Волков К.Н., Емельянов В.Н., Ефремов А.В., Цветков А.И. «Структура течения и колебания давления при взаимодействии сверхзвуковой недорасширенной струи газа с трубной полостью» Журнал технической физики, 90, № 8, с. 1254-1266 (2020)

Сверхзвуковые струи широко используются в устройствах, построенных на явлении автоколебательного процесса, возникающего при взаимодействии газового потока с трубными полостями (газоструйные излучатели звука). Рассмотрены механизмы поддержания незатухающих пульсаций давления и определение поля течения в трубной полости при взаимодействии с ней сверхзвуковой недорасширенной струи. Обсуждена физическая картина течения в полости газоструйного излучателя, показано существование нечетных продольных мод, и предложены волновые диаграммы для описания течения в нечетных продольных модах. Волновые диаграммы построены на основе анализа сигналов пьезодатчиков, регистрирующих пульсации давления в трубной полости. Расчет параметров потока в трубной полости в продольных модах проведены на основе диаграммы скорость потока -- скорость звука. Ключевые слова: сверхзвуковая струя, газоструйный генератор, автоколебательный процесс, аэроакустический эффект.

Ша Мингун, Агульник А.Б., Яковлев А.А., Шкурин М.В. «Анализ различных факторов, влияющих на длину пробега при взлете сверхзвукового делового самолета» Двигатель, № 6, с. 2-6 (2018)

У всех современных сверхзвуковых пассажирских самолетов двигатель с форсажной камерой сгорания работает на максимальном режиме. В статье рассматриваются различные факторы, влияющие на длину пробега на взлетном режиме для сверхзвукового делового самолета. Речь идет об энергетической механизации. Существующие технические решения можно рассмотреть с точки зрения уменьшения шума. Разработан метод, который позволяет найти оптимальное сочетание между потребной тягой и желаемыми уровнем шума и потребной тяги.

Кочетков Ю.М. «Турбулентность. постановка и определение акустических параметров задачи о ВЧ-устойчивости» Двигатель, № 2, с. 12-14 (2019)

Получена прямая зависимость собственной частоты автоколебаний (ВЧ+неустойчивости) от характеристик турбулентного потока. Показано, что в ламинарных потоках автоколебания возникнуть не могут, так как отсутствует главная причина + пространственная циклика. Получены соотношения основных параметров колебаний в вязкоупругом контуре внутри камеры сгорания ЖРД в зависимости от газодинамических параметров (собственная частота, декремент затухания, время релаксации и добротность).

Бурова А.Ю., Кочетков Ю.М. «Контроль уровня вибраций цифровым и методами многоступенчатого дискретного преобразования фурье при работе ракетного двигателя» Двигатель, № 6, с. 19 (2019)

Рассмотрены вопросы, связанные с надёжностью двигательных установок ракет. Описаны принципы оценки уровня вибраций ракетного двигателя цифровыми методами многоступенчатого дискретного преобразования Фурье. Приведены формулы такого преобразования разностными цифровыми фильтрами.

Горбовской В.С., Кажан А.В., Кажан В.Г., Чернышев С.Л. «О влиянии формы эпюры избыточного давления на громкость звукового удара» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 51, № 2, с. 3-17 (2020)

Одной из основных проблем создания сверхзвуковых пассажирских самолетов (СПС) нового поколения является обеспечение приемлемого для полета над населенной сушей уровня звукового удара (ЗУ). Для оценки воздействия ЗУ на человека рассматривается понятие громкости звукового удара в различных метриках. В условиях недостаточного количества экспериментальных данных по самолетам с ЗУ малой интенсивности для оценки эпюры избыточного давления и расчета громкости используются вычислительные методы. В данной работе представлена методика расчета громкости ЗУ в метриках А, В, С и PL, выполнена ее валидация по тестовым эпюрам избыточного давления, рассматриваемым в Европейско-Российском проекте RUMBLE (RegUlation and norM for low sonic Boom LEvels). Предложен механизм учета влияния времени нарастания давления в эпюре. Показано влияние модификации формы эпюры избыточного давления на уровень громкости ЗУ.

