Flugzeugfahrwerke
und Hochauftriebsklappen stellen dagegen sehr komplexe Systeme dar, deren
Umströmungsgeräusche einer Berechnung zur Zeit nicht zugänglich sind. Eine Gesamtdarstellung
der Eigengeräuschproblematik findet sich in einer Veröffentlichung von Crighton
[104]. Mittelfristig können Verfahren zur Lärmvorhersage und -minderung für technische Anwendungen
nur auf experimentellem Wege oder numerischem Wege entwickelt werden.
3.3.1 Experimentelle Analyse der Strömungsschallquellen
Unter Einsatz moderner Messverfahren zur Schallquelllokalisierung (s. Anhang) wurden in
den vergangenen Jahren sowohl Überfluglärmmessungen ([105]-[109]) als auch aeroakusti-
23

sche Quellstudien in Windkanälen ([110]-[114]) zur gezielten Analyse verschiedener Strömungsschallquellen
durchgeführt. Dabei zeigte sich zunächst, dass sowohl Fahrwerkskonstruktionen
als auch real ausgeführte Hochauftriebskomponenten heutiger Bauart zahlreiche
Löcher und Hohlräume aufweisen, deren Überströmung zu erheblichen tonalen Geräuschen
(Hohlraumschwingungen) führen. Lärmquellen dieser Art sind durch geeignete konstruktive
Detailgestaltung vermeidbar. Darüber hinaus erzeugen Fahrwerke und Klappensysteme
breitbandiges Umströmungsgeräusch, das im Folgenden betrachtet werden soll.
3.3.1.1 Flugzeugfahrwerke:
Flugzeugfahrwerke setzen sich aus einer Vielzahl von Stützstreben, Gelenken, Achsen und
Rädern zusammen. Neben der Geräuschentstehung durch Strömungsablösungen an diesen
Einzelkomponenten entstehen Umströmungsgeräusche daher im Wesentlichen durch die
Interaktion von turbulenten Nachlaufströmungen mit stromab angeordneten Fahrwerkskomponenten.
Mit Hilfe verschiedener Techniken zur Schallquelllokalisation wurde gezeigt, dass die Umströmung
eines Flugzeugfahrwerks heutiger Konstruktion ein Cluster von zahlreichen, räumlich
verteilten aerodynamischen Schallquellen erzeugt. Das ins Fernfeld abgestrahlte Umströmungsgeräusch
weist ein breitbandiges Spektrum auf. Die spektrale Pegelverteilung
kann in Abhängigkeit von der Strömungsgeschwindigkeit über einer Strouhalzahl dimensionslos
dargestellt werden (Bild 22), wobei in Ermangelung einer charakteristischen Quelldimension
hier die Strouhalzahl mit dem Durchmesser des Fahrwerksbeins (s = 0,23 m) gebildet
wurde. Die Schalldruckquadrate steigen mit der 6. Potenz der Anströmgeschwindigkeit
an. Die Richtwirkung der Abstrahlung zeigt nur wenig ausgeprägte Pegelmaxima sowohl im
vorderen Quadranten bei etwa 60° als auch im hinteren Quadranten bei etwa 140° (0° bedeutet
„in Flugrichtung“). Nach Übertragung dieser Quellcharakteristik auf den Flugfall wird
daher - infolge der konvektiven Verstärkung - die Abstrahlung gegen die Flugrichtung dominieren.
Als wesentlichster Installationseffekt ist hier auch die Abhängigkeit der lokalen Strömungsgeschwindigkeit
am Fahrwerk unter der Tragfläche zu beachten. Diese sinkt mit
wachsendem Flugzeuganstellwinkel (Anstieg der Zirkulation) und bewirkt eine entsprechende
Minderung des Fahrwerksgeräusches.
Bild 22: Abhängigkeit des Fahrwerksgeräusches von der Strömungsgeschwindigkeit v.
Die Summe dieser Erkenntnisse lässt darauf schließen, dass das Umströmungsgeräusch
von komplexen Fahrwerksstrukturen als Ergebnis des Zusammenwirkens zahlreicher kompakter
Dipolstrahler (Wellenlänge > Körperabmessung) mit unterschiedlicher, räumlicher
Orientierung verstanden werden kann. Ein erster Ansatz auf der Grundlage der vorhandenen
Datenbasis ein Lärmvorhersageverfahren zu entwickeln, das die Gesamtabstrahlung aus
den Beiträgen generischer Fahrwerkskomponenten (Teilschallquellen) berechnet, ist in einer
Arbeit von Smith [115] beschrieben.
24

3.3.1.2 Hochauftriebssysteme:
Die Vorflügel und die Seitenkanten der Fowlerklappen sind (in der Reihenfolge der Priorität)
die dominierenden Quellen von Umströmungsgeräuschen bei Hochauftriebssystemen [116],
[117], [118]. Eine umfassende Theorie zum Verständnis der Schallentstehung und -
abstrahlung sowohl vom Vorflügel als auch von Klappenseitenkanten existiert heute noch
nicht.
An Vorflügeln vom Typ Handley-Page entsteht im ausgefahrenen Zustand ein Rückseitenwirbel
(Bild 23). An der Grenzfläche zur benachbarten Spaltströmung bildet sich eine instabile
freie Scherschicht aus, in der Strömungsinstabilitäten (Turbulenzballen) zur oberen Vorflügelhinterkante
transportiert werden. Die Abströmung dieser hoch turbulenten Strömung von
der Hinterkante erzeugt Endkantengeräusch, das mit der Intensität der kinetischen Energie
der Turbulenz der Strömung und der 5. Potenz der Abströmgeschwindigkeit (Komponente
wandtangential und senkrecht zur Hinterkante) ansteigt [103].
Bild 23: Typisches Strömungsfeld im Bereich des Vorflügels in Landestellung.
Das ins Fernfeld abgestrahlte Umströmungsgeräusch weist im Wesentlichen ein breitbandiges
Spektrum auf. Die spektrale Pegelverteilung kann in Abhängigkeit von der Strömungsgeschwindigkeit
v über einer Strouhalzahl Sr = f⋅cs
/ν dimensionslos dargestellt werden
(Bild 24). Dabei wurde die Sehnenlänge cs des Vorflügels als charakteristische Quelldimension
zur Definition der Strouhalzahl herangezogen, da typische Dimensionen der Turbulenzstrukturen
mit der geometrischen Ausdehnung des Rückseitenwirbels in Zusammenhang
gebracht werden können [112], [118], [119], [120]. Im Rahmen verschiedener Modellexperimente
wurden unterschiedliche Werte für den Exponenten des Geräuschanstiegs (Schalldruckquadrat)
mit wachsender Geschwindigkeit ermittelt. Diese liegen meist zwischen 4,5
und 5,5. Die Ursachen für diese Unterschiede sind noch nicht endgültig geklärt. Jedoch kann
vermutet werden, dass periodische Schwingungen des Rückseitenwirbels zu einer periodischen
Modulation der mittleren Spaltströmung führen, was sich als Massenfluktuation (akustischer
Monopol) darstellen lässt und Werte kleiner als 5 für den Geschwindigkeitsexponenten
erklären würde. Andererseits ist nicht in jedem Experiment die Dominanz des Vorflügelgeräusches
sichergestellt, so dass in Kombination mit anderen Geräuschquellen (z.B. mit
Dipolcharakteristik) der für den Kantenlärm theoretisch zu erwartende Exponent von 5 messtechnisch
nicht immer nachgewiesen werden kann.
Das spektrale Maximum des Vorflügelgeräusches liegt bei Strouhalzahlen um Sr = 2 (bezogen
auf die Sehnenlänge des Vorflügels), in einem Spektralbereich in dem häufig auch tonale
Geräuschphänomene auftreten. Ohne dass hierzu schon abgesicherte Nachweise vorlägen,
könnten diese tonalen Komponenten auf die schon erwähnten periodischen Schwankungen
der Wirbellage zurückgeführt werden [111], [121] Die Abstrahlrichtcharakteristik des
25

Vorflügelgeräusches weist ein Pegelmaximum im hinteren Quadranten bei etwa 130° auf
(90° = Abstrahlung senkrecht zur Flugrichtung). Bei Modellexperimenten werden häufig Tonphänomene
bei Strouhalzahlen größer als 10 beobachtet, die jedoch in der Regel auf Strömungsinstabilitäten
infolge geringer Reynoldszahlen zurückzuführen sind und in der Großausführung
nicht auftreten.
Bild 24: Dimensionsloses Spektrum des Vorflügelgeräusches (mit Modellmaßstab SF als
Quellgröße und Abstrahlentfernung R).
Gegenüber dem Umströmungsgeräusch von Vorflügeln ist das von den Seitenkanten der
Landeklappen ausgehende Strömungsgeräusch im höheren Frequenzbereich von Bedeutung
(entsprechend einer mit der Klappensehne gebildeten Strouhalzahl größer 40). Bezogen
auf eine Einheitsfläche ist die Intensität von Seitenkantengeräuschen deutlich höher als
das Umströmungsgeräusch vom Vorflügel. Letzteres hat jedoch als Integral über die Spannweite
einer Tragfläche (Linienquelle) den größeren Anteil am Fernfeldschall.
Die an der Klappenseitenkante wirksamen Mechanismen der Schallentstehung sind noch
nicht vollständig geklärt [122], [123], [124], [125]. Im Bereich der Seitenkante der Landeklappe
bildet sich infolge der auftriebsbedingten Druckverteilung ein Randwirbel aus, der sich bei
etwa 70% Profiltiefe von der Klappenoberfläche ablöst. Die den Wirbel umhüllende Fläche
stellt eine freie Scherschicht dar, in der Strömungsinstabilitäten eingebettet sind und um die
Wirbelachse rotieren. Die Ausbildung dieser Wirbelströmung ist sowohl durch CFD Rechnungen
als auch messtechnisch detailliert untersucht worden [126], [127]. Schall entsteht
hier sowohl durch die Wechselwirkung der Wirbelströmung mit der Klappenoberfläche als
auch durch die Beschleunigung von Turbulenz im Wirbel selbst. Dieser Quellvorgang ist in
ersten numerischen, sog. CAA-Simulationen (CAA = Computational Aeroacoustics, siehe
unten) auch theoretisch nachvollzogen worden [128]. Die derzeit vorliegenden Ergebnisse
von Schallmessungen deuten darauf hin, dass das gemittelte Schalldruckquadrat des Seitenkantengeräusches
mit etwa der 5. bis 6. Potenz der Strömungsgeschwindigkeit ansteigt.
Die Richtcharakteristik der Abstrahlung ist frequenzabhängig und zeigt eine komplexe Verteilung
unterschiedlicher Maxima in verschiedenen Richtungen [129],[130].
3.3.2 Numerische Simulation von Umströmungsschallquellen
Etwa Mitte der neunziger Jahre hat die Entwicklung von sog. CAA-Verfahren eingesetzt.
Diese Verfahren dienen der numerischen Simulation des eigentlichen aeroakustischen
Quellvorgangs und der Schallfortpflanzung durch allgemein strömende Medien. Die Schallberechnung
basiert dabei nicht auf der Lösung einer akustischen Wellengleichung, sondern
auf der Lösung der kontinuumsmechanischen Bilanzgleichungen.
Sehr häufig, bei technischen Problemstellungen wie etwa Umströmungsgeräusch, ist die
Anwesenheit von akustischen Grenzschichten von untergeordneter Bedeutung, so dass die
26

viskosen Terme in den Störungssimulationsgleichungen vernachlässigt werden (reibungsfreie
Stördynamik). Werden darüber hinaus in den Störungsgleichungen nur lineare Terme in
den Störgrößen betrachtet, so wird von den Linearisierten Eulergleichungen (engl. LEE) gesprochen.
Die kinematischen Effekte der Grundströmung auf die Schallfortpflanzung werden
dabei ebenso erfasst wie die Dynamik von linearen (d.h. schwachen) Wirbelstörungen (z.B.
auch instabile Scherschichtwellen) und Rückkopplungsphänomene der Störungen auf sich
selbst, sei es mit oder ohne Wandeinfluss. Die Mechanismen der Schallerzeugung an der
Seitenkante einer Fowler-Klappe sind mit dieser Vorgehensweise (wenn auch reduziert auf
einen generischen Fall) 1999 erstmals simuliert worden [128].
Da, wie erwähnt, die direkte numerische Vorhersage von technischen Umströmungsgeräuschen,
bedingt durch die ungeheure Vielskaligkeit der Turbulenz, zurzeit praktisch nicht realisierbar
ist, muss auch bei CAA-Störsimulationen ein Modell für die Störanregung verwendet
werden. Im Gegensatz zu aeroakustischen Quelltermen in Wellengleichungen, die im gesamten
Quellgebiet unter Einbeziehung der vollständigen Wirbeldynamik modelliert werden
müssen, wird hier nur die Anregung von Wirbelstörungen modelliert. Deren Dynamik und
damit die Ursache für die Umströmungsschallerzeugung ist Teil der numerischen Berechnung.
Verschiedene solcher Störanregungsmodelle sind entwickelt worden [131], [132]. Je
nach Zweck einer CAA-Simulation genügt es oft, Wirbelstörungen außerhalb, d.h. stromauf
des Quellgebiets in die Grundströmung einzubringen. Die Wirbelstörung wird durch die
Grundströmung in das Quellgebiet getragen und erzeugt dort Schall infolge ihrer Wechselwirkung
mit Strömungsgradienten und Geometrieänderungen [128], [131], [133], [134]. In
Abgrenzung zu den technisch relevanten Umströmungsgeräuschquellen an abrupten Geometrieänderungen
ist die Schallerzeugung in quasihomogenen subsonischen turbulenten
Strömungen, (z.B. freie Scherschichten, Freistrahl, freie Turbulenz, Turbulenz in anliegenden
schwach gekrümmten Grenzschichten) einer Simulation mit linearisierten Gleichungen nicht
zugänglich, weil das Turbulenz-Eigengeräusch nichtlinearer Dynamik folgt.
Bild 25: Akustische „Antwort“ von Profilen verschiedener Dicke bei Interaktion mit einem
Testwirbel (für verschiedene Strouhalzahlen Sr).
Bild 25 zeigt beispielhaft die simulierte 3D-Schallerzeugung an Profilen (Spannweitenrichtung
z , Stromabrichtung x ) verschiedener Dicke bei Interaktion mit einem stromauf der Profilvorderkante
eingebrachten 3D-Testwirbel [134] (numerische Lösung der LEE). An virtuellen
Mikrophonpositionen auf einem Kreis um die Profilnase in der Ebene z = 0 wird die akustische
Antwort p′ (t)
aufgenommen, Fourier-transformiert und frequenzweise verglichen. Die
Simulation zeigt die Eigenschaft dicker Profile, Wirbelstörungen weniger effizient in Schall zu
wandeln als dünne Profile. Daraus kann entnommen werden, in welchem Maße dicke Profile
bei gleicher turbulenter Zuströmung leiser sind als dünne Profile [135]. Als eine der Einsatz-
27

möglichkeiten der CAA bei der Berechnung aerodynamisch generierten Schalls dient der
beispielhaft beschriebene „Wirbeltest“ als Entwurfshilfe für Geometriekomponenten mit minimalem
Umströmungsgeräusch.
4 Untersuchungen zur Entwicklung von Nachrüstmaßnahmen zur
Reduzierung der Triebwerksgeräusche
4.1 Vorbemerkung
Die Triebwerke von Verkehrsflugzeugen sind hochkomplizierte Maschinen, die aus vielen
sorgfältig aufeinander abgestimmten Komponenten bestehen und mit wirtschaftlich vertretbarem
Aufwand nur in sehr eingeschränktem Maße durch Veränderung oder Ersatz einzelner
Bauteile in ihren akustischen Eigenschaften verändert werden können. Diese Aussage gilt
insbesondere für das Zusammenspiel der verschiedenen Turbomaschinen (Fan, Niederdruckkompressor,
Hochdruckkompressor, Hochdruckturbine, Niederdruckturbine) und der
Brennkammer. Die Entwicklung nachrüstbarer Geräuschminderungsmaßnahmen richtet sich
deshalb vornehmlich auf Bauelemente der Triebwerksgondel:
• Vermeiden von Einlaufstörungen in der Zuströmung zum Triebwerksfan.
• Verbesserung der akustischen Auskleidung des Triebwerkskanals („Liner“) stromauf
vom Triebwerksfan.
• Akustische Auskleidung der Einlaufdüse der Triebwerksgondel
• Einbau von Schalldämpfern auf der Abströmseite („hot-stream liner“).
• Veränderung der primären und sekundären Ausströmdüse stromab von der Niederdruckturbine.
4.2 Vermeiden von Einlaufstörungen in der Zuströmung zum Triebwerksfan
In Abschnitt 3.2.3 wurde dargelegt, dass die Schaufelzahlen des Fanrotors und des dahinter
liegenden Stators so gewählt werden, dass die durch die Wechselwirkung der Rotornachlaufströmung
mit dem Stator entstehenden Störungen bei der Blattpassierfrequenz „cut off“
sind, d.h. sich nicht als Schallwelle durch den Triebwerkskanal nach vorn hin ausbreiten
können. Dennoch zeigen Geräuschmessungen an ausgeführten Triebwerken Schallanteile
bei der Blattpassierfrequenz, die sehr wahrscheinlich ihre Ursache in einer durch im Einlauf
befindliche Strömungssonde zur Bestimmung der Totaltemperatur („T12-Sonde“) haben. Für
eine minimale Geräuschemission des Triebwerksfans ist aber eine möglichst gleichförmige
und störungsfreie Zuströmung erforderlich. Der Nachlauf der Strömungssonde trifft auf die
Rotorschaufeln, und es entstehen dort instationäre Kräfte, die zusätzliche Geräuschanteile
bei der Blattpassierfrequenz erzeugen. Maßnahmen zu Vermeidung oder Reduzierung des
Nachlaufs, etwa durch Vergrößern des Abstands zum Fanrotor, Verkleinern der Sonde
und/oder eine strömungsgünstigere Gestaltung) würden sich in einer Pegelminderung bei
der Blattpassierfrequenz auswirken.
4.3 Verbesserung der akustischen Auskleidung des Triebwerkskanals
Die vom Fan und dem Niederdruckkompressor nach vorn abgestrahlten Geräuschanteile
werden durch die akustische Auskleidung der Gondel gedämpft. Diese Auskleidungen bestehen
meist aus Wabenstrukturen, die mit Lochblech oder anderen porösen Materialen abgedeckt
sind. Moderne Schalldämpfer bestehen nicht mehr aus nur einer Lage solcher Strukturen
(„Single Degree of Freedom“ SDOF-Liner), sondern aus zwei („Double Degree of Freedom“,
DDOF, s. Bild 26) oder drei Lagen („Triple Degree of Freedom“, TDOF), wodurch die
wirksame Frequenzbandbreite des Schalldämpfers deutlich verbessert wird.
Die akustischen Auskleidungen der Gondel sind aus Fertigungsgründen üblicherweise in
mehrere Segmente in Umfangsrichtung unterteilt, zwischen denen sich akustisch harte Stege
(„splices“) befinden. An diesen Diskontinuitäten der Wandimpedanz werden die vom Fan
und vom Niederdruckkompressor abgestrahlten Schallmoden gestreut. Dadurch können die
28

akustischen Kanalmoden bei der Blattpassierfrequenz, die cut-off sind, d.h. sich nicht als
Schallwellen im Kanal ausbreiten können, in andere Moden niedriger Umfangsordnung umgewandelt
werden, die ihrerseits ausbreitungsfähig sind. Der Effekt der Umfangsstege wurde
in den EU-Projekt SILENCE(R) untersucht. Bild 27 zeigt, welche Verminderung des nach
vorn abgestrahlten Schallleistungspegels durch Vermeiden der schallharten Stege möglich
sind. Gantie et al [137] betonten dabei, dass die Ausbreitung der Blattpassierfrequenz sehr
empfindlich auf Diskontinuitäten der Wandimpedanz reagiert. Damit wurden auch die unterschiedlichen
Ergebnisse von Modellmessungen und solchen mit Originaltriebwerken erklärt.
Bild 26: Schematische Darstellung eines DDOF-Liners (nach Yu & Nesbitt [136]).
Weitere Ergebnisse zur Zero-splice-Technologie werden in den Abschnitten 6.1.3.3 und
6.4.2 im Zusammenhang mit Flugtests präsentiert.
Bild 27: Minderung des nach vorn (0-90°) abgestrahlten Schallleistungspegels durch akustisch
homogen Auskleidung des Triebwerkskanals (zero-splice liners); Vergleich von
Ergebnissen aus Modellmessungen („Rig“) und Prüfstandsmessungen im Originalmaßstab
eines Rolls-Royce Trent 500 Triebwerks(„Engine“); nach Gantie et al [137].
29

