Боровой В.Я., Зайцев Е.Г., Мошаров В.Е., Радченко В.Н. «Взаимодействие ударных волн вблизи цилиндра, перпендикулярного притупленной пластине. Часть III. Взаимодействие головной волны цилиндра с косым скачком уплотнения клина и головной волной пластины» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 52, № 4, с. 3-19 (2021)

Исследовано обтекание притупленной пластины, на которой установлены острый клин и другая пластина с цилиндрической передней кромкой. Эта конфигурация моделирует входную часть воздухозаборника прямоугольного поперечного сечения с притупленными входными кромками обечайки и боковой стенки (щеки). Эксперименты проводились в аэродинамической трубе кратковременного действия УТ-1М при числе Маха М_∞=5 и числе Рейнольдса (по длине пластины) Re_L≈6.4·10⁶. Тепловой поток измерялся с помощью люминесцентного термочувствительного покрытия. Использовались различные способы визуализации течения. Определена структура течения в зоне взаимодействия косого скачка уплотнения, генерируемого острым клином, с головными ударными волнами обечайки и щеки при различных положениях обечайки относительно клина. Исследован теплообмен на обечайке и щеке. Выявлены зоны экстремального нагрева. Определена зависимость максимальных величин числа Стантона в зонах интерференции от взаимного расположения клина и обечайки.

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.

Вараксин А.Ю., Васильев Н.В., Вавилов С.Н. «О механизме левитации капель при обтекании тел газокапельными потоками» Доклады Российской академии наук. Физика, технические науки, 501, № 1, с. 38-41 (2021)

С использованием высокоскоростной видеосъемки впервые обнаружен эффект появления капель с околонулевыми скоростями при обтекании тел газокапельными потоками. Образование левитирующих капель происходило вследствие слияния падающих и отраженных от модели капель. Высказано предположение, что основным механизмом появления капель с околонулевыми скоростями является обмен импульсом в результате столкновения капель, имеющих противоположные по направлению и близкие по величине значения скорости. Обнаружен эффект увеличения размера крупных левитирующих капель из-за слияния с ними падающих капель вследствие многократных соударений.

Нейланд В.Я. «Асимптотическая теория взаимодействия пограничного слоя с бегущей ударной волной» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 51, № 2, с. 18-23 (2020)

Сформирована теория взаимодействия ламинарного пограничного слоя с бегущей вверх или вниз по потоку ударной волной. Найден параметр подобия и приведены решения некоторых задач, позволяющих определить зависимость критического перепада давления, вызывающего отрыв пограничного слоя, от скорости движения волны. Показано существенное отличие картины течения при движении волны вниз по потоку от реализующейся при движении вверх по потоку.

Богданов А.Н. «К математическому моделированию взаимодействующего трансзвукового пограничного слоя с нелинейным профилем невозмущенной скорости» Доклады Российской академии наук. Физика, технические науки, 501, № 1, с. 29-32 (2021)

С использованием “трехпалубной” модели исследуется неклассический пограничный слой над твердой плоской пластиной при нестационарном свободном вязко-невязком взаимодействии на трансзвуковых скоростях. Особенностью настоящего исследования является выбор квадратичной зависимости продольной составляющей невозмущенной скорости в пограничном слое от поперечной координаты и непостоянство градиента давления. Показано качественное отличие картины течения в рассмотренном случае от случая линейного профиля скорости в пограничном слое.

Григорьев Ю.Н., Мелешко С.В., Сириват П. «Нестационарные одномерные течения колебательно-возбужденного газа» Прикладная механика и техническая физика, 62, № 3, с. 15-24 (2021)

Проведен полный групповой анализ системы одномерных нестационарных уравнений динамики колебательно-возбужденного газа в случае цилиндрической и сферической симметрии. Показано, что допустимая алгебра Ли не содержит оператор растяжения независимых переменных, с которым для аналогичной системы уравнений идеального газа связаны известные автомодельные решения задач с сильными ударными волнами. Предложена модификация характерного времени релаксации, позволившая дополнить допустимую алгебру Ли системы оператором одновременного растяжения независимых переменных и ввести класс автомодельных решений. На примере задачи о сильном линейном взрыве показано, что решение модифицированной системы уравнений является физически непротиворечивым и достаточно точно описывает известный эффект отставания колебательной температуры от статической за фронтом волны.

Липанов А.М., Русяк И.Г., Суфиянов В.Г. «Исследование влияния колебаний ствола на угол вылета снаряда при выстреле» Вестник Томского государственного университета. Математика и механика, № 68, с. 80-94 (2020)

DOI: 10.17223/19988621/68/8 Рассмотрена задача о продольно-поперечных колебаниях ствола артиллерийского орудия при выстреле в одномерной постановке с учетом начального гравитационного прогиба, массовых сил, давления пороховых газов и массы снаряда. Разностные схемы для решения уравнений продольных и поперечных колебаний ствола получены на основе интегро-интерполяционного метода. Показано, что в вертикальной плоскости имеют место существенные колебания ствола, при этом время затухания колебаний больше промежутка времени между выстрелами, что оказывает влияние на разброс снарядов при стрельбе очередью.