Российский фонд
фундаментальных
исследований

Физический факультет
МГУ им. М.В.Ломоносова
 

08.14 Авиационная акустика

 

Маков Ю.Н. «Возможно ли проникновение импульса звукового удара от современного истребителя в водную среду с его дальнейшим волновым распространением в этой среде?» Noise Theory and Practice (Электронный ресурс), 4, № 1, с. 18-29 (2018)

Рассматриваются возможности распространения в волновом режиме «проникшего» в водную среду через границу воздух-вода импульса звукового удара от летящего сверхзвукового самолета. Анализируемое волновое распространение импульса звукового удара в водной среде альтернативно укоренившемуся в литературе представлению о не волновом характере проникновения этого импульса в воду с быстрым уменьшением (в модели идеальной жидкости) пикового значения импульса и сглаживания его формы при отходе от поверхности жидкости вглубь. Действительно, не волновой режим проникновения типичен при «стандартном» полете сверхзвукового самолета параллельно водной поверхности, однако в данной работе рассматривается результат пикирования (не очень крутого) самолета к водной поверхности, что и обеспечивает нужный эффект.

Noise Theory and Practice (Электронный ресурс), 4, № 1, с. 18-29 (2018) | Рубрики: 08.08 08.14

 

Шорстов В.А., Макаров В.Е. «Расчет аэродинамических и акустических характеристик профиля NACA0012 с использованием зонного RANS-IDDES подхода» Математическое моделирование, 30, № 5, с. 19-36 (2018)

Представлены результаты расчетов аэродинамических и акустических характеристик изолированного симметричного профиля NACA0012 с затупленной задней кромкой, обтекаемого при нулевом угле атаки дозвуковым однородным вязким потоком совершенного газа, с использованием предложенной в работе модификации конечноразностной схемы MP5. Расчеты выполнены в рамках зонного RANSIDDES подхода с базовой RANS-моделью Спаларта–Аллмараса. При этом для создания турбулентного контента на входе в IDDES область использовался генератор синтетической турбулентности с объемным источником. Рассмотрена серия модельных задач, позволившая настроить параметры предложенной разностной схемы и решить ряд методических вопросов, связанных с обработкой получаемых результатов.

Математическое моделирование, 30, № 5, с. 19-36 (2018) | Рубрика: 08.14

 

Босняков С.М., Михайлов С.В., Подаруев В.Ю., Трошин А.И. «Нестационарный разрывный метод Галеркина высокого порядка точности для моделирования турбулентных течений» Математическое моделирование, 30, № 5, с. 37-56 (2018)

Кратко описан разрабатываемый в ЦАГИ код, основанный на методе Галеркина с разрывными базисными функциями высокого порядка точности. Реконструкция функций осуществляется для консервативных переменных. Градиенты переменных рассчитываются с использованием метода Bassi–Rebay 2. Для интегрирования используются квадратурные правила Гаусса. Преобразования координат осуществляются при помощи серендиповых элементов. В расчетах по схемам порядка выше 2 учитывается кривизна сеточных линий. Проводится сравнение с методами конечных объемов, включая метод WENO с постоянными весами и одной квадратурной точкой на грани ячейки. Используются такие классические тесты, как дозвуковое обтекание кругового цилиндра потоком идеального газа, диагональная конвекция двумерного изэнтропического вихря и распад вихря Тейлора–Грина.

Математическое моделирование, 30, № 5, с. 37-56 (2018) | Рубрика: 08.14

 

Звегинцев В.И., Потапкин А.В. «О развитии техники аэробаллистического эксперимента для исследования характеристик звукового удара» Теплофизика и аэромеханика, № 3, с. 333-342 (2018)

Рассмотрено предложение по использованию техники аэробаллистического эксперимента для проведения исследований характеристик ударных волн (звукового удара) на больших расстояниях от свободно летящей модели. Выполнен анализ основных технических решений, обеспечивающих возможность реализации предлагаемой экспериментальной установки с диапазоном скоростей полета исследуемых моделей от 1 до 2 чисел Маха. Приведен список научно-технических задач, относящихся к изучению характеристик звукового удара в средней и дальней зонах, которые могут быть экспериментально исследованы при помощи предлагаемой установки.

Теплофизика и аэромеханика, № 3, с. 333-342 (2018) | Рубрики: 08.14 08.15

 

Ванг Дж.М., Ванг С.Дж., Ванг Х., Ма Й., Мирг К.Дж. «Разложение по динамическим модам течения на стыке крыла и фюзеляжа» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 3, с. 112-122 (2018)

Течения на стыке тел, в частности, течения перед препятствием, помещенным на поверхности, испытывают воздействие встречного градиента давления, что приводит к трехмерному отрыву. В этой области образуется динамически богатая система подковообразных вихрей. В работе изучено взаимодействие потоков на стыке крыла и плоской пластины. Численное моделирование выполнено трехмерным методом крупных вихрей (LES) при числе Рейнольдса Re=1.15×105, определенном по максимальной толщине крыла T и скорости набегающего потока Uref. Сравнение с экспериментом показывает, что данное численное моделирование обеспечивает хорошую точность решений. Для нахождения когерентной динамики течения используется разложение по динамическим модам (DMD) рассчитанного поля течения. Для наглядного определения характеристик колебаний и структур подковообразных вихрей используется разложение поля скорости в плоскости симметрии и выделение двух доминирующих мод. Две эти моды воссозданы и исследованы совместно с модой среднего течения для объяснения скрытой динамики течения. Мода 1 ответственна за слияние подковообразных вихрей, а мода 2 за их деление и растяжение.

Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 3, с. 112-122 (2018) | Рубрика: 08.14

 

Горбушин А.Р. «Влияние влажности воздуха на параметры потока в до- и трансзвуковых аэродинамических трубах» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 49, № 1, с. 3-13 (2018)

Получены поправки на влияние массовой доли водяного пара к числу Маха, скорости набегающего потока, числу Рейнольдса и скоростному напору в дозвуковых и трансзвуковых аэродинамических трубах при отсутствии конденсации пара. Выполнена оценка значимости поправок исходя из погрешности измерения полного и статического давления и требований к погрешности определения коэффициента сопротивления. Значимой оказалась лишь поправка к скорости потока, максимальное значение которой при естественном уровне влажности составляет 0.4%. Остальные вышеупомянутые поправки получились пренебрежимомалыми.

Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 49, № 1, с. 3-13 (2018) | Рубрика: 08.14

 

Дмитриев В.Г., Самохин В.Ф. «Метод сравнительной оценки шумности газотурбинных силовых установок реактивных самолетов» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 49, № 1, с. 59-68 (2018)

Излагается метод сравнительной оценки шумности газотурбинных силовых установок, основанный на использовании результатов сертификационных акустических испытаний реактивных самолетов с двигателями на пилонах под крылом. Метод позволяет для вновь создаваемого самолета выбирать из существующего парка те газотурбинные двигатели, которые в составе силовой установки обеспечивают самолету наименьшие уровни шума на местности при взлете. Рассмотрены зависимости уровней шума силовых установок самолетов от степени двухконтурности и величины взлетной тяги двигателей. Выделены три группы СУ по параметру «степень двухконтурности», в пределах каждой из которых указаны СУ с минимальными уровнями шума. Для каждой группы СУ получены аппроксимационные зависимости минимальных уровней шума от величины тяги двигателя в двухдвигательной компоновке. Определены превышения наименьших уровней шума современных СУ относительно достигнутых на сегодня минимальных значений, которые могут служить оценкой степени акустического совершенства СУ в своей группе.

Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 49, № 1, с. 59-68 (2018) | Рубрики: 08.14 10.06

 

Болсуновский А.Л., Бузоверя Н.П., Губанова И.А., Пущин Н.А., Черный К.И. «Метод решения обратной задачи для комбинации крыло–фюзеляж с использованием уравнений Навье–Стокса, осредненных по Рейнольдсу» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 49, № 2, с. 14-27 (2018)

Разработан итерационный метод построения геометрии крыла по заданному распределению давления для комбинации крыло–фюзеляж в сжимаемом потоке вязкого газа в рамках осредненных уравнений Навье–Стокса, относящийся к классу методов остаточной коррекции. Деформация поверхности крыла, уменьшающая невязку между рассчитанным и целевым распределением давления, определяется путем решения обратной задачи для той же комбинации в потенциальном потоке сжимаемого газа с учетом влияния толщины вытеснения пограничного слоя и следа за крылом. Приведены примеры построения геометрии крыла по заданному распределению давления, демонстрирующие высокую скорость сходимости метода (3–4 итерации).

Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 49, № 2, с. 14-27 (2018) | Рубрика: 08.14

 

Мамедов О.С., Парышев С.Э., Поповский В.Н., Смыслов В.И. «Активное подавление флаттера самолета с крылом большого удлинения» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 49, № 3, с. 68-79 (2018)

Методика расчета на флаттер транспортного самолета при использовании математической модели с ограниченным числом степеней свободы. Методика существенно упрощает синтез системы активного подавления динамической неустойчивости самолета.

Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 49, № 3, с. 68-79 (2018) | Рубрики: 08.14 10.09

 

Калугина М.С., Ремшев Е.Ю., Данилин Г.А., Воробьева Г.А., Тельнов А.К. «Способ упрочнения легких сплавов аэротермоакустической обработкой в авиа- и ракетостроении» Вестник Московского авиационного института, 25, № 2, http://vestnikmai.ru/publications.php?ID=93211 (2018)

Исследуется возможность использования аэротермоакустической обработки для повышения механических свойств литейных и деформируемых алюминиевых сплавов; выявлено влияние на формирование микроструктуры сплава. Приведены экспериментальные данные, показывающие, что использование технологии аэротермоакустической обработки обеспечивает существенное повышение прочности сплавов при сохранении или небольшом снижении пластичности. Рассмотрен метод акустической эмиссии, который используется для оценки поведения материала при режимах статического и квазистатического нагружения. Данный метод позволяет обнаружить и зарегистрировать только развивающиеся дефекты.

Вестник Московского авиационного института, 25, № 2, http://vestnikmai.ru/publications.php?ID=93211 (2018) | Рубрики: 08.14 14.05