4.4 Akustische Bedämpfung der Einlaufdüse der Triebwerksgondel
Dehnt man die akustische Auskleidung des Triebwerkskanals in die Einlaufdüse hinein aus
(„lip-liner“), dann vergrößert man die insgesamt zur Verfügung stehende Absorptionsfläche.
Weiter besteht die Möglichkeit, diesen Teil des Schalldämpfers auf einen speziellen Frequenzbereich
auszulegen. Technologische Schwierigkeiten dieser Geräuschminderungsmethode
sind, dass zum Einen der Reibungswiderstand der porösen Einlaufdüse vergrößert
werden könnte und zum Anderen die Funktionsfähigkeit der Enteisungsvorrichtung für den
Triebwerkseinlauf nicht beeinträchtigt werden darf. Ergebnisse zur lip-liner Technik werden in
Abschnitt 6.4 im Zusammenhang mit Flugtests diskutiert.
4.5 Schalldämpfer auf der Abströmseite des Triebwerks (hot-stream liners)
Bei der Landung von Verkehrsflugzeugen spielen neben dem Geräusch des Fans und der
Zelle (Fahrwerke und Hochauftriebshilfen) auch die der Turbine und der Brennkammer eine
Rolle. Diese aus dem Kerntriebwerk stammenden Anteile lassen sich durch akustische Auskleidung
des Zentralkörpers („Center plug“) der Primärdüse dämpfen. Auch diese Auskleidungen
bestehen wie die im Ansaugkanal aus Wabenstrukturen mit porösen Abdeckungen.
Zur Dämpfung der hochfrequenten Turbinengeräusche sind Wabenstrukturen mit geringer
Bautiefe ausreichend, deren Material aber den hohen Abgastemperaturen standhalten muss.
Für die tieffrequenten Brennkammergeräusche müssen die Auskleidungen aber eine große
Packungstiefe haben, was wegen der kleinen Abmessungen des Zentralkörpers Schwierigkeiten
bereitet. Yu & Chien [138] beschreiben eine aus acht Kammern bestehende Helmholtzresonator-Anordnung,
bei der sich die notwendige Bautiefe in axialer Richtung erstreckt,
siehe die Prinzipskizze in Bild 28. Der Schall aus dem Düsenstrahl tritt durch ein perforiertes
Blech (perforate chamber) mit etwa 25% Lochanteil in den Resonatorhohlraum ein, der durch
ein weiteres Lochblech in zwei axiale Hälften unterteilt ist. Messungen auf dem Triebwerksprüfstand
ergaben Dämpfungswerte von bis zu 11 dB bei 400 Hz und Leerlaufdrehzahl
(„flight-idle condition“) und etwa 3-4 dB beim Landebetriebszustand („approach condion“).
Bild 28: Kammerdämpfer für den Zentralkörper der Primärdüse zu Dämpfung der tieffrequenten
Brennkammergeräusche (nach Yu & Chien [136]).
Ausreichende Dämpfung bei tiefen Frequenzen lassen sich aber nicht nur durch Resonatoren
mit spezieller Anordnung erreichen, sondern auch durch das Prinzip der durchströmten
Öffnungen, wie von Bechert [139] gezeigt wurde. Derartige Anordnungen wurden für die akustische
Bedämpfung der Brennkammer entwickelt, damit keine thermoakustischen Resonanzen
entstehen (Forster & Michel [140.]). Bild 29 zeigt die Dissipation akustischer Energie
beim Schalldurchgang durch durchströmte Lochbleche mit einem Lochanteil von 11% für
unterschiedliche Lochdurchmesser. Die Strömungsgeschwindigkeit in den Bohrungen beträgt
M = 0,43. Anwendungen speziell als hot-stream liner für Triebwerke wurden bisher nur
theoretisch untersucht (Law & Dowling [141]).
30

Bild 29: Dissipationsrate der akustischen Energie beim Schalldurchgang durch durchströmte
Lochbleche für verschiedene Lochdurchmesser; Lochanteil 11%, Strömungs-
Machzahl M = 0,43 (nach Forster & Michel [140.]).
4.6 Chevron Düsen zur Minderung des Freistrahlgeräusches
Schon in Abschnitt 3.2.2 wurde erwähnt, dass sich durch eine gezackte Hinterkante der Düse
eine Reduzierung des Freistrahlgeräusches erreichen lässt. Die im Experiment gemessene
Pegelminderung wurde mit 3 dB(EPNL) beziffert (Saiyed et al [50]). Gelegentlich wurden
von der NASA auch größere Pegelminderungen in Aussicht gestellt (Rask, Gutmark & Martens
[142]). Die mit Chevrons erreichbaren Pegelminderungen hängen aber sicher von den
Strahlgeschwindigkeiten und damit wohl auch vom Bypass-Verhältnis des Triebwerks ab.
Bei gemeinsam von der Deutschen Lufthansa und dem DLR durchgeführten Flugtests mit
einer Airbus A319 wurde eine Geräuschminderung von nur 1 dB(A) festgestellt, wobei aber
nur die Primärdüse als Chevrondüse ausgebildet war, die vom DLR konzipiert und von Lufthansa-Technik
gebaut wurde. Über diese Untersuchung wird in Abschnitte 6.1 ausführlich
berichtet.
In dem amerikanischen Quiet Aircraft Demonstrator (QAD2)-Programm wurden detaillierte
Überflugmessungen mit einer Boeing 777-300ER ausgerüstet mit GE90-115B Triebwerken
durchgeführt, wobei unterschiedlich geformte Chevron-Düsen zum Einsatz kamen. Die Ergebnisse
dieser Flugtests werden in Abschnitt 6.4.3 beschrieben.
31

5 Untersuchungen zur Entwicklung von Nachrüstmaßnahmen zur Reduzierung
der Umströmungsgeräusche
Bei der Erörterung der Möglichkeiten zur Minderung des Zellenlärms wird hier schwerpunktmäßig
auf nachrüstbare Technologien eingegangen. Die entsprechenden Minderungskonzepte
für die beiden wesentlichen Umströmungslärmquellen, die Fahrwerke und die Hochauftriebssysteme,
werden getrennt nacheinander dargestellt, da die jeweiligen Konzepte zur
Lärmminderung zum Teil sehr unterschiedliche Randbedingungen erfüllen müssen. Gleichermaßen
für Flugzeugfahrwerke und Hochauftriebssysteme gelten die Forderungen nach
• Erhaltung der Sicherheit,
• Begrenzung von Zusatzmassen und
• Vermeidung zusätzlichen Wartungsaufwandes.
Während jedoch bei Fahrwerken lediglich deren Funktionalität gewährleistet werden muss,
ist bei Hochauftriebssystemen auch die Erhaltung der aerodynamischen Leistungsfähigkeit
zu fordern. Besonderes Augenmerk gilt dabei dem Maximalauftrieb, weil dessen Absenkung
infolge lärmmindernder Maßnahmen durch eine höhere Geschwindigkeit im Landeanflug
kompensiert werden muss. Gemäß geltenden Vorschriften wird die minimale Landegeschwindigkeit
(bei voll konfiguriertem Flugzeug) aus der folgenden Beziehung ermittelt:
v 1 , 3 ⋅ v + 5 kts. (16)
Lande = Stall
Dies zeigt weiterhin, dass die einfachste und zugleich wirkungsvollste Maßnahme zur Minderung
des Umströmungslärms, nämlich die Absenkung der Fluggeschwindigkeit im Anflug,
ohne entsprechende Änderungen der Flugleistung in der Praxis nicht realisiert werden kann.
Aufbauend auf den Ergebnissen von Forschungsprojekten der Industrie werden im EU-
Projekt AWIATOR (“Aircraft Wing with Advanced Technology Operation“) derzeit verschiedene
Technologien zur Steigerung der Flugleistungen entwickelt und für die Validierung im
Flugversuch vorbereitet.
Bild 30: Installation von SBVGs auf der Saugseite der Landeklappe.
Im Sinne der mittelbaren Minderung des Umströmungsgeräusches durch Absenkung der
Fluggeschwindigkeit wären hier insbesondere so genannte SBVGs („sub-boundary layer
vortex generators“) zu nennen. Dies sind extrem kleine Wirbelgeneratoren, die, auf der
Saugseite der Landeklappenoberfläche installiert (Bild 30), einen höheren Klappenausschlag
ohne Strömungsablösung ermöglichen und damit zu einer leichten Steigerung des Maximalauftriebs
führen und in der Konsequenz eine Absenkung der Anfluggeschwindigkeit erlauben
würden. Da zumindest die A340 heute nicht mit dem maximal möglichen Landekappenaus-
32

schlag betrieben wird (wegen Ablösungsgefahr), wären SBVGs im weiteren Sinne als Lärm
mindernde Nachrüstmaßnahme zu betrachten.
Bei der Beurteilung solcher Maßnahmen muss aber bedacht werden, dass eine Absenkung
der Anfluggeschwindigkeit eine Verminderung der Flughafenkapazität und auch einen Mehrverbrauch
an Kraftstoff nach sich zieht. Letzteres erhöht die Kosten und wirkt sich auch negativ
auf die Abgasemission aus.
Im Folgenden werden die im Rahmen verschiedener Forschungsprojekte gewonnenen Erkenntnisse
zur Minderung der Lärmabstrahlung an der Quelle bei Fahrwerken und Hochauftriebssystemen
heutiger Verkehrsflugzeuge dargestellt.
5.1
Fahrwerksgeräusche
Ein erster Großversuch im Jahr 1996 an einem Originalfahrwerk des A320 [143] im Deutsch-
Niederländischen Windkanal (DNW-LLF) diente zunächst der Quantifizierung des Fahrwerkslärms
nachdem Zweifel aufgekommen waren ob Windkanalversuche an vereinfachten
Modellfahrwerken die realen Geräuschcharakteristiken bei Überströmung der komplexen
Fahrwerksstrukturen wiedergeben können. Tatsächlich zeigte sich hier, dass Fahrwerkslärm
ein breitbandiges Spektrum mit hohen Pegeln bis 2000 Hz aufweist und in keiner Weise (wie
von Modellmessungen vorhergesagt) nur auf niedrige Frequenzen beschränkt ist. Damit war
erwiesen, dass eine wirksame Lärmminderung zunächst nur durch eine „strömungsgünstige“
Verkleidung der komplexen mechanischen Fahrwerksstrukturen erreicht werden kann. Um
das mögliche Lärmminderungspotenzial durch solche Maßnahmen auszuloten wurde daher
in einem Prinzipversuch das gesamte Fahrwerk verkleidet. Als Ergebnis wurde ein Minderungspotenzial
von mehr als 10 dB ermittelt (Bild 31), das natürlich durch nachrüstbare Teilverkleidungen
bei Wahrung der Funktionalitäten des Fahrwerkes in der Praxis nicht erreicht
werden kann. In diesem ersten Test wurden auch schon realistische Teilverkleidungen erprobt
und zeigten erwartungsgemäß, dass die mechanisch komplexesten Strukturen auch
die wesentlichsten Umströmungslärmquellen darstellen und durch eine gezielte Verkleidung
dieser Bereiche Lärmminderungen in der Größenordnung von 3 dB möglich sind.
Bild 31:
Maximales Lärmminderungspotenzial durch unrealistische Vollverkleidung eines
A320 Hauptfahrwerks.
Als
Nebenprodukt konnte hier auch erstmals gezeigt werden, dass die Überströmung der
aus Gewichtsgründen hohl ausgeführten Bolzen in den zahlreichen Gelenken von Fahrwerksverstrebungen
zu tonalem Lärm (Hohlraumresonanzen) führen kann (Bild 32). Inwieweit
diese den Gesamtschalldruckpegel erhöhen, bzw. am Boden als lästig empfunden werden
hängt jedoch vom Einzelfall ab. Die Vermeidung dieser tonalen Lärmanteile kann durch
33

Verschlussstopfen in den Hohlbolzen in einfacher Weise an bestehenden Fahrwerken umgesetzt
werden.
Bild 32: Beispiel für tonalen Umströmungslärm bei Fahrwerken infolge strömungsinduzierter
Hohlraumresonanzen in Fahrwerks-Hohlbolzen.
Nachdem
„aerodynamische Verkleidungen“ viel versprechende Lärmminderungen ergeben
hatten, wurden systematische Folgeuntersuchungen an A340 Fahrwerken in DNW-LLF im
Rahmen der EU-Projekte RAIN („Reduction of Airframe and Installation Noise“) und SILEN-
CER („Significantly Lower Community Exposure to Aircraft Noise“) durchgeführt. In der Zusammenarbeit
mit den Herstellern wurden in diesen Projekten nur unmittelbar für die Nachrüstung
an bestehenden Flugzeugen geeignete Teilverkleidungen (engl.: fairings) entwickelt.
„Aerodynamische“
Verkleidungen von komplexen Fahrwerksstrukturen reduzieren die Wech-
selwirkung turbulenter Nachlaufströmungen mit stromab gelegenen Fahrwerkskomponenten
und führen damit zu einer Reduktion der Umströmungsgeräusche. Entsprechende, für den
operationellen Einsatz geeignete, Verkleidungen wurden für Bug- und Hauptfahrwerke des
A340 im Windkanalversuch entwickelt [144] (Bild 33). Im Projekt RAIN wurde diese Entwicklung
im Wesentlichen auf der Basis ingenieurwissenschaftlicher Erfahrungen im Bereich der
Strömungsmechanik und Aeroakustik durchgeführt. Auslegungskriterien waren die
• Abschirmung von komplexen Strukturen vor der Anströmung durch turbulente
Nachlaufströmungen
hoher Geschwindigkeit und
• Minimierung von Verdrängungseffekten durch
Verkleidungsmaßnahmen und damit
Vermeidung von erhöhtem Umströmungslärm an benachbarten Komponenten.
Zur
Optimierung der im Projekt RAIN entwickelten Verkleidungsmaßnahmen wurden daher
im Folgeprojekt SILENCE(R) parallel zum Entwurfsprozess Strömungsrechnungen zur besseren
Beurteilung der Wirkung der entworfenen Verkleidungen auf die lokalen Änderungen
der Fahrwerksumströmung durchgeführt [145].
34