Горбовской В.С., Кажан А.В., Кажан В.Г., Самохин В.Ф., Шенкин А.В. «Исследование аэродинамики сверхзвукового сопла с системой шумоглушения» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 51, № 4, с. 56-72 (2020)

Одной из ключевых проблем разработки сверхзвуковых пассажирских самолетов нового поколения является обеспечение безопасного уровня шума в районе аэропортов в соответствии с современными требованиями для дозвуковых самолетов. В качестве возможного решения по снижению шума реактивной струи двигателя малой степени двухконтурности предлагается использование плоского сопла с системой шумоглушения типа миксер-эжектор. В таком сопле происходит активное воздействие на струю для интенсификации ее перемешивания с набегающим потоком. Представлены результаты исследования особенностей течения в сопле такого типа. Предложены мероприятия по устранению недостатков геометрии сопла, выявленных при численном моделировании течения в программном комплексе ANSYS CFX. Определено влияние формы и углов отклонения створок сопла на его газодинамические характеристики и структуру профиля скорости в выходном сечении.

Головина Н.В., Жаров В.А., Липатов И.И. «Акустика плоских волн в соплах аэродинамических труб» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 51, № 5, с. 29-43 (2020)

Рассматривается задача распространения плоских волн в сопле дозвуковой трубы. Контур сопла сформирован по формуле Витошинского. В случае, когда газ покоится, для решения волнового уравнения применено конформное преобразование, которое приводит систему к цилиндрической геометрии. Это позволяет использовать результаты излучения звука из полубесконечной трубы для определения коэффициента отражения от края сопла. Показано, что в конформных координатах уравнения аналогичны уравнению распространения звука в тонких трубках. При этом решения обоих уравнений дают близкие результаты. Ввиду этого задача решена в постановке для уравнения тонких трубок. Согласно численным результатам резонансы в сопле аэродинамической трубы отсутствуют.

Горбовской В.С., Кажан А.В., Кажан В.Г., Коваленко В.В., Теперин Л.Л., Чернышев С.Л. «Развитие, верификация и валидация методики расчета эпюры избыточного давления и громкости звукового удара с использованием современных методов вычислительной газовой динамики» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 52, № 1, с. 14-24 (2021)

Наряду с достижением высоких аэродинамических характеристик на режиме сверхзвукового крейсерского полета одной из главных проблем создания сверхзвуковых пассажирских самолетов нового поколения является обеспечение приемлемого уровня звукового удара. Это требует разработки достоверных методик получения «ближнего поля» под самолетом с учетом влияния пограничного слоя, расчета эпюры избыточного давления на земле и оценки громкости звукового удара. В работе выполнена адаптация используемой в ЦАГИ методики расчета эпюры избыточного давления при звуковом ударе для использования с программным комплексом решения осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье–Стокса ANSYS CFX. Разработаны макрос для расчета эпюры избыточного давления на земле по распределению возмущений в «ближнем поле» под самолетом и программа оценки громкости звукового удара в различных метриках. Выполнена верификация результатов по расчетной сетке и валидация методики расчета. Исследованы четыре варианта эквивалентного тела вращения минимального звукового удара с различными заострениями носовой части. Проведено сравнение полученных эпюр избыточного давления с теоретическими данными и результатами расчета с использованием уравнений Эйлера. Показано влияние заострения носовой части на значения аэродинамического сопротивления и характеристики звукового удара.

Шорстов В.А., Макаров В.Е. «Расчет акустических характеристик струи из прямоугольного сопла с оценкой влияния пластины, примыкающей к его срезу» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 52, № 1, с. 31-47 (2021)

Опираясь на детальное сопоставление с экспериментом ближнего поля сверхзвуковой струи, истекающей из прямоугольного сопла с большим отношением ширины к высоте в сечении среза, и опциональным использованием пластины, примыкающей к длинному ребру среза сопла, рассмотрена возможность расчета возникающего течения с использованием численной турбулизации слоев смешения. Выявлено негативное влияние зоны формирования турбулентного контента в окрестности среза на расчетное воспроизведение явления, наблюдаемого в эксперименте. При помощи радикального увеличения подсеточного масштаба (почти до уровня исходной DES-формулировки) показано преимущество более близкого к RANS описания начального участка слоя смешения для воспроизведения экспериментального явления. Высказано предположение, что зонный RANS-LES подход с явной генерацией турбулентного контента может оказаться предпочтительней для решения таких задач.

