Дорофеев В.Л., Голованов В.В., Гукасян С.Г., Дорофеев Д.В., Сторчак В.Г., Афанасьев И.А. «Экспериментальное и теоретическое исследование бифуркаций вибраций в авиационных трансмиссиях» Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика С. П. Королева (СГАУ), 14, № 3-1, с. 183-192 (2015)

В трансмиссионной системе авиационного двигателя в качестве передачи крутящего момента от двигателя к агрегатам применяются зубчатые передачи. В процессе нагружения их зубьев возникают различные силы. Зубчатые колёса, входящие в состав трансмиссионной системы авиационного двигателя, состоят из таких элементов, на которые действует как жёсткая, так и мягкая восстанавливающие силы. Скачкообразное изменение жёсткости при изменении числа пар зубьев, находящихся в зацеплении, является причиной параметрических колебаний зубчатых колёс. Из этого следует, что трансмиссия является не только нелинейной, но и параметрической колебательной системой. Максимальная амплитуда при прохождении резонанса не реализуется, когда быстро изменяется частота вращения. И на стационарном режиме, при одинаковых значениях частоты вращения, можно регистрировать два различных значения колебаний. Эта двойственность называется бифуркацией. В авиационных трансмиссиях нередко наблюдаются бифуркации вибраций. В статье теоретически доказано существование бифуркаций вибраций в авиационных трансмиссиях и описано экспериментальное исследование, подтверждающее теоретические выводы о наличии бифуркаций колебательных процессов в зубчатых передачах. Определены бифуркационные параметры.

Крайко А.А. «Прямые методы профилирования оптимальных пространственных аэродинамических форм» Вестник Нижегородского университета им. Н.И. Лобачевского, № 4-3, с. 886-888 (2011)

Разработан прямой метод оптимизации широкого класса пространственных аэродинамических форм, основанный на аппроксимации искомой геометрии поверхностями Безье–Бернштейна. Тестирование метода на задаче профилирования оптимальной сверхзвуковой части осесимметричного сопла Лаваля максимальной тяги показало его высокую эффективность. Предложенный метод применяется к задачам профилирования пространственных переходных каналов, пространственного сопла прямоточного воздушно-реактивного двигателя, а также профилирования сверхзвуковой части пространственного сопла в плотной многосопловой компоновке. Для описания более полного многообразия форм предлагается модификация способа описания искомой геометрии – неоднородная поверхность Безье–Бернштейна. Полученные результаты демонстрируют возможности применения предложенного метода к различным задачам оптимизации пространственных конфигураций.

Атамасов В.Д., Дементьев И.И., Немыкин С.А., Полетаев Б.И. «Математическое моделирование колебаний упругих элементов конструкций летательных аппаратов» Известия Российской академии ракетных и артиллерийских наук, № 3, с. 51-55 (2015)

Представлен метод эффективного управления современными образцами ракетно-космической техники, заключающийся в совместном применении для изменения положения летательных аппаратов (ЛА) в космическом пространстве системы централизованного управления и локальных систем гашения колебаний. В работе приведены новые математические модели напряженно-деформированного состояния композитных упругих элементов конструкций ЛА, предназначенные для прогнозирования форм и параметров их колебаний с заданной точностью.

Желтков В.И., Чыонг Ван Хуан «Изгибные колебания тонкого крыла симметричного профиля в потоке воздуха» Известия Тульского государственного университета. Естественные науки, № 4, с. 128-136 (2015)

Рассматривается обтекание потоком газа прямоугольного крыла большого удлинения. Крыло рассматривается как тонкий стержень в рамках теории В.З. Власова. Внешние нагрузки предполагаются пропорциональными углу атаки профиля с коэффициентами, зависящими от параметров профиля и числа M потока. Предполагается, что эти коэффициенты определены экспериментально для до- и сверхзвуковых скоростей.

Гайфуллин А.М., Свириденко Ю.Н. «Вихревой след за пассажирским самолетом» Вестник Нижегородского университета им. Н.И. Лобачевского, № 4-3, с. 697-699 (2011)

Рассмотрены формирование и эволюция вихревого следа за самолетом в турбулентной атмосфере. Создана математическая модель и численная программа расчета вихревого следа. Предложен подход к созданию математической модели аэродинамики самолета, попавшего в вихревой след от другого самолета. Подход основан на использовании искусственных нейронных сетей. Проведены оценки точности и быстродействия программных модулей математического обеспечения пилотажных стендов и авиационных тренажеров при моделировании полета в зоне влияния вихревого следа.

Лобанова М.А. «Взаимодействие струй с вихревой пеленой и развитие двухфазного конденсационного следа за самолетом» Вестник Нижегородского университета им. Н.И. Лобачевского, № 4-3, с. 935-936 (2011)

Численно исследовано течение в следе за тяжелым магистральным самолетом типа В737 при полете на высоте 10 км. Рассмотрена полная конфигурация самолета. Анализируется структура ближнего следа, получающаяся как результат взаимодействия вихревой пелены, возникающей при обтекании самолета, и струй двух двигателей. Моделируется конденсация в струях воды, содержащейся в продуктах сгорания топлива (керосина). Дана оценка эффективности рассеяния лазерного луча на частицах конденсата.