Bild 33: A340-Fahrwerke mit aerodynamischen Verkleidungen zur Minderung des Umströmungslärms
im Rahmen des EU-Projekts RAIN.
Am Bugfahrwerk (engl.: nose landing gear – NLG) erwiesen sich insbesondere die Verkleidungen
des Achsbereichs (engl.: tow-bar fairing) und der Steuermechanik (engl.: steeringsystem
fairing) als wirkungsvolle Maßnahmen. Im Bereich der Achsen wurden auch die Hohlräume
in den Radfelgen (innen und außen) als Quellen vornehmlich tieffrequenten Schalls
abgedeckt. Die Verkleidung der Achse mit der hier integrierten Zugstange (engl.: tow-bar)
wurde so ausgeführt, dass am Boden durch Aufklappen der Verkleidung Zugang zur
Zugstange möglich ist. Die Verkleidung der Steuermechanik kann im Rahmen einer Nachrüstmaßnahme
am A340 aus aeroakustischer Sicht allerdings nicht optimal ausgeführt werden,
da die für eine geeignete Strömungsführung gewünschte Formgebung aus Platzgründen
nicht realisiert werden kann. Diese Einschränkung ist aus Bild 33 nicht unmittelbar ersichtlich
sondern erschließt sich erst aus einer detaillierten Betrachtung des Einfahrvorgangs
selbst als auch der Geometrie am eingefahrenen Fahrwerk. Besondere Schwierigkeiten ergeben
sich bei einer Verkleidung des oberen Fahrwerksbereichs (in Höhe der Schachttüren).
So konnte zwar gezeigt werden, dass durch einen ausklappbaren „Spoiler“ (Bild 34) eine
zusätzliche Minderung des Gesamtlärms vom Bugfahrwerk um etwa 2 dB erreicht werden
kann, was jedoch nur mit erheblichen Eingriffen auch in die Zellenstruktur realisierbar ist.
Bild 34: Spoiler zur Minderung des Umströmungslärms vom oberen Bereich des Bugfahrwerks.
Beim Hauptfahrwerk (engl.: main landing gear – MLG) stellt das Drehgestell (engl.: bogie)
mit seinen Achsen und Bremssystemen den wesentlichsten Schallquellbereich dar. Hier besteht
das Hauptproblem darin, dass die Bremssysteme mit ihren zahlreichen konstruktiven
Details (Hydraulikzylinder und Zuleitungen) zur Gewährleistung einer ausreichenden Kühlung
nicht oder nur teilweise verkleidet werden dürfen, trotz zum Teil bereits installierter
Kühlgebläse. Eine Verlängerung der Abkühlzeit nach einer Landung würde die erforderliche
Verweilzeit am Boden bis zur Unterschreitung einer vorgegebenen Minimaltemperatur der
Bremsen verlängern und damit den Flughafenkapazität beinträchtigen. Aus diesem Grunde
35

musste auf eine separate Verkleidung der Bremssysteme verzichtet und das Hauptaugenmerk
auf die optimale Auslegung einer das gesamte Drehgestell abdeckenden Unterschale
(engl.: undertray) gelegt werden. Im Vergleich zwischen zwei alternativen Auslegungen zeigte
sich im Windkanal deutlich die Überlegenheit einer mit maximaler Breite ausgelegten Unterschale
gegenüber einer mit geringerer Breite (Bild 35).
Bild 35: Schallquellverteilungen im Bereich des Drehgestells bei Unterschalen mit unterschiedlicher
Breite.
Weitere wesentliche Umströmungslärmquellen des Hauptfahrwerks stellen die am Fahrwerksbein
montierte Schachttür (engl.: leg door fairing) und die Seitenstütze (engl.: sidestay)
mit den zugehörigen Verriegelungsmechanismen (engl.: down lock mechanism) dar. An
diesen Komponenten sind Lärm mindernde Nachrüstmaßnahmen nur in geringfügigem Umfang
möglich, da sie sicherheitsrelevante Komponenten betreffen. Maßnahmen zur besseren
aerodynamischen Integration des Fahrwerksbeins mit der gegenüber der Anströmung angestellten
Schachttür waren wenig erfolgreich. Im Gegenteil ergaben sich zusätzliche Schallquellen
an anderen Fahrwerkskomponenten durch die Veränderung der Gesamtumströmung.
Im Windkanalversuch konnten maximale Lärmminderungen am Bug- und Hauptfahrwerk in
der Größenordnung von 2 bis 3 dB bezüglich des A-bewerteten Gesamtschalldruckpegels
durch Teilverkleidungen bei voller Funktionsfähigkeit der Fahrwerke nachgewiesen werden.
Bei dem im Projekt SILENCE(R) anschließend durchgeführten Flugversuch mit optimierten
Fahrwerksverkleidungen konnte allerdings nur ein Lärmminderungspotenzial für den Fahrwerkslärm
allein von 1,8 dB nachgewiesen werden. Eine geringfügige Verbesserung dieses
Ergebnisses kann erwartet werden durch eine zusätzliche Teilverkleidung der Bremssysteme
wie sie im letzten Windkanalversuch im Projekt SILENCE(R) unter Mitwirkung der Hersteller
noch realisiert werden konnte.
Bei einer für die Serienfertigung geeigneten Bauweise der aerodynamischen Fahrwerksverkleidungen
muss mit Zusatzmassen in der Größenordnung von 70 kg für das Beispiel des
A340 gerechnet werden, sowie mit verlängerten Inspektions- und Wartungszeiten durch die
Notwendigkeit der Demontage von Verkleidungen für den Zugriff auf kritische Fahrwerkskomponenten.
Eine weitere Optimierung solcher Nachrüstmaßnahmen wird im EU-Projekt TIMPAN („Technology
to Improve Airframe Noise“) mit Start in 2006 in Angriff genommen. Hier werden strömungsdurchlässige
Verkleidungen (perforierte Bleche, Netze) erprobt werden, die eine Minimierung
der Verdrängungswirkung der Verkleidungen (Reduktion von Übergeschwindigkeiten)
einerseits und die weiterhin wirksame Abschirmung stromab liegender Fahrwerkskom-
36

ponenten von Nachlaufströmungen hoher Geschwindigkeit zum Ziel haben. Ein wesentlich
erhöhtes Lärmminderungspotenzial ist von diesen Entwicklungen aber im Einsatz für bestehende
Fahrwerke kaum zu erwarten, da die Konstruktionsprinzipien heutiger Fahrwerke keine
weitergehenden Verkleidungsmaßnahmen erlauben ohne die Funktionstüchtigkeit der
Fahrwerke zu beeinträchtigen.
In den USA wurden in der jüngsten Vergangenheit ähnliche Untersuchungen an Großmodellen
von Fahrwerken mit Verkleidungen durchgeführt.
5.2
Geräusche von Hochauftriebshilfen
Windkanaluntersuchungen an einem Originalflügel
eines Airbus A320 haben gezeigt, dass
infolge aeroakustisch nicht optimaler Detailkonstruktion der Hochauftriebskomponenten beträchtlicher
Zusatzlärm entstehen kann. Lärmquellen dieser Art sind die Öffnungen in der
Flügelvorderkante zur Aufnahme der Vorflügelhalter (Bild 36), Hohlräume in den Seitenkanten
von Landeklappen (Bild 37), und Öffnungen in der zum Boden gewandten Flügelfläche
[118], [146] (Tankdruckausgleichsöffnungen) (Bild 38).
Bild 36:
Beispiel von Öffnungen in der Flügelvorderkante zur Aufnahme der Vorflügelhalter.
Bild 37: Beispiel für Hohlräume in der Landeklappenseitenkante.
Die
Überströmung von Öffnungen in der Flügelfläche führt zu tonalem Lärm (Hohlraumreso-
nanzen) und kann durch einfache nachrüstbare Maßnahmen (z.B. Wirbelgeneratoren stromauf
der Öffnung) beseitigt werden (Bild 39), wenn der betreffende tonale Lärmanteil wie im
betrachteten Fall für die Immission am Boden signifikant ist. Bei Flugzeugen der A320 Familie
treten solche Töne im Wesentlichen in der Reiseflugkonfiguration lästig in Erscheinung,
sind allerdings für die Landekonfiguration (Klappen und Fahrwerke ausgefahren) im Zertifikationspunkt
nicht relevant. Nach mehreren Überflugmessungen im Rahmen einer Kooperation
zwischen DLR und Lufthansa AG und durch den Hersteller Airbus selbst sind nachrüstbare
Konzepte zur Minderung solcher parasitären Toneffekte bereits in Arbeit.
37

Bild 38: Ton von Tankdruckausgleichsöffnung auf der Unterseite der Tragfläche aus Messung
im DNW-LLF an einer A320 Originaltragfläche.
Bild 39: Beispiel für einen Wirbelgenerator stromauf einer überströmten Öffnung zur Unterdrückung
der Anregung von Hohlraumschwingungen.
Auch Zusatzlärm durch Hohlräume in Klappenseitenkanten kann durch nachträgliche Füllkörper
unschwer beseitigt werden. Ebenso ist die Abdichtung der Durchbrüche in der Tragflügelvorderkante
realisierbar, erfordert jedoch schon beträchtlichen Aufwand, da wegen der
Flügeldurchbiegung im Fluge nur flexible Abdichtmaßnahmen in Betracht gezogen werden
können. Da diese Öffnungen in der Tragflügelvorderkante auch zu einer Verschlechterung
der aerodynamischen Leistung führen, wurden tatsächlich schon früher jalousieartige Verschlüsse
erprobt, jedoch wegen ihrer mechanischen Störanfälligkeit wieder verworfen. Das
Lärmminderungspotenzial aller dieser Maßnahmen konnte im Windkanalversuch an einer
A320 Originaltragfläche mit etwa 3 dB bezüglich des A-bewerteten Gesamtschalldruckpegels
quantifiziert werden (Bild 40). Basierend auf diesen Erkenntnissen wurden im Rahmen einer
Kooperation des DLR mit der Lufthansa AG Überfluglärmmessungen an einem A319 durchgeführt.
Hier wurde das Flugzeug in seiner Basiskonfiguration vermessen und nachfolgend
mit abgedichteten Durchbrüchen, Hohlräumen und Löchern. Der Vergleich der Messwerte
zeigte eine breitbandige Minderung des Umströmungsgeräusches um ca. 1 bis 2 dB für Frequenzen
über 500 Hz. Die Unterdrückung der Töne infolge strömungsinduzierter Hohlraumresonanzen
in den Tankdruckausgleichsöffnungen ergab eine deutlich hörbare Lärmminderung
von 6 dB(A) für das Flugzeug in seiner Reisekonfiguration, d.h. zu einer Zeit wo das
Flugzeug sich noch in einer Höhe von etwa 3000 ft bewegt und einen maximalen Abewerteten
Pegel von etwa 55 dB(A) erzeugt.
Wenn die oben beschriebenen Zusatzgeräuschquellen beseitigt sind, dann tritt der Vorflügel
mit seinen Haltern (engl.: slat-tracks) als nächst wichtige Geräuschquelle hervor. Hierbei sind
die Anteile vom Vorflügel einerseits und der (wegen der Flügelpfeilung) schräg zur Anströmung
angeordneten Halter andererseits schwer zu trennen. Bei den heute verwendeten Vorflügeln
mit Spalt (Handley-Page slats) kann in der Regel jedoch davon ausgegangen werden,
dass der Vorflügel selbst die entscheidende Lärmquelle darstellt.
38

Bild 40: Lärmminderungspotenzial am Beispiel des A320 durch Beseitigung von überströmten
Hohlräumen und Löchern im Windkanalversuch.
Gemäß der Annahme, dass der wesentlichste Geräuschbeitrag durch die Abströmung an der
Vorflügelhinterkante entsteht, wurde zunächst im Rahmen eines nationalen deutschen Forschungsprojekts
(„Eigengeräuschminderung an Verkehrsflugzeugen“) eine teilweise Rückseitenabdeckung
im Windkanalversuch am A320 1:7,5 Modell im DNW-LLF erprobt [118]
(Bild 41). Diese Maßnahme zielte darauf ab, die sich in der freien Scherschicht zwischen
Rückseitenwirbel und Spaltströmung bildenden Turbulenzstrukturen zu beseitigen bzw. zu
mindern und damit auch das bei der Überströmung der Hinterkante entstehende Abströmgeräusch.
Tatsächlich konnte mit dieser Maßnahme eine breitbandige Minderung des Vorflügelgeräusches
zwischen 2 bis 3 dB erreicht werden (Bild 42) ohne messbaren Verlust an
aerodynamischer Leistung. Dies war Anlass für eine eingehende Systemstudie bei Airbus-
Deutschland im Hinblick auf die Entwicklung potenzieller Nachrüstlösungen, z.B. durch aufblasbare
Bälge im Hohlraum der Vorflügelrückseite.
Bild 41: Geometrie der im Windkanal getesteten Rückseitenabdeckung für den Vorflügel.
Als weitere Maßnahme zur Minderung von Hinterkantengeräuschen ist die gezackte Hinterkante
(engl.: serrated trailing edge) aus der Literatur bekannt. Solche Maßnahmen und der
Extremfall einer bürstenartigen Kantengestaltung wurden in den EU-Projekten RAIN und
SILENCE(R) an verschiedenen Airbus A320 und A340 Modellen mit wechselndem Erfolg
untersucht. In der Regel wurden durch Bürstenendkanten breitbandige Lärmminderungen
um 1 dB erzielt, jedoch an 3D Modellen immer verbunden mit einer unzulässigen Beeinträchtigung
der aerodynamischen Leistungsfähigkeit des Hochauftriebssystems.
39

Bild 42: Nachweis der Minderung des Vorflügellärms durch eine Rückseitenabdeckung am
A320 Modell im DNW-LLF.
Der Lärm mindernde Wirkungsmechanismus solcher Bürstenansätze oder auch perforierter
Hinterkanten wird darin gesehen, dass sich der Wirkungsgrad der Umwandlung von turbulenten
Druckschwankungen in ausbreitungsfähige Schallwellen an der Hinterkante vermindert,
infolge von Dissipation der Schwankungsgeschwindigkeiten in dem strömungsdurchlässigen
Bereich nahe der Hinterkante. Damit verbunden ist naturgemäß auch ein Einfluss dieser
Endkantenformen auf die mittlere Strömung. Da in 2D Prinzipversuchen jedoch ein beträchtliches
Lärmminderungspotenzial in der Größenordnung von 10 dB ermittelt wurde und
die Nachrüstbarkeit solcher Konfigurationen möglich erscheint, werden derzeit im DLR
Grundlagenuntersuchungen zur optimalen Bürstenauslegung durchgeführt [147] (Bild 43).
Bild 43: Grundlagenversuch zum Potenzial der Minderung des Hinterkantengeräusches
durch Bürstenkanten.
Weitergehende Untersuchungen zur lärmminimalen Gestaltung der Vorflügelrückseite erfolgten
im Rahmen des Projekts IHK („Innovative Hochauftriebskonfigurationen“) und FRE-
QUENZ („Forschung zur Reduzierung und Ermittlung des Quelllärms mittels Experiment und
Numerik an Zivilflugzeugen“) im Luftfahrtforschungsprogramm 3. Hier wurden unter anderem
die in Bild 44 dargestellten Lösungen auf ihr Potenzial zur Minderung des Vorflügellärms hin
untersucht:
• Profilierte Rückseiteneinsätze (Fortführung der Balglösung),
• Einstellbares „Panel“ an der unteren Abströmkante des Vorflügels,
• Rippen auf der Vorflügelrückseite zur Beeinflussung des Rückseitenwirbels.
40

Bild 44: Schematische Darstellung unterschiedlicher Konzepte zur Minderung des Vorflügellärms.
Dabei zeigte sich, dass nur die Rückseitenprofilierung ein nennenswertes Lärmminderungspotenzial
aufweist (was auch in einer NASA Studie [148] gefunden wurde), verbunden jedoch
mit dem vergleichsweise größten systemtechnischen Aufwand für eine Nachrüstlösung,
die daher als nicht realistisch angesehen werden muss. Zudem ergab sich, dass eine signifikante
Lärmminderung durch profilierte Füllkörper nur für sehr genaue Konturtreue und dementsprechend
feste Auslegungsbedingungen (Flugzeuganstellwinkel) erzielt werden kann.
Vor einem realen Einsatz am Flugzeug besteht daher noch erheblicher Forschungsbedarf
hinsichtlich der Definition der Auslegungskriterien.
Als weitere Möglichkeit zur Minderung des Vorflügellärms wurden im EU-Projekt SILEN-
CE(R) verschiedene Ausführungen von absorbierenden Beschichtungen sowohl auf der Vorflügelrückseitenfläche
als auch entlang der Tragflächenvorderkante untersucht. Diesen Maßnahmen
liegt die Idee zugrunde das im Bereich der Vorflügelhinterkante entstehende Geräusch
auf seinem Ausbreitungsweg zu dämpfen (Bild 45). Tatsächlich bilden die Flächen
der Vorflügelrückseite und der Flügelvorderkante einen trichterähnlichen Querschnitt mit dem
Potenzial die Ausbreitung von Schallwellen zu verstärken [149] (Effekt eines Hornlautsprechers).
Da solche Dämpfungsbeläge als mögliche Nachrüstungslösungen angesehen werden
können, wurden geeignete Absorber im Rahmen von 2D und 3D Windkanalexperimenten
bezüglich ihres Lärmminderungspotenzials getestet. Während im 2D Versuch ein Lärmminderungspotenzial
von 2 dB nachgewiesen werden konnte, ergab die nachfolgende Vermessung
am 1:7,5 Ganzmodell des A320 jedoch keine nennenswerte Lärmminderung.
Bild 45: Liner Konzept zur Minderung des Vorflügellärms.
Zusammenfassend muss daher konstatiert werden, dass wirkungsvolle, für die Nachrüstung
geeignete, Maßnahmen zur Minderung des bei heutigen Flugzeugen dominanten Vorflügellärms
ohne Einbußen in der aerodynamischen Leistung noch nicht entwickelt werden konnten.
Neben dem Vorflügel stellen die frei überströmten Seitenkanten von Landeklappen die
nächst bedeutenden Lärmquellen dar. Durch die Installation von Endscheiben an den Seitenkanten
wurden Geräuschminderungen in der Größenordnung von 2 bis 3 dB (für den Quellbereich)
nachgewiesen [111], [150], [151], [152], ohne dass der akustische Wirkungsmechanismus
solcher Maßnahmen eindeutig geklärt werden konnte. Auch durch die Anwendung
poröser Werkstoffe im Kantenbereich [148], [153], [154], [155] konnten Lärmminderun-
41

gen erzielt werden.
Zur Minderung des Seitenkantenlärms wurde in den EU-Projekten RAIN und SILENCE(R)
die Idee poröser Endkanten aufgegriffen. Ähnlich wie für die Vorflügelhinterkante oben beschrieben,
wurden jetzt die Seitenkanten der Landeklappe mit Endstücken aus porösem Metallschaum
oder mit Bürsten versehen (Bild 46). Die akustische Vermessung dieser Maßnahmen
im Windkanal (sowohl am 3D Modell als auch an einer A320 Originaltragfläche)
zeigte lokale Lärmminderungen (im Quellbereich) von bis zu 10 dB. In der Folge war die
Klappenseitenkante als Schallquelle kaum noch lokalisierbar, so dass der nahe gelegenen
Klappenhalter als jetzt dominante Quelle von Umströmungsgeräusch verblieben war
(Bild 47).
Die Lärm mindernde Wirkung der untersuchten Maßnahmen ist breitbandig und wächst ab
Frequenzen über 1 kHz (im Originalmaßstab) stetig an. Diese erhebliche Minderung im
Quellbereich bewirkte eine Minderung des Gesamtumströmungsgeräusches von immerhin
noch etwa 2 dB. Es konnte gezeigt werden, dass das Maß der Lärmminderung nicht entscheidend
vom Strömungswiderstand des gewählten Materials abhängig ist. Die aerodynamische
Vermessung zeigte darüber hinaus keine messbaren Unterschiede in der aerodynamischen
Leistung eines so behandelten Hochauftriebssystems.
Bild 46: Untersuchte Seitenkantenmodifikationen mit strömungsdurchlässigen Endkanten.
Bild 47: Beispiel für das im Windkanalversuch gefundene Minderungspotenzial von porösen
Landeklappenseitenkanten.
Für eine entsprechende Umrüstung der Landeklappen (alternativ auch mit eingangs erwähnten
Endscheiben) müssten die Klappen in Spannweitenrichtung um das Maß der Profildicke
gekürzt und durch strömungsdurchlässige Endstücke mit definiertem Strömungswiderstand
(oder Endscheiben) ersetzt werden. Bezüglich des Nachrüstungsaufwandes ist das gleichbedeutend
mit einem kompletten Austausch der Landeklappen.
42