Болсуновский А.Л., Бузоверя Н.П., Губанова И.А., Губанова М.А., Курилов В.Б. «Решение обратной задачи для многозвенного профиля в рамках уравнений Навье–Стокса, осредненных по Рейнольдсу» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 52, № 3, с. 3-17 (2021)

Разработан итерационный метод решения обратной/смешанной задачи для многозвенного профиля при малых скоростях в рамках осредненных уравнений Навье–Стокса, относящийся к классу методов остаточной коррекции. Деформация поверхности элементов профиля, уменьшающая невязку между рассчитанным и целевым распределением давления, определяется с помощью панельного метода решения прямой/обратной задачи для той же комбинации в несжимаемом идеальном потоке газа. Дано краткое описание используемых методов. Приведены примеры построения геометрии элементов многозвенного профиля по заданному распределению давления, демонстрирующие высокую скорость сходимости метода. Спроектирован высоконесущий ламинаризированный профиль с подвесным закрылком для использования в крыле малоскоростных ЛА. Проведены испытания крыла с данным профилем на тематической модели в аэродинамической трубе Т-106М. Получены очень высокие значения несущих свойств при сравнительно небольшом уровне профильного сопротивления.

Егоров И.В., Динь К.Х., Нгуен Н.К., Пальчековская Н.В. «Численное моделирование взаимодействия волны Маха и сверхзвукового пограничного слоя на плоской пластине с острой передней кромкой» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 52, № 3, с. 18-28 (2021)

Представлены результаты численного моделирования взаимодействия слабой ударной волны и ламинарного ПС на плоской пластине с острой передней кромкой при числе Маха набегающего потока М=2.5. Решаются полные уравнения Навье–Стокса с применением монотонной разностной схемы третьего порядка точности. Использована математическая модель волны, порождаемой неровностью на стенке рабочей части АДТ. Приводится спектральный анализ численных возмущений в различных областях потока.

Босняков С.М., Маленко В.В., Морозов А.Н., Николаев М.А., Ливерко Д.В. «Экспериментальное исследование низкочастотных пульсаций в слое смешения струи натурной аэродинамической трубы при наличии и отсутствии вихрегенераторов» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 52, № 3, с. 46-57 (2021)

Дано описание методологии эксперимента по исследованию низкочастотных пульсаций полного давления в слое смешения струи натурной аэродинамической трубы. Приведены результаты калибровки применяемых датчиков и схема установки для визуализации потока. Сопоставлены результаты современного эксперимента с данными, полученными в 1939 г. Обсуждаются новые оценки границ струи в свете необходимости испытаний моделей большого масштаба. Отмечено, что кабина аэродинамических весов, расположенная в рабочей части трубы, не оказывает критического влияния на качество потока. Сопоставлены спектры пульсаций полного давления в окрестности диффузора при наличии и отсутствии вихрегенераторов.

Гарифуллин М.Ф. «Определение параметров колебаний конструкции самолета при бафтинге» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 52, № 3, с. 75-90 (2021)

Рассматриваются вопросы определения параметров колебаний конструкции самолета при бафтинге. Задача решается с применением процедуры редуцирования системы уравнений. Представлены вариант, использующий разложение решения в ряд Фурье по гармоникам нагрузки, и вариант, использующий процедуру интегрирования шагами по времени. Приведены результаты расчетов. Показана возможность численного моделирования явления бафтинга с оценкой частот и амплитуд колебаний упругой конструкции самолета при сравнительно небольших вычислительных затратах.