Сахаров В.И. «Определение коэффициента рекомбинации ТЗП из SIC для условий полета аппарата PRE-X в атмосфере Земли» Вестник Нижегородского университета им. Н.И. Лобачевского, № 4-3, с. 1101-1103 (2011)

Копьев В.Ф., Зайцев М.Ю., Беляев И.В. «Исследование шума обтекания крупномасштабной модели крыла с механизацией» Акустический журнал, 62, № 1, с. 95-105 (2016)

В аэродинамической трубе с заглушенной рабочей частью DNW-NWB экспериментально исследованы акустические характеристики крупномасштабной модели механизированного крыла самолета в посадочной конфигурации. Впервые в отечественной практике получены акустические данные шума обтекания крыла при больших числах Рейнольдса (1.1–1.8·10⁶), которые могут быть использованы для оценки уровней шума крыла при сертификационных испытаниях этого самолета. Из условия совпадения безразмерных спектров шума, полученных для различных скоростей потока, был найден коэффициент автомодельности для пересчета проведенных измерений к натурным условиям. С помощью метода бимформинга проведена локализация источников шума и выполнено ранжирование акустических источников по их интенсивности. Для одного из важных источников шума обтекания боковой кромки закрылка – предложен метод снижения шума, эффективность которого была продемонстрирована в эксперименте в DNW-NWB.

Шарунов А.В. «Расчетная оценка акустической усталостной прочности конструкции крыла из композиционных материалов» Конструкции из композиционных материалов, № 3, с. 3-11 (2015)

Предложен метод определения долговечности конструкций летательных аппаратов (ЛА) от акустических нагрузок, возникающих в ней. Приведены основные этапы определения долговечности, такие как анализ конструкции ЛА для выбора мест наибольшего акустического воздействия; проведение вибрационных и акустических испытаний конструктивно подобных образцов конструкций; корреляционный анализ результатов вибрационных и акустических испытаний конструктивно подобных образцов для построения кривых усталости и определения напряженно-деформированного состояния от воздействия акустических нагрузок; расчет долговечности конструкции ЛА от воздействия акустических нагрузок и анализ результатов расчета долговечности; оптимизация конструкции ЛА. Установлено, что долговечность конструкции кессона крыла от воздействия акустических нагрузок составляет 70 000 летных часов.

Аринчев С.В., Мензульски С.Ю. «Колебания гиперзвукового летательного аппарата внутри области динамической устойчивости» Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Серия: Машиностроение, № 2, с. 47-58 (2010)

Проведен предварительный анализ собственных колебаний трехмерной конечно-элементной электронной модели гиперзвукового летательного аппарата, длина двигателя которого соизмерима с длиной планера. Для выявления динамического эффекта использована простейшая двухбалочная модель. Выявлены характерные продольно-поперечные формы аэроупругих колебаний гиперзвукового летательного аппарата. Показано, что внутри области динамической устойчивости и достаточно далеко от ее границы имеют место нарушения известных осцилляционных теорем (свойств) теории колебаний.

Шамшура С.А., Жаров В.П. «Моделирование динамики механизма для упрочнения лонжеронов вертолетов с целью оценки значимости его звеньев в формировании уровней вибрации и шумов» Вестник Ростовского государственного университета путей сообщения (РГУПС), № 2, с. 14-19 (2008)

Крючков А.Н. «Акустико-вихревой резонанс шнека авиационного топливного насоса» Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика С. П. Королева (СГАУ), № 1, с. 93-100 (2006)

Рассматривается комбинированный насосный агрегат, содержащий подкачивающую – шнеко-центробежную ступень (ШЦС) и основную – шестеренную ступень (ШС). Разработана модель взаимодействия вихревых возмущений ШЦС с колеблющимися лопастями шнека с учетом влияния гидродинамических процессов в шестеренной ступени. Модель описывает резонансное усиление колебаний лопасти шнека вследствие совпадения частот собственных колебаний шнека, виброакустического воздействия от ШС и срыва концевых вихрей. Проведенные экспериментальные исследования показали адекватность созданной модели реальному процессу.

Кабальнов Ю.С., Уразаева Л.Ю. «Математическое моделирование колебательных движений крыла с гибким профилем» Вестник Уфимского государственного авиационного технического университета (УГАТУ), 7, № 2, с. 36-43 (2006)

Рассматриваются колебательные движения гибкого крыла с конечной амплитудой. Для обеспечения гладкого схода следа с задней кромки предложены модели изменения хорды крыла во время движения. Построена схема распределения вихревого следа, состоящего в общем случае из поперечных и продольных вихрей. Выписано уравнение для определения величины полной циркуляции в рамках принятой модели, индуктивных скоростей и сил, действующих на крыло. Проведен численный эксперимент, с помощью которого анализируется влияние параметров крыла на величины сил и циркуляции.