6 Flugversuche zur Erprobung von nachrüstbaren Geräuschminderungsmaßnahmen
für Verkehrsflugzeuge
6.1 DLR-DLH Überflugmessungen mit Airbus A319; Cochstedt 2001
6.1.1 Einführung
In einer gemeinsamen Aktion vom DLR und der Deutschen Lufthansa und mit Unterstützung
durch die Firmen Airbus und CMFI wurde ein Airbus A319 auf Vorschlag und nach Angaben
des DLR von der Lufthansa Technik im Hinblick auf verminderte Geräuschabstrahlung umgerüstet
und die damit erzielten Ergebnisse im Flugversuch ermittelt.
Bild 48: Messflug über dem Mikrofonarray bestehend aus 238 Mikrofonen, ausgebreitet auf
einer Kreisfläche mit einem Durchmesser von 26 m.
Hintergrund dieser gemeinsamen Anstrengung war, dass die steigende Zahl von Flugbewegungen
und die erwartete Verschärfung der Immissionsgrenzwerte in Deutschland zur Nutzung
aller verfügbaren Potenziale der Lärmminderung für die bestehende Flotte zwingen.
Der „Lärmteppich“ im An- und Abflugbereich von Flughäfen wird bestimmt von der Schallabstrahlung
der Triebwerke und vom Umströmungsgeräusch der Flugzeugzelle. Sollen Maßnahmen
zur Minderung des Lärms am Boden ergriffen werden, kommt es darauf an, die jeweils
lauteste Lärmquelle im Sinn einer Minderung zu beeinflussen. Dies ist beim Start das
Triebwerk, während im Landeanflug die Lärmbeiträge vom Triebwerk und von der Umströmung
der Zelle bei heutigen Flugzeugen etwa gleich groß sind. Die entscheidenden Beiträge
zum Triebwerkslärm liefern Fan, Freistrahl, Brennkammer und Turbine, beim Umströmungslärm
sind dies die Fahrwerke und Hochauftriebssysteme, aber auch überströmte Öffnungen
in verschiedensten Bauteilen.
Die Umsetzung der in nationalen und internationalen Forschungsprogrammen gewonnenen
Erkenntnisse zur lärmarmen Auslegung von Triebwerk und Zelle lassen bei neuen Flugzeugen
eine deutliche Lärmminderung erwarten. Ein Teil der gefundenen Maßnahmen zur Minderung
an der Quelle lässt sich aber auch schon an bestehendem Fluggerät durch Nachrüstung
realisieren. Hierzu gehören Verbesserungen an der konstruktiven Detailgestaltung bei
Fahrwerken, Flügeln und Klappensystemen der Airbus Flugzeuge A321/320/319 zur Beseitigung
von tonalen Geräuschen infolge der Überströmung von Löchern und Hohlräumen in
den Tragflächen und bei Bolzen in Fahrwerksgelenken oder bei der Umströmung der Klappenseitenkanten.
Während diese nachrüstbaren Maßnahmen auf eine Lärmminderung vor allem im Landeanflug
abzielen, kann der Strahllärm beim Start/Abflug durch Einsatz von „Chevron“ Düsen
43

eduziert werden. Auch die Entfernung eines ungeeigneten Schalldämpfers direkt vor dem
Fanrotor wird als Lärmminderungsmaßnahme diskutiert.
Weitergehende Maßnahmen erfordern dagegen die Neuentwicklung von Komponenten und
sind damit nicht unmittelbar in vorhandene Flugzeuge zu integrieren. Dazu gehören Triebwerksgondeln
mit verbesserten Schalldämpfern oder Modifikationen am Vorflügelhaltesystem.
6.1.2 Modifikationen am Airbus A319
Auf Vorschlag des DLR und in Absprache mit Airbus und CFMI, wurden zur Lärmminderung
an einer A319 geeignete konstruktive Modifikationen an den oben genannten Flugzeug- und
Triebwerkskomponenten durch die Lufthansa Technik vorgenommen. Die folgenden Modifikationen
an der Zelle zielten zunächst auf die Beseitigung von Tönen durch überströmte Öffnungen
(Dobrzynski & Michel [156], Pott-Pollenske et al [146]):
1.
2.
3.
4.
5.
Einbau von Wirbelgeneratoren vor den Öffnungen der Tanküberdruckventile.
Verschluss von Hohlbolzen an den Fahrwerken.
Verschluss von Drainagelöchern an der Flügelunterseite.
Weitere Modifikationen sollten die breitbandigen Rauschquellen an den Hochauftriebssystemen
verringern:
Abkleben der Slattrack-Öffnungen.
Ausfüllen des Hohlraumes an der Klappenseitenkante mit porösem Schaumstoff.
Zusätzlich wurde eines der beiden Triebwerke modifiziert durch (Dobrzynski & Michel [156],
Siller & Michel [157])
6. Konstruktion, Fertigung und Montage einer gezahnten (Chevron-) Düse für den Primärstrahl
des Triebwerks (Bild 49). Ziel war die Minderung des Freistrahl-Mischungslärms.
7. Abklebung eines Schalldämpfers im Fan-Casing („casing liner“). Diese von Snecma
vorgeschlagene Modifikation sollte die nachteilige Wirkung von Stegen in den Schalldämpfern
auf den Fanlärm beseitigen.
Bild 49: Die gezahnte Düse („Chevron-Düse“) zur Verminderung des Strahllärms.
6.1.3 Ergebnisse der Überflugversuche
Das Geräuschminderungspotenzial dieser Maßnahmen wurde im Rahmen vergleichender
Überflugmessungen auf dem Flughafen Cochstedt in Sachsen-Anhalt ermittelt. Hierzu wur-
44

den Überflüge bei unterschiedlichen Flugzeugkonfigurationen und Fluggeschwindigkeiten
durchgeführt. Um das Potenzial der Lärmminderung nachrüstbarer Maßnahmen an den
Hochauftriebsklappen zu quantifizieren, wurden Überfluglärmmessungen auch bei reduzierter
Triebwerksdrehzahl (flight-idle) und eingezogenen Fahrwerken durchgeführt. Zur Dokumentation
der durch die Modifikationen am Triebwerk erzielbaren Lärmminderungen wurden
Vergleichsflüge durchgeführt in denen jeweils ein Triebwerk unter Volllast und das andere im
Leerlauf (flight idle) betrieben wurde. Die Schallemission der beiden Triebwerke konnte zusätzlich
durch Einsatz eines 26 m großen Mikrofonarrays (Bild 48) verglichen werden.
6.1.3.1 Beseitigung von Heultönen durch überströmte Öffnungen
Das am meisten beeindruckende Ergebnis war die erfolgreiche Unterdrückung der Tonentstehung
an den überströmten Druckausgleichsöffnungen auf der Tragflächenunterseite bei
Frequenzen von 529 Hz und 578 Hz. Dies wurde durch Anbringung eines kleinen Wirbelgenerators
jeweils unmittelbar vor den Öffnungen erreicht (Bild 50). Die Emissionsorte der Töne
sind in dem aus einer Entfernung von 268 m von dem Mikrofonarray ermittelten Bild 51
deutlich zu erkennen.
Bild 50: Wirbelgenerator stromauf der Öffnungen der Tanküberdruckventile auf der Tragflächenunterseite.
Bild 51: Von den Öffnungen der Tanküberdruckventile auf der Flügelunterseite erzeugte
Töne bei 529 Hz und 578 Hz (vom Mikrofonarray aus 268 m Entfernung „gesehen“).
Bild 52 zeigt beim Überflug aufgenommenen Schalldruckspektren ohne und mit Wirbelgeneratoren.
Deutlich zu sehen sind die beiden Frequenzspitzen bei 529 Hz und 578 Hz, die
durch das Anbringen der Wirbelgeneratoren beseitigt werden. Dadurch sinkt der maximale
A-bewertete Überfluglärmpegel um bis zu 6 dB(A), wenn das Flugzeug in seiner Reisekonfi-
45

guration bei reduzierter Triebwerksdrehzahl („flight-idle“) fliegt. Es sei angemerkt, dass -6 dB
einer Viertelung der emittierten Schallleistung entspricht. Außerdem sinkt die subjektive Lästigkeit
des Flugzeuggeräusches deutlich. Bei der Beurteilung der Lästigkeit ist auch zu berücksichtigen,
dass in größerer Entfernung vom Flughafen – also bei entsprechend größerer
Flughöhe – die absoluten Lärmpegelwerte zwar relativ niedrig sind, die Einwirkdauer jedoch
gleichzeitig ansteigt.
Bild 52: Schalldruckspektren beim Überflug einer A319 ohne („standard“) und mit Wirbelgeneratoren
(„modified“).
Die Lärmminderung durch Beseitigung dieser Töne ist geringer, wenn andere Lärmquellen
am Flugzeug lauter werden. Dies ist beispielsweise beim Start der Fall. Auch hier treten die
Heultöne am unmodifizierten Flugzeug mit fast gleichem Pegel auf. Wegen der sehr viel größeren
Triebwerksgeräusche führt die Beseitigung der tonalen Quellen beim Start nur zu einer
Pegelminderung von 0,2 dB(A). Im Verlauf des Steigfluges nach dem Start wirkt sich die
Beseitigung der Töne noch in einer Lärmminderung von 0,6 dB(A) aus.
Im Landeanflug sind die Klappen sehr viel weiter ausgefahren, wodurch sich der Tonpegel
wegen der veränderten Flügelumströmung reduziert. Gleichzeitig erhöht sich das Gesamtgeräusch
durch zusätzliche Fahrwerksgeräusche und höhere Triebwerksgeräusche. Damit ist
die erzielte Lärmminderung durch Beseitigung der Töne von überströmten Druckausgleichsöffnungen
auf der Tragflächenunterseite zwar im weiteren Anflugbereich und im gesamten
Abflugbereich von Bedeutung, nicht jedoch für den typischen Endanflug vor der Landung.
6.1.3.2 Reduzierung des Strahllärms durch Chevrondüse
Lufthansa-Technik baute nach Vorgaben des DLR eine gezahnte (Chevron) Düse, mit der
eines der beiden Triebwerke ausgerüstet wurde. Ähnliche gezahnte Düsen wurden in den
vergangenen Jahren in England und den USA ausführlich untersucht, Flugversuche mit einem
CFM56-Triebwerk fanden jedoch noch nicht statt. Die Anbringung der Chevron-Düse an
der Primärdüse brachte die für dieses Triebwerk erwartete Lärmminderung im Bereich von
etwa 1 dB(A). Eine Lärmminderung um 1 dB mag gering erscheinen, wenn aber der gesamte
vom Flugzeug emittierte Lärm um 1 dB gesenkt werden könnte, würde sich die Größe des
Fluglärmteppichs um etwa 20% verringern, wie Rechnungen mit dem Fluglärmprognoseverfahren
des DLR zeigen.
Minderungen in der Größenordnung von 2 dB(A) sind bei dem wesentlich schubstärkeren
CFM56-Triebwerk für die A321 zu erwarten. Da ein großer Anteil des Strahllärms am A319-
46

Triebwerk vom Nebenstrom erzeugt wird, kann die Lärmminderung von etwa 3 dB(A) (Halbierung
der Schallleistung) nur durch Chevrons an beiden Düsen erreicht werden.
Bei der in Bild 49 gezeigten getesteten Düse wurden auf einem Prüfstand der Lufthansa
Technik eine Erhöhung des spezifischen Treibstoffverbrauchs zwischen 0,1% und 0,7% ermittelt,
bei einer Erhöhung des Schubes um 0,2%.
6.1.3.3 Reduktion des Fanlärms durch Abkleben des „Casing Liners“
Der sogenannte Casing Liner befindet sich unmittelbar stromauf des Fan-Rotors und ist etwa
10 cm lang. Er besteht bedingt durch seine Fertigung aus mehreren, hier zwölf, Umfangsegmenten.
An dieser Umfangs-Diskontinuität wird das vom Rotor bzw. das von der Rotor-
Stator-Wechselwirkung erzeugte und stromauf abgestrahlte Geräusch gestreut. Das kann
zur Folge haben, dass räumliche Schwingungsformen der Druckschwankungen („akustische
Kanalmoden), die sich normalerweise nicht als Schall durch den Triebwerkskanal ausbreiten
können, durch die Streuung an den Liner-Segmenten ausbreitungsfähig werden und zum
Fernfeldschall beitragen.
Eine Auswertung der Schalldruckspektren der beiden Triebwerke mit dem Mikrofonarray
zeigt, dass der bei der Blattfolgefrequenz emittierte Ton im Landeanflug nach Überkleben
des Casing-Liners um 3 bis 10 dB sinkt. Dies wirkt sich auf den Gesamtlärm des Flugzeuges
zwar nur in Bruchteilen eines Dezibel aus, jedoch sinkt wegen der geringeren Tonhaltigkeit
auch die Lästigkeit der Geräusche. Diese Maßnahme war vom Triebwerkhersteller Snecma
vorgeschlagen worden und wird bei neueren Triebwerken bereits werksseitig berücksichtigt.
6.1.3.4 Einfluss des Buzz-Saw Noise
Ein nicht überraschendes Ergebnis der Messungen ist, dass der Startlärm des Triebwerks in
Flugrichtung und zur Seite vom sogenannten Kreissägengeräusch dominiert wird, das eine
akustische Folge der Verdichtungsstöße an den Rotorschaufeln des Fans bei Drehzahlen im
Start und Steigflug ist und auch vom Anstellwinkel des Flugzeugs abhängt. Die Testflüge
ergaben überraschend, dass sich die beiden Triebwerke in ihrem buzz-saw noise sehr stark
unterscheiden. Eine wesentliche Senkung der Triebwerksgeräusche am CFM56-Triebwerk
ist daher nur erreichbar, wenn der buzz-saw noise deutlich verringert wird. Dies erfordert
aber die Entwicklung eines neuen Triebwerkeinlaufs unter Nutzung der neuesten Erkenntnisse
der Forschung (Siller & Michel [157]).
6.1.3.5 Reduzierung des Breitbandlärms der Hochauftriebshilfen
Die Messkampagne ermöglichte dem DLR auch eine Untersuchung von Maßnahmen zur
Minderung des breitbandigen Lärms (Rauschen) bei der Umströmung der Vorflügelhaltersysteme
und Landeklappenseitenkanten. Diese Maßnahmen führten zu einer Minderung
des Umströmungsgeräusches der Klappensysteme um 1 bis 2 dB, die allerdings nur bei
Triebwerksleistung „flight idle“ und eingefahrenen Fahrwerken zu realisieren sind. Hinsichtlich
des Gesamtschallpegels im Landeanflug der A319 konnte mit diesen Maßnahmen jedoch
keine messbare Lärmminderung erreicht werden. Die Messkampagne hat aber gezeigt,
dass Modifikationen dieser Art bei der Entwicklung zukünftiger lärmarmer Verkehrsflugzeuge
unabdingbar sind: Dann nämlich, wenn es gelungen ist die Triebwerks- und Fahrwerksgeräusche
abzusenken.
6.1.3.6 Weitere Maßnahmen
Das Verschließen von Drainageöffnungen an den Flügeln und von hohlen Gelenkbolzen an
den Fahrwerken hat die Tonhaltigkeit der Geräusche verringert. Der Einfluss auf den gemessenen
Gesamtpegel ist allerdings kaum messbar.
6.1.4 Bewertung der Ergebnisse
Die Umsetzung von Forschungserkenntnissen in die Serienfertigung ist bei einem Flugzeug
47

allerdings ein zeitaufwändiger Vorgang, da hier nicht nur der Lärm, sondern auch die Aspekte
der Haltbarkeit, Wartung, und vor allem die der Sicherheit berücksichtigt werden müssen.
Die getestete Modifikation am Schalldämpfer des Triebwerks ist bereits in neueren Triebwerken
berücksichtigt. Eine gezahnte Düse wird für schubstärkere Varianten untersucht und als
eine Maßnahme zur Erfüllung der neuen Schallgrenzwerte in neuere Triebwerke der Airbus
A321 eingebaut (nur Primärdüse).
Technisch umsetzbare Maßnahmen zur Minderung der untersuchten Umströmungslärmquellen
an den Tragflügeln künftiger Flugzeuge werden zur Zeit in dem europäischen Forschungsprogramm
SILENCE(R) untersucht. Zur der Beseitigung der „Flügeltöne“ wird hierbei
eine technisch andere (auch zur Nachrüstung geeignete) Lösung verfolgt, die in Abschnitt
6.3 Bild 54 (Typ AT) genauer beschrieben wird.
6.2 DLR-DLH Überflugmessungen mit Boeing MD-11; Schwerin-Parchim 2002
6.2.1 Einleitung
Im Auftrag der Deutschen Lufthansa AG wurden vom DLR im Rahmen des Projekts „Leises
Flugzeug“ Überflugmessungen an einem Frachtflugzeug vom Typ Boeing MD-11 mit CF6-
80C2 Triebwerken durchgeführt. Zwei Teams des DLR waren an den Messungen beteiligt:
Das DLR-Institut für Aerodynamik und Strömungstechnik, Abt. Technische Akustik führte
Messungen mit Einzelmikrofonen im Fernfeld durch zur Bestimmung der lateralen Richtcharakteristik
der Schallemission (Gehlhar et al. [158]) und das DLR-Institut für Antriebstechnik,
Abt. Triebwerksakustik die Schallquellenortung mit Hilfe eines Mikrofonarrays (Zwiener &
Siller [159], Siller et al [160]). Das Array bestand aus 240 Mikrofonen, die auf einer Kreisfläche
von 32 m angeordnet waren. Die Messungen fanden im September 2002 am Flughafen
Schwerin-Parchim (Baltic Airport) statt.
Die Boeing MD-11 wird von der Lufthansa vorzugsweise als Frachtflugzeug eingesetzt und
fliegt als solches häufig in den Tagesrandzeiten oder nachts. Aus diesem Grund ist gerade
für diesen Flugzeugtyp eine Geräuschminderung durch Nachrüstmaßnahmen oder akustisch
günstigere Flugverfahren von besonderem Interesse. Neben der Schallabstrahlung beim
Start interessierte vor allem das Potenzial der Lärmminderung beim Landeanflug durch verschiedene
Anflugkonfigurationen, speziell die unterschiedliche Kombination von Landeklappenausschlag
und Triebwerksleistung oder auch verschiedene Triebwerksleistungen für das
Hecktriebwerk einerseits und die Triebwerke unter den Tragflächen andererseits.
Hintergrund dieser Überlegungen sind u.a. Erkenntnisse aus europäischen Forschungsprogrammen,
in denen gezeigt wurde, dass z.B. durch Schallreflexion an den Tragflächen-
und Landeklappenunterseiten die Lärmabstrahlung der unter den Tragflächen installierten
Triebwerke höher sein kann als die der am Heck angeordneten Triebwerke. Weiterhin besteht
ein komplexer Zusammenhang zwischen dem Anstellwinkel der Landeklappen, dem
Triebwerksschub und dem resultierenden Gesamtgeräuschpegel. Wird z.B. der volle Klappenausschlag
für eine Landung nicht benötigt (geringe Landemasse oder hohe Luftdichte),
so wird bei geringerem Klappenausschlag der Widerstand des Flugzeugs geringer und damit
eine Absenkung der Triebwerksleistung möglich. Gleichzeitig könnte jedoch zum Erreichen
des nötigen Auftriebs eine höhere Anfluggeschwindigkeit erforderlich sein, so dass am Ende
zwar der Triebwerkslärm absinken der Zellenlärm jedoch ansteigen würde. Es hängt daher
vom Flugzeugtyp und seiner speziellen Lärmcharakteristik ab, ob ein geringerer Klappenausschlag
letztlich zu einer Absenkung der Lärmimmission führen kann.
6.2.2 Messprogramm
Das Messprogramm umfasste insgesamt 41 Überflüge, 12 davon simulierte Landeanflüge, 8
simulierte Starts sowie 21 Überflüge mit den Triebwerken in „flight idle“ zur Untersuchung
von Umströmungsgeräuschquellen. Nur über die Untersuchung verschiedener Landekonfigurationen
wird in diesem Abschnitt berichtet.
48