Овчинников В.В., Петров Ю.В., Филимонов С.В. «Расчет аэроупругих характеристик крыла при колебаниях в дозвуковом потоке методом дискретных особенностей» Деформация и разрушение материалов, № 3, с. 21-29 (2020)

DOI: 10.31044/1814-4632-2020-3-21-29 Рассмотрена задача определения суммарных и обобщенных аэродинамических сил для крыла самолета при колебаниях в сжимаемом потоке с учетом реальных частот его собственных колебаний. Обоснована необходимость разработки оперативных численных методов решения поставленной задачи, которая приводится к краевой задаче типа Неймана для скалярного уравнения Гельмгольца. Приведены результаты численных расчетов для крыла самолета Як-130. Ключевые слова: аэроупругость, математическая модель, поток сжимаемого газа, метод дискретных вихрей, аэроупругие характеристики крыла

Зверков И.Д., Крюков А.В. «Воздействие на пограничный слой крыла малоразмерного летательного аппарата с помощью волнистой поверхности. Проблемы и перспективы (Обзор)» Прикладная механика и техническая физика, 62, № 3, с. 180-198 (2021)

Представлен способ улучшения аэродинамических характеристик малоразмерных летательных аппаратов, основанный на таких фундаментальных газодинамических явлениях, как локальный отрыв пограничного слоя с образованием так называемых отрывных пузырей, отрыв турбулентного пограничного слоя и срыв потока с передней кромки крыла, изменяющий всю структуру течения при обтекании тела. Приводится обзор работ, устанавливающих взаимосвязь перечисленных явлений, и работ, описывающих способ воздействия, устраняющего неблагоприятные последствия отрыва потока с помощью волнистой поверхности крыла. Этот метод рассматривается как перспективный и простой в реализации, определяются области его применимости и приведены критерии оптимизации волнистости поверхности крыла для конкретных условий эксплуатации. Приведены результаты исследований, показывающие, что использование волнистой поверхности на крыльях или лопастях летательных аппаратов может улучшить их аэродинамические характеристики. Отмечены структурные элементы пограничного слоя, такие как локальные отрывные пузыри или общая отрывная зона, и приведены критерии их появления, что способствует верификации численных экспериментов.

Беспорточный А.И., Бурмистров А.Н. «О месте звуковых точек в критическом течении» Вестник Самарского государственного технического университета. Серия: Физико-математические науки, 25, № 3, с. 519-530 (2021)

На основе анализа трехмерных уравнений Эйлера исследуются стационарные безвихревые баротропные течения газа. Критическими в статье называются течения, в которых число Маха всюду меньше или равно единице, и при этом хотя бы в одной точке число Маха достигает единицы. В 1954 году Гилбарг и Шифман показали, что если в критическом течении существует внутренняя (не лежащая на обтекаемой поверхности) звуковая точка, то она лежит на плоской звуковой поверхности, которая во всех своих точках перпендикулярна вектору скорости газа и не может заканчиваться внутри потока (теорема о звуковой точке). На основе этой теоремы Гилбарг и Шифман получили важный для задач максимизации критического числа Маха вывод. Он состоит в том, что при критическом обтекании для широкого класса обтекаемых тел звуковые точки могут располагаться только на его поверхности. Этот вывод существенным образом используется при построении форм обтекаемых тел с максимальным значением критического числа Маха (при заданных изопериметрических условиях). В представляемой статье рассматривается вопрос о кривизне линий тока во внутренних звуковых точках критических течений. Показывается, что эта кривизна равна нулю. В результате получается новое необходимое условие существования внутренней звуковой точки (и звуковой поверхности). Оно состоит в том, что в точке пересечения со звуковой поверхностью нормальная кривизна обтекаемой поверхности в направлении нормали к звуковой поверхности должна равняться нулю. Приводятся примеры обтекаемых тел, для которых теорема Гилбарга и Шифмана (о звуковой точке) не дает ответа на вопрос о месте расположения звуковых точек. При этом новое необходимое условие позволяет доказать, что существование внутренних звуковых точек при критическом обтекании этих тел невозможно.

Матяш И.С. «Применение полуэмпирических критериев отрыва для верификации численного решения в задаче двумерного дозвукового турбулентного течения в криволинейном канале» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 52, № 4, с. 34-46 (2021)

ассмотрен важный шаг верификационного цикла, когда численное решение сопоставляется с имеющимися аналитическими или полуэмпирическими данными. Приведено описание критерия отрыва пограничного слоя Бам–Зеликовича. Обсуждена возможность образования замкнутой отрывной зоны и дано толкование критерия Корста присоединения отрыва в дозвуковом потоке. Представлены результаты численных расчетов, выполненных в приближении URANS с применением различных моделей турбулентности. Проведены сопоставления всех полученных решений.