Зеленцов В.В., Калугин В.Т., Самарин В.Д. «Экспериментальное исследование импульсного вдува в сверхзвуковой поток» Оборонная техника, № 8-9, с. 80-84 (2018)

Ключевые слова: сверхзвуковой поток, вдув, боковая сила, силы тяги, зона отрыва, скачок уплотнения, сопло

Наумов А.М., Мочилин И.К. «Исследование динамической потери устойчивости модели крыла в потоке воздуха» Машиностроение и компьютерные технологии, № 3, с. 15-27 (2019)

При некоторой скорости потока, называемой критической, возникает явление самовозбуждающийся незатухающих изгибно-крутильных автоколебаний, называемых флаттером. В работе рассматривается двухстепенная модель крыла, как это принято в литературе, посвящённой данной проблеме. Работа продолжает и развивает исследования в данной области многих известных учёных, таких как В.Л. Бидерман, С.П. Стрелков, Я.Г. Пановко, И.И. Губанова, Е.П. Гроссман, Я.Ц. Фын и многих других. Во многих работах этих и других ученых, посвящённых данной проблематике, всё ограничивается только постановкой задачи и выводом уравнений, причём, зачастую, в достаточно упрощенной форме и не приводятся решения этих уравнений для конкретных числовых параметров модели крыла, и не исследуется влияние этих параметров на скорость наступления флаттера. В данной работе подробно излагаются вывод линейных дифференциальных уравнений малых колебаний модели крыла в потоке, определяются собственные частоты и формы изгибно-крутильных колебаний, проверяется их ортогональность, исследуются вынужденные колебания под действием аэродинамических силы и момента, определяется критическая скорость потока для ряда параметров системы, делается вывод о влиянии этих параметров на критическую скорость. В частности, исследуется влияние такого параметра, как расстояние между центром тяжести и центром жёсткости на критическую скорость, а также влияние жёсткости пружин подвеса модели, имитирующих жесткостные характеристики крыла на изгиб и скручивание. На основе результатов расчётов можно сделать вывод о методах борьбы с этим явлением. Одним из перспективных направлений может оказаться, помимо варьирования геометрических и жесткостных параметров системы, введение дополнительной массы, служащей аналогом гасителя колебаний. Представленная работа может оказаться интересной как для студентов технических специальностей, изучающих теорию механических колебаний, так и для инженеров – специалистов в вопросах аэроупругости и динамической устойчивости элементов механических систем.

Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Косорыгин В.С., Семенов Н.В., Семенов А.Н., Смородский Б.В., Яцких А.А. «Влияние малых углов атаки на ламинарно-турбулентный переход на скользящем крыле при числе Маха М=2» Сибирский физический журнал (до 2017 г. Вестник Новосибирского государственного университета. Серия: Физика), 12, № 3, с. 35-40 (2017)

Выполнены экспериментальные исследования по влиянию малых углов атаки на положение ламинарнотурбулентного перехода в пограничном слое на скользящем крыле при сверхзвуковых скоростях потока. В экспериментах использовались 3% симметричная модель скользящего крыла с чечевицеобразным профилем и углом скольжения кромок 45°. Положение перехода определялось с помощью термоанемометра. Измерены кривые нарастания, определены положения ламинарно-турбулентного перехода, получены амплитудно-частотные спектры? пульсаций в сверхзвуковом пограничном слое на модели скользящего крыла для некоторых значений угла атаки. В рамках линейной теории устойчивости проведены расчеты влияния малых углов атаки на развитие возмущений. Выполнено сравнение полученных в эксперименте чисел Рейнольдса перехода для различных величин угла атаки модели и расчетные зависимости, полученные для различных значений N-фактора. Результаты расчетов по линейной теории устойчивости находятся в хорошем качественном согласовании с данными экспериментов.

Павленко А.М., Катасонов М.М., Козлов В.В. «Экспериментальное исследование импульсного воздействия мембраны на пограничный слой скользящего крыла» Сибирский физический журнал (до 2017 г. Вестник Новосибирского государственного университета. Серия: Физика), 13, № 3, с. 7-15 (2018)

В аэродинамической трубе малых дозвуковых скоростей проведено моделирование гидродинамических возмущений в пограничном слое скользящего крыла с помощью вибраций локализованного участка поверхности, исследовано их развития в условиях низкой степени турбулентности набегающего потока. Результаты получены с помощью метода термоанемометрии. Обнаружено, что импульсное воздействие участка поверхности на пограничный слой приводит к генерации возмущений – продольной локализованной структуры и волновых пакетов вблизи ее фронтов. Детально изучено влияние вторичного течения и градиента давления на развитие моделируемых возмущений.

Осадчий Н.В., Зубов С.С., Шепель В.Т. «Контроль вибропрочности панелей звукопоглощающих конструкций авиационного ГТД» Контроль. Диагностика, № 10, с. 58-63 (2019)

Контроль вибропрочности панелей звукопоглощающих конструкций (ЗПК), устанавливаемых внутри газовоздушного тракта авиационного двигателя, осуществляли путем определения частот и форм собственных колебаний, предела выносливости и коэффициента усиления. Коэффициент усиления, характеризующий динамические свойства распространения вибраций, оценивали в лабораторных условиях как отношение уровня вибрации на исследуемой панели, установленной на вибростенде аналогично схеме закрепления на двигателе, к уровню вибраций на столе вибростенда. Поиск частот собственных колебаний осуществляли с помощью пинг-теста и вибрографирования панелей ЗПК. Идентификацию резонансных частот проводили путем тензометрирования. Коэффициент усиления и виброускорение на корпусе двигателя позволяют оценить уровень виброускорения панели в условиях резонанса при ее эксплуатации на двигателе. Работоспособность панели при резонансе оценивали путем сравнения фактического виброускорения панели с его предельным значением, полученным на базе 10⁷ циклов. Предложенный подход позволил в ходе опытно-конструкторских работ довести панели ЗПК авиационного двигателя пятого поколения до требований норм летной годности.