Bei der Durchführung simulierter Landungen sollten bei einem Gleitwinkel von 3° eine Überflughöhe
von 600 ft über der Messstelle erreicht werden. Für die folgenden 4 Konfigurationen
galt es den möglichen Einfluss auf den Fernfeldlärm zu quantifizieren:
Konf. 1: Referenzkonfiguration; 35° Klappenwinkel; alle drei Triebwerke bei 68-70% N1;
Fluggeschwindigkeit 168 kts. Diese Konfiguration wird üblicherweise bei der Landung
geflogen (N1 = Drehzahl des Triebwerk-Fans; N1 = 100% entspricht einer
Drehzahl von 3280/min).
Konf. 2: 35° Klappenwinkel; reduzierte Drehzahl der Tragflächentriebwerke (N1 = 63%) und
erhöhte (10%) Drehzahl des Hecktriebwerks (N1 = 73%); Fluggeschwindigkeit ca.
167 kts.
Konf. 3: 28° Klappenwinkel; alle Triebwerke bei N1 = 65%; Fluggeschwindigkeit ca. 171 kts.
Konf. 4: Zertifizierungskonfiguration; 50° Klappenwinkel; alle Triebwerke bei N1 = 74-75%;
Fluggeschwindigkeit ca. 163 kts. Diese Konfiguration wird nur bei sehr kurzen oder
rutschigen Landebahnen geflogen.
In allen Fällen waren die Fahrwerke und die Vorflügel (slats) ausgefahren. Aus Gründen der
statistischen Absicherung der Messergebnisse waren für jede Konfiguration 3 Überflüge vorgesehen.
6.2.3 Ergebnisse
Die bei den Überflügen ermittelten Schmalbandspektren wurden von zwei tonalen Komponenten
dominiert. Eine davon ist die Blattpassierfrequenz der Tragflächentriebwerke, deren
Pegel stark drehzahlabhängig ist und unterhalb von N1 = 61% völlig verschwindet. Dies ist
offensichtlich auf einen cut-off Effekt zurückzuführen, d.h. die Blattpassierfrequenz wird bei
dieser niedrigen Drehzahl als eine nicht-ausbreitungsfähige akustische Kanalmode angeregt,
die nicht ins Fernfeld abgestrahlt wird.
Im normalerweise geflogenen Betriebsmodus laufen alle drei Triebwerke bei derselben
Drehzahl, die aber höher liegt als N1 = 61%, d.h. die Blattpassierfrequenz ist dominant. Niedrigere
Drehzahlen lassen sich für die Tragflächentriebwerke nur dann realisieren, wenn der
fehlende Schub durch eine höhere Drehzahl des Hecktriebwerks ausgeglichen wird. Der ins
Fernfeld abgestrahlte Pegel der Blattpassierfrequenz des Hecktriebwerks ist niedriger als der
der beiden anderen wegen (1) des kleineren Eintrittsdurchmessers, (2) des längeren Triebwerkskanals
und (3) der Abschirmwirkung durch den Flugzeugrumpf.
Die zweite wichtige Tonkomponente tritt bei 786 Hz auf und wird vom Hauptfahrwerk abgestrahlt,
sehr wahrscheinlich verursacht durch eine Hohlraumüberströmung. Ein solcher Erzeugungsmechanismus
kann durch relativ einfache konstruktive Maßnahmen unterbunden
werden, wie die Flugversuche von Cochstedt (s. Abschnitt 6.1) gezeigt haben.
Bezüglich der A-bewerteten, integralen Gesamtschalldruckpegel LAZ ergaben die Überflugmessungen
die in Bild 53 dargestellten Ergebnisse relativ zur Referenzkonfiguration (Konf.
1), wobei negative Werte für ∆LAZ eine Geräuschminderung bedeuten und positive einen
Geräuschzuwachs. Für den Bereich unter der Flugbahn bezogen auf die Flughöhe 600 ft
ergeben sich folgende Pegeldifferenzen:
Konf. 1: 35° Klappenstellung, alle Triebwerke bei N1 =68 -70% (Referenzkonfiguration)
Konf. 2: 35° Klappenstellung, Flächentriebwerke bei N1 =63%, Hecktriebwerk bei N1 =73%
Lärmminderung: ∆LAZ ≈ -2,5 dB.
Konf. 3: 28° Klappenstellung, alle Triebwerke bei N1 = 65%
Lärmminderung: ∆LAZ ≈ -3,0 dB,
Konf. 4: 50° Klappenstellung, alle Triebwerke bei N1 = 74-75%
Lärmerhöhung: ∆LAZ ≈ +2,0 dB.
49

Für die angegebenen Geräuschminderungswerte wurde jedoch nur ein Vertrauensbereich
von ±0,5 dB angenommen weil wegen der zu geringen Anzahl von „gültigen“ Überflügen die
statistische Absicherung der Messergebnisse unzureichend ist. Die Interpretation sollte daher
beschränkt bleiben auf das qualitative Ergebnis, der Bestätigung der erwarteten Lärmminderung
durch geeignete Leistungsaufteilung zwischen den drei Triebwerken wie auch
durch Reduktion des Landeklappenausschlags.
Bild 53: Vergleich der korrigierten Pegeldifferenzen ∆LAZ,E,t für die unterschiedlichen Konfigurationen
und für alle Mikrofone des Linien-Arrays (bezogen auf Konfiguration 1);
nach Gehlhar et al [158].
Die Messergebnisse der Überflugmessungen mit der MD-11 werden in dem Projekt FRE-
QUENZ im Rahmen des deutschen Luftfahrtforschungsprogramms III weiter genutzt, um
Konzepte für die praktische Umsetzung der gefundenen Geräuschminderungsmaßnahmen
zu entwickeln, die den operationellen und sicherheitstechnischen Erfordernissen des praktischen
Betriebs gerecht werden.
6.3 Überflugmessungen an einer Airbus A319; Parchim 2004
Die zweite Messkampagne mit einer Airbus A319 der Deutschen Lufthansa fand im Rahmen
des vom BMBF geförderten Verbundprojekts „Lärmoptimierte An- und Abflugverfahren“ (LAnAb)
statt und diente in erster Linie der physikalischen Beschreibung und empirischen Modellierung
der verschiedenen an einem Verkehrsflugzeug vorhandenen Geräuschquellen bei
allen im Flugbetrieb vorkommenden Betriebszuständen (Neise [2]). Diese Flugtests wurden
aber auch dazu genutzt, aus früheren Untersuchungen bekannte und verbesserte Geräuschminderungsmaßnahmen
unter realistischen Bedingungen zu erproben. Dazu gehören
insbesondere die aus den Cochstedt-Messungen (s. Abschnitt 6.1) bekannten Wirbelgeneratoren
zur Unterdrückung der Hohlraum-Töne.
Zwei verschiedene Arten von Wirbelgeneratoren wurden eingesetzt, die in Bild 54 dargestellt
sind. Der links abgebildet Typ AT wurde an der linken Tragfläche, der rechts abgebildete Typ
AS an der rechten Tragfläche eingesetzt, jeweils stromauf der Öffnungen zu den Tank-
Überdruckventilen.
Bild 55 und Bild 56 zeigen die Schalldruckverteilungen an der A319 für die Terzbänder
500 Hz und 630 Hz, in den die in Abschnitt 6.1 diskutierten Töne durch Überströmung von
50

Hohlräumen liegen. Bis zu 10 dB Tonpegelminderung werden durch die Wirbelgeneratoren
erreicht, wobei sich der Typ AS bei 500 Hz erfolgreicher zeigt und der Typ AT bei 630 Hz. Es
ist zu vermuten, dass der Abstand zwischen Wirbelgenerator und Vorderkante der Öffnung,
der hier nicht optimiert werden konnte, ein wichtiger Einflussparameter für die erzielbare Geräuschminderung
ist. Der Typ AT dient Airbus als Muster für den Einsatz in ihren Flugzeugen.
Typ AT Typ AS
Bild 54: Wirbelgeneratoren zur Unterdrückung der Tonkomponenten durch Überströmen der
Öffnungen zu den Tank-Überdruckventilen.
Der Einfluss der Wirbelgeneratoren ist auch in den „entdopplerten“ Spektren für die Abstrahlwinkel
60°, 90° und 120° deutlich zu erkennen (Bild 57). Besonders groß ist ihre Wirkung
bei den Landeanflug-Konfigurationen ECAM 1 und ECAM 2, bei denen die Hohlraumtöne
praktisch vollständig unterdrückt werden. „Entdopplert“ bedeutet, dass die durch die
Bewegung des Flugzeugs entstehenden Frequenzverschiebungen, d.h. der Doppler-Effekt,
aus den Spektren herausgerechnet wurde.
Bild 58 zeigt die Spektren für den Fall Reiseflugkonfiguration mit Wirbelgeneratoren in vergrößertem
Maßstab. Neben den Hohlraumtönen zwischen 500 und 600 Hz treten weiter tonale
Komponenten zwischen 800 und 2000 HZ auf, die weit aus dem Breitbandgeräusch
herausragen. Durch die detaillierte Bestimmung von Schallquellenverteilungen bei all diesen
Frequenzen wurde nachgewiesen, dass sie in unmittelbarer Nähe der Triebwerke entstehen.
Andererseits ändern sich die Frequenzen dieser Töne praktisch überhaupt nicht mit der
Triebwerksdrehzahl. Inspektion der Triebwerksgondeln (Bild 59) ergab, dass sich im vorderen
Bereich Öffnungen der Enteisungsanlage für die Triebwerke befinden, die mit großer
Wahrscheinlichkeit für die Entstehung der genannten Tonkomponenten verantwortlich sind.
Es ist davon auszugehen, dass sich auch diese Töne durch geeignete Wirbelgeneratoren
vermeiden lassen.
51

Mit Wirbelgeneratoren Ohne Wirbelgeneratoren
Bild 55: Schallquellenverteilung der A319 bei 500 Hz; Fahrwerke eingezogen.
Oben: Reiseflugkonfiguration.
Mitte: Konfiguration ECAM 1 (Slat 18°, Flap 0).
Unten: Konfiguration ECAM 2 (Slat 22°, Flap 15°).
52

Mit Wirbelgeneratoren Ohne Wirbelgeneratoren
Bild 56: Schallquellenverteilung der A319 bei 630 Hz; Fahrwerke eingezogen.
Oben: Reiseflugkonfiguration.
Mitte: Konfiguration ECAM 1 (Slat 18°, Flap 0°).
Unten: Konfiguration ECAM 2 (Slat 22°, Flap 15°).
53

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Mit Wirbelgeneratoren Ohne Wirbelgeneratoren
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Bild 57: „Entdopplerte“ Schalldruckspektren der A319 für verschiedene Abstrahlwinkel.
Fahrwerke eingezogen.
Oben: Reiseflugkonfiguration.
Mitte: Konfiguration ECAM 1 (Slat 18°, Flap 0°).
Unten: Konfiguration ECAM 2 (Slat 22°, Flap 15°).
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10 2
10 2
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Bild 58: „Entdopplerte“ Schalldruckspektren der A319 für verschiedene Abstrahlwinkel; Reiseflugkonfiguration,
mit Wirbelgeneratoren an den Öffnungen der Überdruckventile.
54
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60°
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Bild 59: Öffnungen der Enteisungsanlage an der Triebwerksgondel des Airbus A319.
6.4 Quiet Technology Demonstrator Program der USA
6.4.1 Versuchsprogramm
In den USA wurden im Rahmen des Quiet Technology Demonstrator 2 (QTD2) Program von
den Partnern Boeing Commercial Airplanes, General Electric, Goodrich Corporation, All Nippon
Airlines, und NASA Überflugmessungen mit einer Boeing 777-300ER mit GE90-115B
Triebwerken durchgeführt, um die Wirksamkeit verschiedener Geräuschminderungsmaßnahmen
zu demonstrieren (Herkes, Olsen & Ullenberg [161]). Diese Untersuchung ist eine
Fortführung der früheren Flugversuche QTD1, bei denen Rolls-Royce Triebwerke zum Einsatz
kamen (Bartlett et al [162]). Zu den getesteten Maßnahmen zählten eine verbesserte,
akustisch gleichförmige Auskleidung der Triebwerksgondel ohne Zwischenstege in Umfangsrichtung
(„zero-splice liner“ oder „spliceless liner“), d.h. ohne Diskontinuitäten der akustischen
Wandimpedanz, eine akustisch bedämpfte Einlaufrundung der Gondel („acoustically
treated nacelle inlet lip“), Chevrondüsen an der primär- und Sekundärdüse und strömungsgünstig
ausgebildete Verkleidungen des Hauptfahrwerks, siehe Bild 60.
Bild 60: Im QTD2-Programm gestestete Geräuschminderungsmaßnahmen (nach Herkes,
Olsen & Ullenberg [161]).
55

Die Überflugmessungen fanden bei der Montana Aviation Research Company (MARCO)
Flughafen in St. Marie, Montana statt. Schallmessungen wurden mit einem am Boden angeordneten
aus 614 Mikrofonen bestehenden Array und mit Einzelmikrofonen gemacht (Bild 61
und Bild 62). Daneben wurde auch die Schallbelastung an der Kabinenaußenwand und in
der Kabine selbst gemessen, darüber wird hier jedoch nicht berichtet.
Bild 61: Anordnung der Bodenmikrofone bei den Flugtests im Rahmen des QTD2-
Programms (nach Herkes, Olsen & Ullenberg [161]).
Bild 62: QTD2-Programm: Versuchsflugzeug Boeing 777-300ER beim Überfliegen der Bodenmikrofone
(nach Herkes, Olsen & Ullenberg [161]).
6.4.2 Geräuschminderung durch einen verbesserten Triebwerkseinlauf
Die Verbesserung des Triebwerkseinlaufs bestand aus den folgenden Elementen:
• Einer homogenen akustischen Auskleidung des Triebwerkskanals („zero-splice liner“,
Bild 63), mit einem DDOF-liner (s. Bild 26), der weit zum Rotor hin in den Einlauf gezogen
wurde und sich bis zum lip-liner erstreckte.
• Einer akustisch absorbierenden Einlaufdüse („lip-liner“, Bild 64), die ebenfalls als
DDOF-liner ausgebildet war, aber eine insgesamt geringer Bautiefe hatte als die Kanalauskleidung
und deshalb in einem höheren Frequenzbereich wirksam war.
• Die Totaltemperatursonde („T12-Sonde", vgl. Abschnitt 4.2) wurde aus dem Einlauf
entfernt.
56

Bild 63: Vergleich des Standardeinlaufs (links) mit dem modifizierten Einlauf (rechts) des
Versuchsflugzeugs Boeing 777-300ER mit GE90-115B Triebwerken (nach Yu &
Nesbitt [136]).
Bild 64: Akustisch ausgekleidete Einlaufdüse des Versuchsflugzeugs Boeing 777-300ER mit
GE90-115B Triebwerken (nach Yu & Nesbitt [136]).
Bild 65 zeigte einen Vergleich der nach vorn („forward arc“) abgestrahlten Überflugspektren,
die bei „cut-back“-Triebwerksdrehzahl mit dem Standardeinlauf (Baseline) und dem verbesserten
Einlauf (s.o.) gemessen wurden (Yu & Nesbitt [136]). Die Pegelminderung der beiden
„Inlet Tones“ ist deutlich erkennbar. In Bild 65 sind die beiden Tonkomponenten nicht genau
spezifiziert, jedoch wurde in dem Übersichtsartikel von Herkes, Olsen & Uellenberg [161] die
Minderung des Blattpassierfrequenz mit 15 dB, die der übrigen Harmonischen als „significant“
angegeben. Daraus kann man schließen, dass es sich bei den beiden Tönen in Bild 65
um die einfache und doppelte Blattpassierfrequenz handelt.
Die Wirkung der akustisch ausgekleideten Einlaufrundung allein ist in Bild 66 dargestellt
(„forward arc“, „sideline“-Betriebszustand). Die Senkung der Tonkomponenten ist stark abhängig
von der Frequenz und dem Abstrahlwinkel.
Yu & Nesbitt [136] berichteten auch über eine Verminderung der buzz-saw Töne, die aber
nur an Hand des Kabineninnengeräuschs diskutiert wurde.
57

Bild 65: Vergleich der Überflugspektren mit Standardeinlauf („Baseline“) und akustisch verbessertem
Einlauf (spliceless liner, inlet lip, T12-Sonde entfernt); cutback power setting;
Boeing 777-300ER mit GE90-115B Triebwerken, (nach Yu & Nesbitt [136]).
Bild 66: Einfluss der akustisch ausgekleideten Einlaufrundung (lip-liner) auf die nach vorn
(„forward arc“) abgestrahlten Überflugspektren bei „sideline power setting“; Versuchsflugzeug
Boeing 777-300ER mit GE90-115B Triebwerken (nach Yu & Nesbitt
[136]).
6.4.3 Geräuschminderung durch Chevron-Düsen
Die Geräusch mindernde Wirkung der Chevrondüsen besteht in einer Änderung der Struktur
der Freistrahlgrenzschicht, wie in Abschnitt 3.2.2 dargelegt wurde. Durch den Eingriff der
Chevrons in die Grenzschicht entstehen allerdings auch Strömungsverluste, die sich letztlich
in einer – wenn auch geringen – Erhöhung des Treibstoffverbrauchs auswirken. Als Lösung
dieser Problematik wurden u.a. von Calkins & Butler [163] verstellbare Düsenhinterkanten
vorgeschlagen, so dass der Strömungseingriff nur in den akustisch kritischen Flugzuständen
in Bodennähe erfolgt und bei größeren Flughöhen vermieden werden kann. Die Aktuation
der Chevrons kann auf unterschiedliche Art und Weise vorgenommen werden. In dem Beispiel
von Calkins & Butler [163] geschah sie über Form-Gedächtnis-Legierungen („shape
memory alloys“). Als weitere Neuerung gegenüber früher untersuchten Chevron-Düsen wurde
von Nesbitt et al [164] eine über den Umfang ungleichförmige Zackenstruktur vorgeschla-
58

gen, um der Tatsache Rechnung zu tragen, dass der Triebwerksstrahl im oberen Bereich
seines Umfangs auf die Triebwerksaufhängung und ggf. die ausgefahrenen Hochauftriebshilfen
trifft, hier also eine aerodynamische Wechselwirkung besteht, im unteren Teil jedoch
nicht.
Drei verschiedene Düsenkonfigurationen wurden bei den schon erwähnten Überflugmessungen
mit der Boeing 777-300ER mit GE90-115B Triebwerken getestet:
(1) Die Referenzkonfiguration ohne Chevrons.
(2) Primärdüse mit Chevrons; Sekundärdüse mit über dem Umfang veränderlichen Chevrons,
siehe Bild 67.
(3) Primärdüse ohne Chevrons; Sekundärdüse mit über dem Umfang veränderlichen
Chevrons.
Bild 68 zeigt über den hinteren („aft arc“) und vorderen („forward arc“) Abstrahlbereich gemittelte
Terzspektren für die Überflüge mit der Referenzkonfiguration (1) („Baseline“) und mit
der unter (2) beschrieben Konfiguration. Auf der Abszisse sind nicht die Terzmittenfrequenzen
angeben, sondern Band Nummern, wobei das Terzband 100 Hz der Band-Nr. 20 entspricht.
Besonders bei tiefen Frequenzen, d.h. bis etwa Band 26/400 Hz, wurde eine Geräuschminderung
von bis zu 2dB erreicht, ohne dass bei höheren Frequenzen eine Pegelanhebung
zu verzeichnen wäre. Dieses Ergebnis wurde angesichts des großen Bypassverhältnisses
des GE90-115B Triebwerks BPR ≅ 9 (der genaue Wert wird vom Hersteller General
Electric nicht veröffentlicht). Wegen des Einsatzes der verstellbaren Chevrons konnte die
Einbuße hinsichtlich des Startschubs auf weniger als 0,05% begrenzt werden.
Bild 67: Boeing 777-300ER mit GE90-115B Triebwerken ausgerüstet mit Chevrons an der
primär und Sekundärdüse (Konfiguration (2); nach Nesbitt et al [164]).
59

Bild 68: Einfluss der Chevrondüsen auf die nach hinten (90-145° „Aft Arc“, oberes Diagramm)
und nach vorn (40-90°„Forward Arc“, unteres Diagramm) abgestrahlten
Überflugspektren bei „sideline power setting“; Versuchsflugzeug Boeing 777-300ER
mit GE90-115B Triebwerken (nach Nesbitt et al [164]).
6.4.4 Geräuschminderung durch Fahrwerksverkleidung
Wegen der Dominanz anderer Umströmungsgeräuschquellen am Versuchsflugzeug konnte
der Effekt der Verkleidungen am Hauptfahrwerk während der QTD2-Flugversuche messtechnisch
nicht nachgewiesen werden.
60

7 Bewertung der Umsetzungsmöglichkeit untersuchter Geräuschminderungsmaßnahmen
In den Kapiteln 4, 5 und 6 wurden Geräuschminderungsmaßnahmen für die Triebwerks- und
Zellengeräusche vorgestellt und diskutiert, die nach der Meinung der Autoren prinzipiell auch
für Nachrüstungen an bestehendem Fluggerät geeignet sind. Die dabei entstehenden Kosten
wurden nicht berücksichtigt und konnten nicht berücksichtigt werden, weil weder die Betriebs-
noch die Kostenstrukturen bei den Flugzeugherstellern oder Fluggesellschaften, noch
konstruktive Einzelheiten und die Möglichkeit ihrer Änderung vom „grünen DLR-Tisch“ her im
Detail beurteilt werden können. Insofern ist in der Frage der Nachrüstbarkeit durchaus mit
unterschiedlichen Beurteilungen seitens der Hersteller und der Betreiber zu rechnen.
Beispielsweise werden die in den QTD2-Überflugtests (Abschnitt 6.4) erfolgreich erprobten
Geräuschminderungsmaßnahmen von den Autoren nicht auch für die Nachrüstung empfohlen,
sondern für den Einsatz in zukünftigen Flugzeugen (Zitat: „These noise-reduction technologies
are making Boeing’s newer airplanes significantly quieter for both passengers and
the airport community“ [161]).
Einige der vorgeschlagenen Änderungen sind jedoch zweifelsfrei technisch relativ einfach zu
realisieren, beispielsweise die Wirbelgeneratoren zur Unterdrückung der Hohlraumresonanzen
(Abschnitt 6.1.3.1), wo nur sehr kleine Bauteile von minimalem Gewicht an die Unterseite
der Tragflügel geschraubt werden müssten. Obwohl diese Maßnahme seit Ende 2001
bekannt ist, wird sie bis heute nicht im realen Flugbetrieb eingesetzt. Die Gründe dafür sind
vermutlich wie folgt: Die technische Maßnahme ist in der Tat geringfügig, dennoch entstehen
zusätzliche Kosten durch die Herstellung und Montage der Wirbelgeneratoren, die Standzeit
des Flugzeugs während der Umrüstung und durch die aus Sicherheitsgründen notwendige
und vorgeschriebene Zertifizierung durch die Aufsichtsbehörde (Luftfahrtbundesamt). Lässt
eine Fluggesellschaft solch eine Zertifizierung vornehmen, dann gilt diese nur für die Flugzeuge
dieser Fluglinie, nicht etwa für alle Flugzeuge desselben Typs. Deshalb ist jede Fluglinie
natürlich daran interessiert, dass der Hersteller die fragliche Änderung zertifizieren lässt.
Da allerdings die hier angesprochenen „Lochtöne“ nur einen geringen Einfluss auf die Geräuschpegel
unter den geltenden Lärmzulassungsbedingungen haben (vgl. Abschnitt
6.1.3.1), zeigt wiederum der Hersteller wenig Interesse an einer Nachrüstung. Wegen der
deutlichen Tonpegelminderung im fernen Anflug hat sich der Hersteller Airbus dennoch entschlossen,
neue Flugzeuge der A320-Familie mit Wirbelgeneratoren auszurüsten.
Zusätzliche Kosten sind für jede Fluggesellschaft ein wirtschaftlicher Nachteil im harten Wettbewerb
mit ihren Konkurrenten. Kosten für Geräusch mindernde Maßnahmen werden deshalb
nur dann aufgebracht, wenn gesetzliche oder andere Vorschriften anders nicht einzuhalten
sind oder andere wirtschaftliche Nachteile drohen, beispielsweise niedrigerer Wiederverkaufswert
des Flugzeug, wenn eine nur geringe Marge („Margin“) gegenüber den ICAO-
Geräuschgrenzwerten vorhanden ist, oder höhere Flughafennutzungsgebühren.
Was am Beispiel der Wirbelgeneratoren diskutiert wurde, gilt in viel stärkerem Maße für aufwändigere
und teurere Nachrüstungsmaßnahmen wie der Ersatz einer akustischen Triebwerksauskleidung
durch neue und wirksamere Dämpfer.
Die Schlussfolgerung aus den obigen Überlegungen ist, dass Nachrüstungsmaßnahmen zur
Geräuschminderung erst dann Aussicht auf Anwendung auf breiter Front haben, wenn für
alle Fluglinien dieselben Randbedingungen oder Zwänge gegeben sind, entweder durch abgesenkte
Lärmgrenzwerte, dies ist ein langwieriger und mühseliger Prozess in internationaler
Abstimmung der ICAO, oder durch lokale Vorschriften der Flughäfen in Form von lärmabhängigen
Flugkontingenten (z.B. Londoner Flughäfen) und/oder Start- und Landegebühren
(z.B. Frankfurt). Ein starker Anreiz für die Fluggesellschaften, Geräusch mindernde Maßnahmen
zu realisieren, wären erweiterte Betriebszeiten, z.B. Nachtfluggenehmigungen oder
Flüge in den lärmkritischen Tagesrandzeiten für besonders leise Flugzeuge.
61

8 Zusammenfassung
Moderne Flugzeugkonzepte sind heute lärmoptimiert. Trotzdem zeigen sich im täglichen Betrieb
durch Messungen der Flugmess-Anlagen an Flughäfen Lärmspitzen (z. B. im Anflug),
die durch Ausschöpfung der technischen/-operationellen Möglichkeiten vermieden werden
sollten. In dem vorliegenden Vorhaben werden neuere Geräuschminderungstechnologie
daraufhin überprüft, ob sie sich unter Beachtung existierender Regelwerke auf bestehendes
Fluggerät übertragen lassen und welches Lärmminderungspotenzial sich dabei ergibt.
Nach einer Beschreibung der an heutigen Verkehrsflugzeugen beim Start und der Landung
auftretenden aerodynamischen Schallquellen (Kapitel 2) wird in Kapitel 3 die Aeroakustische
Theorie der Schallentstehung durch Strömungsvorgänge rekapituliert, die sowohl die Entstehung
der Triebwerksgeräusche als auch die Entstehung des Zellengeräusche, d.h. die durch
die Umströmung der Fahrwerke und Hochauftriebshilfen verursachten Anteile, beschreibt.
In Kapitel 4 und Kapitel 5 werden experimentelle Untersuchungen zur Entwicklung von Nachrüstmaßnahmen
zur Reduzierung der Triebwerks- bzw. der Umströmungsgeräusche (Zellenlärm)
beschrieben und in Kapitel 6 die Ergebnisse von Flugversuchen zur Verifizierung von
Geräuschminderungsmaßnahmen, die zuvor bei Modell-, Prüfstands- oder Windkanalversuchen
entwickelt wurden. In Tabelle 1 und Tabelle 2 sind die Ergebnisse aus den Kapiteln 4
bis 6 zusammenfassend aufgelistet. Die dort angegebenen Geräuschminderungswerte beziehen
sich auf die jeweils angegebene Teilschallquelle, nicht auf das Flugzeuggesamtgeräusch.
Es ist nicht möglich, das Lärmminderungspotenzial für das gesamte Flugzeug allgemein
zu quantifizieren, weil die relative Bedeutung der Einzelschallquellen für das Gesamtgeräusch
von Flugzeug zu Flugzeug variiert.
Für die Charakterisierung des Fluglärms wird in der Regel der „Effective perceived noise
level“ (EPNL) herangezogen. Dies ist ein Einzahlwert zur Beschreibung des subjektiven Effekts
von Fluglärm auf den Menschen. Er beinhaltet Korrekturen für die spektrale Verteilung
des betreffenden Flugzeuggeräusches und seinen zeitlichen Verlauf beim Überflug [165]. Die
Angabe des EPNL, bzw. Reduzierung des EPNL, ist nur für das Flugzeuggesamtgeräusch
sinnvoll. Die Auswirkungen einer einzelnen Geräuschminderungsmaßnahme auf den EPNL
sind je nach der relativen Bedeutung der betreffenden Geräuschquelle von Flugzeug zu
Flugzeug verschieden und können deshalb nicht allgemein angegeben werden. Aus diesem
Grund ist dies in dem vorliegenden Bericht auch nicht geschehen.
Es sei hier angemerkt, dass in einem derzeit laufenden BMVBS-Folgeprojekt „Strategien zur
Lärmminderung an der Quelle unter Einschluss operationeller Möglichkeiten speziell für den
Nachtflug“ [1] vorgesehen ist, neue Geräuschminderungstechnologien auf ausgewählte
Flugzeugmuster zu übertragen und das damit erreichbare Geräuschminderungspotenzial für
das Flugzeuggesamtgeräusch zu eruieren. Das schließt auch die Berechnung von EPNL-
Werten und ihrer Reduzierung ein.
Operationelle Verfahren sind neben den technologischen Geräuschminderungsmaßnahmen
an der Quelle ein weiteres Mittel zur Fluglärmreduzierung. Die in Abschnitt 6.2 beschriebenen
Überflugmessungen mit einer Boeing MD-11 ergaben ein Geräuschminderungspotenzial
von ca. 5dB gegenüber der Zertifizierungskonfiguration durch veränderte Triebwerks- und
Klappenstellungen. Das in Kürze abzuschließende BMBF-Vorhaben „Lärmoptimierte An- und
Abflugverfahren“ (s. Neise [2]) wird weitere Hinweise auf geeignete Flugverfahren für andere
Flugzeugmuster zeitigen.
Die Umsetzung von Geräusch mindernden Nachrüstmaßnahmen in existierendes Fluggerät
verursacht naturgemäß zusätzliche Kosten bei den Fluglinien und hängt deshalb entscheidend
davon ab, dass abgesenkte Lärmgrenzwerte, internationale oder lokale, dies erzwingen
und damit gleiche Randbedingungen für alle Fluglinien schaffen (Kapitel 7).
62

Untersuchte Geräuschminderungsmaßnahme
Vermeiden von Einlaufstörungen im Zuströmkanal
Verbesserte Auskleidung der Triebwerksgondel
ohne Stoßstellen in Umfangsrichtung
(„zero-splice liners“)
Akustische Bedämpfung der Einlaufrundung
der Triebwerksgondel („lip liner“)
Verbesserte Auskleidung der Triebwerksgondel
ohne Stoßstellen in Umfangsrichtung
(„zero-splice liners“) kombiniert mit
akustischer Bedämpfung der Einlaufrundung
der Triebwerksgondel
Schalldämpfer auf der Abströmseite des
Triebwerks zur Reduzierung des Brennkammergeräusches
Chevrondüse
Tabelle 1:
Zusammenfassung der beschriebenen Geräuschminderungsmaßnahmen für Triebwerke
Geeignet für
Nachrüstung /
Neuflugzeug
Nachrüstung +
Neuflugzeug
Nachrüstung +
Neuflugzeug
Nachrüstung +
Neuflugzeug
Nachrüstung +
Neuflugzeug
Nachrüstung +
Neuflugzeug
Nachrüstung +
Neuflugzeug
Erreichte
Pegelminderung
an der Einzelquelle
Keine Zahlenwerte für Einzelmaßnahme
bekannt, weil
nur in Kombination mit anderen
Maßnahmen untersucht.
ca. 3 dB der nach vorn abgestrahlten
Schallleistung
Bis 5 dB Tonpegelreduzierung
Bis 20 dB Tonpegelreduzierung
bis zu 11 dB bei Leerlaufdrehzahl
3-4 dB bei Lande-
Betriebszustand
Auswirkung auf
Gesamtflugzeug /
Umsetzbarkeit
Umrüstungskosten durch Versetzen von
Strömungssonden;
keine erhöhten Betriebskosten;
prinzipiell bei allen Flugzeugen einsetzbar
Höhere Herstellungskosten bzw. Umrüstungskosten
bei Nachrüstung;
keine erhöhten Betriebskosten;
prinzipiell bei allen Flugzeugen einsetzbar
Höhere Herstellungskosten bzw. Umrüstungskosten
bei Nachrüstung;
leicht erhöhte Betriebskosten durch höhere
Triebwerksmasse; es sind noch technische
Probleme wegen Enteisung zu lösen;
prinzipiell bei allen Flugzeugen einsetzbar
Höhere Herstellungskosten bzw. Umrüstungskosten
bei Nachrüstung;
keine erhöhten Betriebskosten;
prinzipiell bei allen Flugzeugen einsetzbar
Höhere Herstellungskosten bzw. Umrüstungskosten
bei Nachrüstung;
leicht erhöhte Betriebskosten durch
höhere Triebwerksmasse;
prinzipiell bei allen Flugzeugen einsetzbar
1 -3 dB(A) Etwas erhöhter spezifischer Treibstoffverbrauch
je nach Ausführung
63
Detaillierte
Beschreibung
in
4.2
Bild 65
4.3; Bild 27
4.4 und 6.4.2;
Bild 66
6.4.2; Bild 65
4.5
4.6, 6.1.3.2,
6.4.3; Bild 68

Tabelle 2:
Zusammenfassung der beschriebenen Geräuschminderungsmaßnahmen für die Zellengeräusche (Fahrwerke / Hochauftriebshilfen)
Untersuchte Geräuschminderungsmaßnahme
Geeignet für
Nachrüstung /
Neuflugzeug
Sub boundary layer vortex generators Nachrüstung +
Neuflugzeug
Aerodynamische Verkleidung von Fahrwerkskomponenten
Wirbelgeneratoren zur Unterdrückung von
Hohlraumresonanzen
Verschließen von Öffnungen an der Flügelvorderkanten
Nachrüstung +
Neuflugzeug
Nachrüstung +
Neuflugzeug
Nachrüstung +
Neuflugzeug
Erreichte
Pegelminderung
an der Einzelquelle
Keine Zahlenwerte für Einzelmaßnahme
bekannt
Auswirkung auf
Gesamtflugzeug /
Umsetzbarkeit
Höhere Herstellungskosten bzw. Umrüstungskosten
bei Nachrüstung;
keine erhöhten Betriebskosten;
prinzipiell bei allen Flugzeugen einsetzbar
2-3 dB(A) Höhere Herstellungskosten bzw. Umrüstungskosten
bei Nachrüstung; höhere Betriebskosten
infolge Massenzuwachs (z.B.
ca. 70 kg bei A340) und Wartungsaufwand;
prinzipiell bei allen Flugzeugen einsetzbar
bis zu12 dB Tonpegelminderung
bis zu 6 dB(A)
Minimale (voraussichtlich nicht nachweisbare)
Zunahme des Widerstands im Reiseflug
und damit des Kraftstoffverbrauchs
bis 3 dB(A) Höhere Herstellungskosten bzw. Umrüstungskosten
bei Nachrüstung; geringe
Absenkung des Kraftstoffverbrauchs erwartet
infolge verminderten Widerstands;
prinzipiell bei allen Flugzeugen einsetzbar
Rückseitenabdeckung der Vorflügel Neuflugzeug 2-3 dB breitbandig Höhere Herstellungskosten; erhöhte Betriebskosten
durch erhöhten Wartungsaufwand;
prinzipiell bei allen Flugzeugen einsetzbar
Bürstenaufsätze an Flügelhinterkante Nachrüstung +
Neuflugzeug
Poröse Ausführung der Seitenkanten der
Landeklappen
Nachrüstung +
Neuflugzeug
1 dB Aerodynamische Leistungsfähigkeit des
Hochauftriebssystems unzulässig beeinträchtigt
2 dB Höhere Herstellungskosten bzw. Umrüstungskosten
bei Nachrüstung;
keine erhöhten Betriebskosten;
prinzipiell bei allen Flugzeugen einsetzbar
64
Detaillierte
Beschreibung
in
5
5.1
6.1.3, Bild 50-
Bild 52,
6.3, Bild 54-58
5.2
5.2
5.2
5.2, Bild 46,
Bild 47

9 Ausblick
Im January 2001 legte eine “Group of Personalities” unter der Leitung von EU-Kommissar
Philippe Busquin ein Strategiepapier “European Aeronautics: A Vision for 2020” vor, in dem
die folgenden Zielsetzungen für die Begrenzung des Fluglärms genannt sind: "Reduce perceived
noise by half" und "Eliminate noise nuisance outside airport boundaries". Das erste
Ziel ist gleichbedeutend mit einer Pegelminderung von 10 EPNdB und das zweite mit einem
Maximalpegel von 65 dB(A) an der Flughafengrenze. Die genannte Pegelminderung bezieht
sich auf den Stand der Technik der im Jahr 2000 in den Dienst gehenden Flugzeuge, das ist
etwa gleichbedeutend mit den in ICAO Chapter 4 festgelegten Lärmgrenzwerten. Die Gesamtpegelreduktion
soll durch folgende Einzelreduktionen erreicht werden:
Aircraft Source Noise
(Airframe + Powerplant)
Departure Arrival
6 6
Aircraft Performance 2 1
Operating Practices 2 3
Total 10 10
Legt man den Freistrahllärm, der außerhalb des Triebwerks entsteht und deshalb nur schwer
zu beeinflussen ist, als untere Grenze für das gesamte Triebwerksgeräusch zugrunde, dann
muss die Strahlgeschwindigkeit etwa um den Faktor 0,8 verringert werden, um den Pegel
zwischen 7 dB (90° Abstrahlwinkel) bis 9 dB (140° Abstrahlwinkel) zu senken. Dies kann
durch Erhöhung des Nebenstromverhältnisses von BPR = 5-6 (Triebwerke in 2001) auf
BPR = 7-8 erreicht werden. Voraussetzung ist dabei, dass alle anderen Geräuschanteile des
Triebwerks im gleichen Maße abgesenkt werden können. Aus diesen Überlegungen wird
deutlich, dass die Ziele der Vision 2020 für den Startfall mit konventionellen Flugzeugkonfigurationen
erreichbar erscheinen.
Da im Landeanflug der Lärm der Triebwerke und der Umströmungslärm von gleicher Größenordnung
sind, muss auch letzterer künftig um etwa 6 dB abgesenkt werden. Aus zahlreichen
Lärmmessungen im Windkanal und im Überflugversuch ist bekannt, dass die Differenz
zwischen den Umströmungsgeräuschpegeln eines heutigen Verkehrsflugzeuges in Landekonfiguration
einerseits und andererseits in seiner Reisekonfiguration etwa 10 dB beträgt.
Diese Erkenntnis zeigt die Größenordnung der technischen Herausforderung des in der Vision
2020 formulierten Lärmminderungsziels und macht deutlich, dass dieses nur durch „neue
Flugzeugkonfigurationen“ zusammen mit dem Einsatz von innovativen Lärmminderungstechnologien
erreichbar sein wird.
Die dazu notwendigen Geräuschminderungstechnologien sind in diesem Bericht beschrieben
worden, sie werden in deutschen Verbundprojekten und EU-Projekten wie SILENCE(R) und
anderen erarbeitet (siehe Anhang C). Hauptaugenmerk der vorliegenden Untersuchung war
aber die Beschreibung von Geräuschminderungsmaßnahmen, die – mit unterschiedlichem
Aufwand – auch für die Nachrüstung bestehenden Fluggeräts in Frage kommen.
Unter neuen Flugzeugkonfigurationen sind solche zu verstehen, die einerseits durch geeignete
Installation der Triebwerke das Minderungspotenzial durch Abschattung des Triebwerkslärms
durch Tragflächen und Rumpf nutzen und gleichzeitig auch die Verwendung kurzer
(und damit leiserer) Fahrwerke ermöglichen. Ein Beispiel für solch eine Flugzeugkonfiguration
zeigt Bild 69.
So genannte „advanced low noise landing gears“ wurden im EU-Projekt SILENCE(R) zusammen
mit den beteiligten Herstellern entwickelt. Obwohl hierbei die konventionelle Fahrwerksarchitektur
(das betrifft die Anbindung an die Flugzeugstruktur) beibehalten wurde,
65

konnten durch konzeptionelle Änderungen an den Komponenten Lärmminderungen von
3 EPNdB beim Hauptfahrwerk und bis zu 5 EPNdB beim Bugfahrwerk erreicht werden [145],
allerdings bei zum Teil deutlich höherem Fahrwerksgewicht. Weitere Lärmminderungen sind
also auch künftig noch erforderlich und sollen im EU-Projekt TIMPAN neben der weiteren
Optimierung von Konfigurationsparametern (wie z.B. Radstand und Achsabstand) durch den
gezielten Einsatz innovativer Techniken der Strömungskontrolle erreicht werden.
Bild 69: Beispiel für eine lärmarme Flugzeugkonfiguration („Green 24h Aircraft“ aus [166]).
Bei den Hochauftriebssystemen wird ein Schwerpunkt der Arbeiten zur Lärmminderung zunächst
den kombinierten aeroakustisch/aerodynamisch optimierten Entwurf betreffen, basierend
auf existierenden CAA (Computational AeroAcoustics) Verfahren mit Entwurfspotenzial.
Eine solche Optimierung betrifft die Vorflügelgeometrie (Form und Stellung) und lässt Lärmminderungen
in der Größenordnung von 3 dB erwarten [167], [168]. Langfristig wird allerdings
der Weg zu spaltlosen Flügelvorderkanten eingeschlagen werden müssen [169]. Zur
Erhaltung des Maximalauftriebes werden dann auch hier innovative Maßnahmen der Strömungs-
und Turbulenzkontrolle zum Einsatz kommen. Alle diese Aspekte werden im EU-
Projekt TIMPAN betrachtet werden.
Zielsetzungen, die weiter gehen als die der Vision 2020, sind in dem Quiet Aircraft Technology
(QAT) Programm der USA genannt, nämlich 20 dB Pegelminderung in einem Zeitraum
von 25 Jahren (siehe Anhang C3). Mit dieser Herausforderung befasst sich die „Silent Aircraft
Initiative“ der Universitäten Cambridge-MIT Institute (CMI) und Massachusetts Institute of
Technology (MIT) in Zusammenarbeit mit der Industrie. Bild 70 zeigt den Entwurf für ein
„blended wing“ Flugzeug mit oberhalb des Tragflügels angeordneten „geared fan“-
Triebwerken, die für eine wirksame akustische Dämpfung der Triebwerksgeräusche einen
langen S-förmigen Triebwerkskanal aufweisen.
66

Bild 70: „Silent Aircraft eXperimental (SAX) 20 embedded engine“ Konfiguration“ (vorgeschlagen
von der Silent Aircraft Initiative [170] (aus Law & Dowling [141]).
67

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76

Anhang A: Die Lärmzulassung von Strahlflugzeugen
Jeder Flugzeugtyp muss im Rahmen seiner Verkehrszulassung nachweisen, dass er bestimmte
von der internationalen Zivilluftfahrtbehörde festgelegte Lärmgrenzwerte einhält
([171]). Hierzu werden auf der Basis von Flugversuchen für die drei in Bild 11 definierten
Messstellen Geräuschpegel entsprechend einem vorgeschriebenen Verfahren bestimmt
([171]). An der Messstelle Seitenlinie (sideline, lateral) auf einer Linie im Abstand von 450 m
von der Mittellinie der Startbahn wird der maximale beim Start auftretende Geräuschpegel
bestimmt, der vor allem von der Schallemission der Triebwerkes bestimmt wird. Dieser Maximalpegel
tritt kurz nach dem Abheben des Flugzeuges auf. An der Messstelle Überflug
(flyover) 6500 m nach dem Rollbeginn ist die Triebwerksleistung bereits reduziert. Der gemessene
Geräuschpegel hängt sehr stark von der hier erreichten Überflughöhe ab, also von
der Startrollstrecke und der Steigfähigkeit des Flugzeuges. Da sich bei diesen Flugleistungen
zwei- drei- und viermotorige Flugzeuge unterscheiden, gibt es von der Motorenzahl abhängige
Grenzwerte. Die Landemessstelle (approach) liegt 2000 m vor der Landeschwelle der
Landebahn. Bei einem Gleitpfad von 3 Grad ist die Überflughöhe an der Messstelle 120 m.
Wegen der geringen Überflughöhe sind die bei der Landung gemessenen Geräuschpegel
trotz der geringen Triebwerksleistung hoch, allerdings sind die hohen Pegel auf ein schmales
Band unter dem Flugpfad beschränkt. Beim Start ist die mit hohen Pegeln beschallte Fläche
wesentlich größer.
Bild 71: Die drei Messpunkte bei der Lärmzertifizierung von Flugzeugen.
Die gemessenen Schallsignale unterliegen einem Bewertungsverfahren zur Ermittlung des
„effective perceived noise level“ (EPNL) ([171]). Die zulässigen EPNL-Werte hängen von der
maximalen Startmasse der Flugzeuge ab. Es ist üblich geworden, die drei Zertifizierungspegel
zu einem kumulativen Lärmpegel zusammenzufassen, der in Bild 72 für einige Flugzeugtypen
dargestellt ist. Das Bild enthält die ab 2006 zu erfüllenden Grenzwerte. Die EPNL-
Werte werden aus den zeitlich sich ändernden Terzspektren eines gesamten Überfluges
berechnet. Zwei Beispiele für bei Landung und Start gemessene Terzspektren sind in Bild 73
dargestellt. Das Startlärmspektrum wird hier vom Freistrahl mit einer Maximalfrequenz bei
etwa 150 Hz dominiert und fällt, auch wegen der atmosphärischen Dämpfung wegen der
größeren Flughöhe beim Start, bei hohen Frequenzen schnell ab. Dagegen ist der Landelärm
sehr breitbandig. Die Pegelmaxima und Minima im Bereich 70 bis 500 Hz sind eine Folge
der frequenz- und winkelabhängigen Bodenreflexionen, die mit der vorgeschriebenen
Mikrofonhöhe von 1,2 m über dem Boden einhergehen.
77

Summe der 3 Zertifizierungspegel, dB(EPNL)
310
305
300
295
290
285
280
275
270
265
260
A319
A320
A321
A310
A300-600
A330
A340
717
737
737 NG
757
767
777
747
Grenzwert 2 mot
Grenzwert 4 mot
10000 100000 1000000
max. Abflugmasse (kg)
Bild 72: Kumulativer Lärmpegel (Summe der drei Zertifizierungspegel) für Strahlverkehrsflugzeuge.
Die Werte für einige Flugzeugtypen (Quelle: Internetadresse Luftfahrtbundesamt)
sind mit den ab 2006 gültigen Grenzwerten für zwei- und viermotorige
Flugzeuge verglichen. Die bis 2005 gültigen Grenzwerte liegen 10 dB höher.
Terzpegel
80
dB
74
68
62
56
50
10 2
Start
Landung
10 3
Frequenz
Bild 73: Typische Terzspektren der Boeing 717 mit BRR 715 Triebwerken beim Start und bei
der Landung. Die Blattfolgefrequenzen oberhalb 1,5 kHz beeinflussen die Terzspektren
dieses modernen Triebwerks kaum.
78
Hz
10 4

Anhang B: Schallquellenlokalisierung am fliegenden Flugzeug mit Hilfe
von Mikrofonarrays
Das Geräusch von Verkehrsflugzeugen wurde lange Zeit ausschließlich von den Triebwerken
bestimmt. Diese Aussage trifft beim Start nach wie vor zu, bei der Landung allerdings
kommt den Geräuschanteilen, die durch die Umströmung der Fahrwerke und Hochauftriebshilfen
entstehen, immer stärkere Bedeutung zu, zum Einen, weil die Geräuschpegel neuer
Triebwerke stark reduziert werden konnten, und zum Anderen, weil bei der Landung die
Triebwerke nur bei 50-60% der Drehzahl beim Start laufen.
Zur weiteren Senkung des Fluglärms genügt es deshalb nicht, sich wie bisher nur mit der
Redzierung des Triebwerkslärms zu befassen, sondern es muss bei allen Flugzuständen
nach den jeweils dominierenden Schallquellen gesucht werden um sie dann durch gezielte
Maßnahmen leiser zu machen.
Bild 74: Prinzip der Schallquellenlokalisierung an einem Verkehrsflugzeug im Überflug mit
Hilfe eines Mikrofonarrays
Für diese Schallquellenanalyse und –lokalisierung am fliegenden Flugzeug wurde an der
DLR-Abteilung Triebwerksakustik die Technik der Mikrofonarrays (andere Namen dafür sind
akustische Antenne, akustisches Teleskop, akustische Kamera) entwickelt, deren Grundprinzip
mit Hilfe der schematischen Darstellung in Bild 74 erläutert werden soll: Das zu untersuchende
Flugzeug überfliegt ein größere Anzahl von Mikrofonen, die auf einer reflektierenden
Platte am Boden angeordnet sind. Während des Überfluges werden alle Mikrofonsignale
aufgezeichnet. Die Ausbreitungswege der von einer angenommenen Quellposition zu
den einzelnen Mikrofonen sind unterschiedlich lang, deshalb sind die einzelnen Mikrofonsignale
gegeneinander phasenverschoben. Durch Berücksichtigung dieser Phasenunterschiede
bei der späteren Auswertung mit dem Rechner, kann der Fokus auf jeden beliebige Punkt
des Flugzeuges gelegt und der Bewegung des Flugzeugs nachgeführt werden. Erst durch
diese Mitbewegung wird eine Analyse der Schallquellen möglich, weil die Messzeit vergrößert
und die Doppler-Frequenzverschiebung ausgeglichen werden kann, beides Voraussetzung
für schmalbandige Frequenzanalysen.
Das der akustischen Kamera zu Grunde liegende physikalische Prinzip, mit entlang einer
Linie oder Fläche angeordneten Mikrofonen eine Lokalisierung von Schallquellen zu erzielen,
ist seit 30 Jahren bekannt. Bereits im Jahr 1976 benutzten Billingsley & Kinns [172] ein Mikrofonarray
zur Untersuchung von Schallquellen an einem Strahltriebwerk. Sie nannten diese
Technik acoustic telescope, später wurden die Bezeichnungen acoustic antenna oder mic-
79

ophone array üblich.
Die Möglichkeiten dieser neuen Methode wurden vom DLR in Berlin ab 1978 zur Schallquellenlokalisierung
an schnell fahrenden Eisenbahnen eingesetzt (King & Bechert [173], Barsikow,
King & Pfizenmaier [174], Barsikow & King [175]). Am fliegenden Flugzeug wurde die
Array-Technik erstmals von Michel et al [105], [106], [107] eingesetzt, wobei in der erstgenannten
Arbeit ein lineares Array und in [106], [107] das weltweit erste zweidimensionale,
flächige Array zur Anwendung kamen.
Da jedes Array optimal nur für einen begrenzten Frequenzbereich eingesetzt werden kann,
wurden geschachtelte Arrays entwickelt, bei denen die gesamte Mikrofonanordnung aus
mehreren verschieden großen Unterarrays besteht, die jeweils für einen anderen Frequenzbereich
optimiert sind.
Für die Darstellung zweidimensionaler Quellverteilungen werden zweidimensionale Mikrofonanordnungen
benötigt, über deren Einsatz von Barsikow [176] in der Anwendung auf Eisenbahngeräusche
berichtet wurde. Hierbei wurden zwei lineare Mikrofonarrays senkrecht
zueinander angeordnet. Elias [177] hat für diese Anordnung ein Auswerteverfahren mit sehr
guter räumlicher Auflösung entwickelt, das sowohl bei Windkanalversuchen als auch bei
Überflugversuchen eingesetzt wurde.
Bild 75: Zweidimensionale Anordnung der 111 Mikrofone auf der 8 m×8 m großen Platte.
Eine bessere räumliche Auflösung als kreuzförmige Arrays haben flächige Arrays, wie sie
von Michel et al [106], [107] für zweidimensionale Untersuchungen an Verkehrsflugzeugen
entwickelt und angewendet wurden. In einem vom BMBF unterstützen Projekt wurde die
Richtmikrofontechnik wesentlich weiterentwickelt, um die Verteilung der Schallquellen zweidimensional,
mit besserer räumlicher Auflösung und in größerer Entfernung vom Flugzeug
bestimmen zu können. Dazu wurde die Antennentechnik unter Nutzung der heute verfügbaren
Methoden der Datenerfassung vieler Signale mit hohen Taktfrequenzen auf eine wesentlich
größere Zahl von Mikrofonen und eine flächige Mikrofonanordnung erweitert. Es konnte
gezeigt werden, dass bei solchen Anordnungen die bisher stets als notwendig angenommene
Nebenbedingung, dass der Mikrofonabstand innerhalb der Antenne geringer als die halbe
Wellenlänge der größten interessierenden Frequenz sein müsse, nicht mehr erforderlich ist.
Notwendig sind allerdings besondere, unregelmäßige Mikrofonanordnungen, die mit Hilfe der
Evolutionsstrategie ermittelt wurden. Bild 75 zeigt eine solche Anordnung mit 111 Mikrofonen
auf einer quadratischen Grundfläche mit 8 m Seitenlänge. Bei der Auswertung können im
gesamten Frequenzbereich alle Mikrofonsignale verwendet werden, wodurch sich die räumliche
Auflösung für hohe Frequenzen erheblich verbessert. Diese neuen Anordnungen eröffnen
erstmalig die Möglichkeit des Einsatzes von sehr großen Antennen und der Messung
80

aus großen Entfernungen von 200 bis 300 m, also auch bei den Überflughöhen von etwa
100 m am Referenzmesspunkt für den Landelärm.
Das in Bild 75 gezeigte Mikrofonarray wurde zunächst am Werksflughafen der Deutschen
Airbus in Hamburg-Finkenwerder bei Überflughöhen zwischen 28 m und 32 m getestet und
dann im September 1997 am Flughafen Frankfurt eingesetzt (Bild 76). Die räumliche Auflösung
beträgt 0,40 m bei einer Frequenz von 2 kHz. Insgesamt wurden die Mikrofonsignale
bei 170 Landeanflügen aufgezeichnet.
Bild 76: Aufbau des zweidimensionalen Arrays mit 111 Mikrofonen auf einer 8 m × 8 m großen
Holzplatte im Anflugbereich des Flughafens Frankfurt in 1998.
Die Auswertungen zeigten u.a., dass bei der Landung der leisesten heute fliegenden Flugzeuge
die Umströmungsgeräusche vergleichbar mit den Triebwerksgeräuschen sind. Viele
moderne Flugzeuge werden aber immer noch von den Triebwerksgeräuschen dominiert, wie
das in Bild 77 dargestellte Ergebnis für ein häufig fliegendes Flugzeug beispielhaft zeigt. Die
Schallemission von der Eintrittsöffnung und der Schubdüse sind deutlich zu unterscheiden.
Der Vergleich dieser Ergebnisse mit solchen von den leisesten der gemessenen Triebwerke
zeigt ein beträchtliches Lärmsenkungspotenzial.
Bild 78 zeigt die Schallquellenverteilung für ein anderes Flugzeug, dessen Landegeräusch
im Frequenzbereich 280 bis 3500 Hz von zwei tonalen aerodynamischen Schallquellen bei
480 Hz nahe den Flügelenden dominiert wird, die deutlich hörbar sind und leicht als Triebwerkston
missdeutet werden können. Die Schallquellen am Flügel (oben und unten in rot)
sind wesentlich lauter als die Fahrwerke unter dem Rumpf (Mitte) und die beiden Triebwerke
am Rumpfende (rechts). Ein Vergleich mit anderen Flugzeugen legt nahe, dass dieses Geräusch
vermeidbar ist.
81

Bild 77: Geräuschquellen an einem von
unten betrachteten Flugzeug für
das den Fan-Ton einschließende
Terzband 800 Hz.
Bild 78: Geräuschquellen an einem von unten
betrachteten Flugzeug im Frequenzbereich
280 bis 3500 Hz.
Die Mikrofonarray-Technik ist den letzten Jahren ständig verfeinert und zur Untersuchung
unterschiedlicher Geräuschkomponenten von Verkehrsflugzeugen und auch bodengebundenen
Fahrzeugen eingesetzt worden, siehe die Arbeiten von Michel & Qiao [178], [179], Siller,
Arnold & Michel [180], Siller & Michel [181, Piet, Michel & Böhning [182], Michel & Barsikow
[183], Michel et al [184], Guérin et al [185]. Diese Technik hat sich dabei als so leistungsfähig-
und aussagekräftig erwiesen, dass sie inzwischen neben dem DLR von allen bedeutenden
Forschungseinrichtungen (ONERA, NLR, NASA) und der Luftfahrtindusrie (Airbus, Boeing,
EADS) selbst mit eigenen Geräten und/oder Auswerteprogrammen betrieben wird.
Neben der Schallquellenortung lassen sich mit Hilfe der Arraytechnik auch die Wirbelschleppen
hinter landenden Flugzeugen detektieren und untersuchen, wie von Michel & Böhning
[186] und Böhning & Michel [187] gezeigt wurde.
Die bislang diskutierten Mikrofonarrays beziehen sich auf Schallfelder in einem unbegrenzten
Raum. Die Methode der Schallquellenlokalisierung ist aber nicht auf Freifelder beschränkt,
sondern wird auch zunehmend in Windkanälen eingesetzt. Im Falle geschlossener
Messstrecken müssen allerdings die Reflexionen der Schallwellen an den Windkanalwänden
berücksichtigt werden (siehe z.B. Koop et al [188]). Die Schallquellenlokalisierung wird derzeit
beim DLR auf den Einsatz in Triebwerksprüfständen erweitert, wo ebenfalls das Problem
der Reflexionen gelöst werden muss (Böhning & Michel [189]).
82

Anhang C: Übersicht deutscher und internationaler Verbundprojekte zur
Reduzierung des Fluglärms
C1: Deutsche Verbundprojekte
Von den nationalen deutschen Aktivitäten ist als erste das Luftfahrtforschungsprogramm der
Bundesregierung zu nennen und als zweite die Arbeiten des DLR im Schwerpunkt Luftfahrt,
die in Berlin, Braunschweig, und Göttingen, Köln-Porz und Oberpfaffenhofen im Rahmen
zweier DLR-interner Projekte Leiser Flugverkehr I und II.
Darüber hinaus förderte das BMBF die folgenden weiteren Projekte im Bereich Luftfahrt
• Engine 3E 2010
− Aeroakustik, -elastik und -aerodynamik CRISP-1m-Modell; Zeitraum 1996-98; DLR-
Köln/Berlin.
− Lärm- und leistungsoptimierter Strahlmischer; Zeitraum 1996-98; DLR-Berlin;
BMW RR;
− Modale Schallmessungen an Niederdruck-Turbinen; Zeitraum 1996-98; MTU-
München;
− Modale Schallmessungen an Axialverdichtern; Zeitraum 1995-1997; MTU-München;
DLR-Berlin;
− Berechnung der Schallerzeugung von Turbinengittern mit linarisiertem Euler-
Verfahren; Zeitraum 1995-1998; MTU-München;
• Verbundprojekt Eigengeräuschminderung bei Verkehrsflugzeugen; Zeitraum 1996-
1998; DLR-Berlin und Braunschweig, akustik data, Deutsche Airbus, Lufthansa, Flughafen
Frankfurt/Main.
• BMBF / DFG Verbundprogramm "Numerische Aeroakustik für Verkehrsflugzeuge"
SWING;
− Generische Versuche; Computational Aeroacoustics (CAA); DLR-Braunschweig
− Experimentelle Untersuchungen räumlicher Korrelationen an generischem Klappenmodell;
DLR-Braunschweig
− Randelementverfahren Schallabstrahlung Hochauftriebssystem; Uni Stuttgart
− Simulation von Klappenseitenwirbeln und Akustikfeldern; RWTH-Aachen
− Modellierung Schallentstehung an Klappenseiten von Tragflügeln; TU Dresden
• Ein weiteres BMBF-Projekt im Rahmen von AG Turbo Turbotech II bezieht sich auf stationäre
Gasturbinenanlagen, die Ergebnisse sind aber auch für Flugtriebwerke von Bedeutung:
Aktive Schallminderung bei Turbomaschinen; Zeitraum 1996-1999; DLR-
Berlin und Köln; MTU; EADS CRC.
In dem DFG-Sonderforschungsbereich 557 "Beeinflussung komplexer turbulenter Scherströmungen";
Zeitrum1998 – 2001 – 2004 - 2007; Partner TU Berlin, DLR-Berlin) werden
zwei für die Luftfahrt relevanten Lärmthemen behandelt:
• Aktive Lärmminderung durch dynamische Beeinflussung der turbulenten Umströmung
der Schaufelspitzen
• Aktive Beeinflussung von Betriebsverhalten und Lärm axialer Turbomaschinen durch
dynamische Beeinflussung der turbulenten Strömung im Kopfspalt.
Weitere Einzelarbeiten werden an Universitäten, z.B. BTU-Cottbus, RWTH-Aachen, TU Berlin,
TU Dresden, Universität Stuttgart, durchgeführt.
Im März 1999 wurde der Forschungsverbund Leiser Verkehr auf Initiative des Deutschen
Zentrums für Luft- und Raumfahrt / DLR mit zahlreichen Partnern aus Industrie, Verbänden,
Behörden und Forschung als ein offenes Netzwerk gegründet (Weyer & Neise [190]). Anliegen
des Verbundes ist es, den Verkehrslärm als „öffentliches” Problem ganzheitlich anzugehen.
Straßen-, Schienen- und Luftverkehr handeln miteinander. Eine gemeinsame Klammer
83

ildet die Wirkungsforschung, die den kurz- bis langfristigen Folgen von Lärmeinwirkungen
nachgeht. Der Forschungsverbund schafft ein Netzwerk, das der Vertrauensbildung, der verbesserten
Kommunikation und der intensiveren Zusammenarbeit zwischen den aus sehr
unterschiedlichen Branchen stammenden Partnern dient und zur Verbesserung der wissenschaftlich-technischen
Grundlagen einer breiten Lärmbekämpfung beiträgt. Im Bereich Fluglärm
sind die folgenden Projekte aus dem Verbund heraus konzipiert und erfolgreich beantragt
worden:
• LuFo III NASGeT: Neuartige aktive/passive Systeme zur Geräuschminderung an
Triebwerken; Zeitraum 01.01.2004 – 31.12.2007.
• LuFo III LEXMOS: Leise Düsenaustrittsysteme und Moderne Schallquellenortung;
Zeitraum 01.01.2004 – 31.12.2007.
• LuFo III FREQUENZ: Forschung zur Reduktion und Ermittlung des Quelllärms mittels
Experiment und Numerik bei Zivilverkehrsflugzeugen; Zeitraum 01.11.2003 –
31.10.2007.
• LAnAb: Lärmoptimierte An- und Abflugverfahren; Zeitraum 01.12.2002 – 30.11.2006.
Auch für das kommende Luftfahrtforschungsprogramm IV hat der Verbund Leiser Verkehr
Vorschläge für neue Projekte gemacht, über deren Realisierung im Laufe des Jahres 2006
entschieden wird.
C2 Europäische Verbundprojekte
X2 X -NOISE
2 X -NOISE
2-NOISE Basic Tools
& Source
Understanding
Advanced
Configurations
Turbomachinery
Noise
Reduction
Technology
Exhaust Noise
Reduction
Technology
Airframe noise
Reduction
Techniques
Operational
Practices
Impact
Management
Tools
Years
Propagation Models
Source Jet
Models
and Turbomachinery
Advanced
CFD/ CAA Airframe
Aircraft Architectures
Engine Architectures
Noise Reduction
at Source
Nacelle Technologies
Nozzle Design &
Liner Technology
High Lift Devices
& Landing Gear
RESOUND
RAIN
RESOUND
RANNTAC
National / Industry
Research
RAIN
Noise Abatement
National programs
Procedures SOURDINE
Noise / Emissions Tradeoffs Evaluation
Noise Mapping
Virtual Neighbourhood
Generation 1 Solutions
Generation 2 Solutions
98 99 00 01 02 03 04 05 06 07 08 09 10
DUCAT
JEAN
TurboNoise CFD
MESSIAEN
SILENCE(R)
Technology
Platform
SOURDINE II
COJEN
TURNEX
PROBAND
ROSAS NACRE IP
SEFA
VITAL IP
TIMPAN
OPTIMAL IP
FP7
FP7
FP7
International Effort IMAGINE
International Effort
Bild 79: Übersicht der EU-Forschungsprogramme zur Fluglärmminderung (aus Description
of Work X3-Noise).
Seit 1995 besteht in Europa eine konzertierte Anstrengung zur Etablierung einer “Strategic
Research Agenda” (SRA) zur Reduzierung des Fluglärms. Zunächst engagierte sich die ,
Aeronautics Task Force on “The Environmentally Friendly Aircraft” (TEFA), später das „Advisory
Council for Aeronautics Research in Europe“ (ACARE), das im Januar 2001 von der
84
FP7

“Group of Personalities” unter der Leitung von EU-Kommissar Philippe Busquin gegründet
wurde und ein Strategiepapier “European Aeronautics: A Vision for 2020” vorlegte. In der
“Vision 2020” sind, unter Anderem, die folgenden Zielsetzungen für die Begrenzung des
Fluglärms genannt: "Reduce perceived noise by half" und "Eliminate noise nuisance outside
airport boundaries". Das erste Ziel ist gleichbedeutend mit einer Pegelminderung von
10 EPNdB und das zweite mit einem Maximalpegel von 65 dB(A) an der Flughafengrenze.
Die wichtigsten Partner der Luftfahrtbranche arbeiten in den Thematischen Forschungsnetzwerken
X-Noise, dann X2- und X3-Noise an der Aufstellung eines systematischen und konsistenten
europäischen Forschungsprogramms zur Reduktion des Fluglärms, das zu einer
Reihe aufeinander aufbauenden und komplementären Forschungsprojekte geführt hat, die in
Bild 79 aufgeführt sind.
Die Titel dieser EU-Projekte kennzeichnen die wesentlichen Forschungsinhalte
(weitere Informationen sind zu finden auf http://cordis.europa.eu/search/index.cfm).
• DUCAT: Duct Acoustics; Zeitraum 01/1998-12/2000.
• RAIN: Reduction of Airframe and Installation Noise; Zeitraum 01/1998-12/2000.
• RANNTAC: Reduction of Aircraft Noise by Nacelle Treatment and Active Control. EU-
FP4; Zeitraum 01/1998-12/2000.
• RESOUND: Reduction of Engine Source Noise Through Understanding and Design.
EU-FP4; Zeitraum 01/1998-12/2000.
• JEAN: Jet Exhaust Aerodynamics and Noise: EU FP5, Zeitraum 1.2.2001-31.1.2004.
• SOURDINE: Study of Optimisation Procedures for Decreasing the Impact of Noise: EU
FP4, Zeitraum 1.12.1998-31.12.1999.
• SOURDINE II: Study of Optimisation Procedures for Decreasing the Impact of Noise II:
EU FP5, Zeitraum 13.11.2001-12.11.2004.
• TurboNoiseCFD: Turbomachinery Noise Source CFD Models for Low Noise Aircraft
Designs: EU FP5; Zeitraum 01/2000 – 12/2002.
• ROSAS: Research on Silent Aircraft Concepts: EU FP5, Zeitraum 1.1.2002-31.3.2005.
• SILENCE(R): Significantly Lower Community Exposure to Aircraft Noise. Techology
Platform; Zeitraum 04/2001 – 12/2006 (verlängert bis 07/2007).
• COJEN: Computation of Coaxial Jet Noise. STREP EU-FP6/I; Zeitraum 01/2004 –
12/2006.
• PROBAND: Improvement of Fan Broadband Noise Prediction - Experimental Investigation
and Computational Modelling. STREP EU-FP6/II; Zeitraum 04/2005 – 03/2008.
• TURNEX: Turbomachinery Noise Radiation through the Engine Exhaust. STREP EU-
FP6/II; Zeitraum 01/2005 – 12/2007.
• HARMONOISE: Accurate and reliable prediction methods for the eu directive on the
assessment and management of environmental noise.; Zeitraum 1.8.2001-31.7.2004.
• IMAGINE: Improved Methods for the Assessment of the Generic Impact of Noise in the
Environment; Zeitraum 5.12.2003-1.12.2006. http://www.imagine-project.org/
• SEFA: Sound Engineering For Aircraft: STREP EU-FP6/II; Zeitraum 2.3.2004-
1.2.2007.
• HISAC: High Speed Aircraft, Integrated Programme, EU FP6, seit 04/2005.
• VITAL: Environmentally Friendly Aero Engine. Integrated Programme EU-FP6/II; Zeitraum
01/2005 – 12/2008.
• X-Noise; X2-Noise; X3-Noise: Aircraft External Noise Research Network and Coordination.
Thematisches Netzwerk; Zeiträume 1.11.1998-30.4.2002; 1.11.2002-30.4.2006;
2006-2007.
• TIMPAN: Technology to IMProve Airframe Noise; STREP EU-FP6/III, Zeitraum
85

1.9.2006 – 31.8.2009.
• OPTIMAL: Optimized Procedures and Techniques for IMprovement of Approach and
Landing: EU FP6, Integrated Project, Zeitraum 1.6.2004-1.2.2008.
• NACRE: New Aircraft Concepts Research: EU FP6, Integrated Project, Zeitraum
24.6.2005-
Akustische Fragestellungen werden auch in zwei Projekten mit im Wesentlichen aerodynamischer
Ausrichtung behandelt:
• AWIATOR: Aircraft Wing with Advanced Technology Operation. Zeitraum 07/2002 –
06/2006.
• C-WAKE: Wake Vortex Characterisation and EU-FP4; Zeitraum 01/2000-12/2002.
Für die Technologieplattform SILENCE(R), das umfangreichste der oben genannten Programme,
werden die folgenden Reduktionsziele bezogen auf die Technologie der in 1998 in
Dienst gestellten Verkehrsflugzeuge genannt:
• Kurzfristig (1 bis 2 Jahre nach Beendigung von SILENCE(R)): 3 dB.
• Mittelfristig (4 Jahre nach Beendigung von SILENCE(R)): 6 dB.
• Langfristig (8 Jahre nach Beendigung von SILENCE(R)): bis zu 10 dB.
C3 Fluglärmforschung in den USA
In den USA sind die Forschungsarbeiten zur Minderung des Fluglärms seit Mitte der neunziger
Jahre in zwei großen Forschungsprogrammen konzentriert, dem Advanced Subsonic
Technology (AST) Programm (1994-2001) und dem Quiet Aircraft Technology (QAT) Programm
seit 2000. Das Budget dieser beiden mit 100%-tiger Förderung der Regierung über
insgesamt 12 Jahre laufenden Programme beläuft sich auf 350 Mio. US$.
Die Programmziele des QAT-Programms sind Bild 80 zusammenfassend dargestellt. Sie
sind zeitlich weitreichender als die europäische „Vision 2020“, aber bezüglich der Ziele für
die nächsten 10-Jahre weitgehend deckungsgleich mit denen der „Vision 2020“. Im Rahmen
dieser Programme werden alle wichtigen Aspekte der Fluglärmminderung behandelt: Grundlagen
der Schallentstehung, Strömungsbeeinflussung, Aktive Geräuschminderung, Reduktion
des Breitbandlärms, Numerische Strömungsakustik (Computational AeroAcoustics, CAA),
Systemoptimierung und lärmoptimierte Flugverfahren. (mehr Informationen unter:
http://www.aia-aerospace.org/issues/subject/noise_workshop/nws04a_nasa.pdf).
Seamless integration of air travel
into the fabric of society: easily
accessible, easily utilized, safe,
affordable travel with minimal
environmental impact. Customer
demands will drive air travel
systems, service, and products
Objective
�� �� �� Develop Develop technology technology to to improve improve quality quality of of life life through through the
the
elimination elimination of of adverse adverse effects effects of of aircraft aircraft noise
noise
Vision
�� �� �� Objectionable Objectionable aircraft aircraft noise noise contained contained within within airport airport boundary
boundary
Benefit
�� �� �� 10-year 10-year Goal: Goal: Technology Technology for for 65 65 LDN LDN at at airport airport boundary
boundary
�� �� �� 25-year 25-year Goal: Goal: Technology Technology for for 55 55 LDN LDN at at airport airport boundary
boundary
Enterprise Noise Goal
�� �� �� Reduce Reduce the the perceived perceived noise noise levels levels of of future future aircraft aircraft by by one one half
half
(10 (10 dB) dB) from from today’s today’s subsonic subsonic aircraft aircraft within within 10 10 years,
years,
and and by by three three quarters quarters (20 (20 dB) dB) within within 25 25 years
years
Bild 80: Ziele des Quiet Aircraft Technology (QAT) Programms der USA.
86