Бойчук И.П., Гринек А.В. «Предсказание широкополосного шума винтов при помощи численного моделирования» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 212 (2021)

Представлен подход к предсказанию широкополосного шума винтов на основе

Колесник Е.В., Смирнов Е.М., Смирновский А.А. «Численное исследование автоколебаний при сверхзвуковом обтекании вязким газом области сочленения пластины и затупленного ребра» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 219-221 (2021)

Макаров В.Е., Шорстов В.А. «Разработка численного метода расчета широкополосного шума ротор-статорного взаимодействия вентилятора ТРДД с использованием зонного RANS-LES подхода» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 231-233 (2021)

Рассматривается задача о широкополосном и тональном шуме модельной вентиляторной ступени, экспериментальные и расчетные исследования которой проводились в рамках программы NASA Source Diagnostic Test. Задача решается в зонной постановке на основе расчетной методики со входом в зону LES в ∼10% хорды лопатки ротора за задними кромками лопаток ротора. Основным рассматриваемым режимом является режим посадки, для которого широкополосная составляющая шума доминирует.

Белов В.Г., Дегтярев В.В., Синер А.А. «Разработка методики расчета генерации звука вентиляторной ступенью авиационного двигателя.» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 233 (2021)

Снижение шума авиационного двигателя для обеспечения его конкурентоспособности на мировом рынке невозможно без внедрения в инженерную практику самых современных методик проектирования основных источников. Основным источником шума современного гражданского двигателя является вентиляторная ступень. Наиболее важные механизмы генерации звука вентиляторной ступенью: ротор-статор взаимодействие между рабочей лопаткой вентилятора и спрямляющим аппаратом, шум вращения рабочего колеса вентилятора, в особенности шум, создаваемый скачками уплотнения, вращающимися вместе с рабочей лопаткой вентилятора на режимах взлет и набор высоты. В докладе рассматриваются вопросы разработки методики расчета шума вентиляторной ступени авиационного двигателя. Анализируются результаты расчетов, выполненных группой авторов за последние два года. Для расчета течения используются нестационарные уравнения Навье–Стокса и Рейнольдса, а также численные схемы 2–4 порядка аппроксимации по времени и пространству. Для расчета на высоких режимах особое внимание уделяется специальной методике с адаптацией сетки для расчета генерации звука системой вращающихся скачков уплотнения. На основе выполненного анализа результатов численных расчетов разрабатываются практические рекомендации по выполнению расчетов шума вентиляторной ступени.

Дружинин Я.М., Милешин В.И., Россихин А.А. «Расчетное исследование тонального шума вентилятора с надроторным устройством» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 233-234 (2021)

Представлено расчетное исследование влияния надроторного устройства (НРУ) на тональный шум вентилятора с ультранизкой окружной скоростью вращения ротора. Разработанный в ЦИАМ вентилятор является моделью высокоэффективного малошумного одноступенчатого вентилятора перспективного редукторного ТРДД гражданского применения со сверхвысокой степенью двухконтурности. НРУ щелевого типа, влияние которого на шум вентилятора исследовалось в рамках данной работы, было разработано в ЦИАМ на основании опыта предыдущих исследований.

Ворошнин Д.В., Маракуева О.В., Муравейко А.С. «Подходы к моделированию надроторных устройств в осевых компрессорах» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 234-235 (2021)

Работа посвящена численному исследованию влияния щелевого надроторного устройства (НРУ) на работу осевых компрессоров авиационных двигателей на различных режимах. НРУ представляет собой кольцевую полость, которая соединяется с проточной частью щелями. На неоптимальных режимах работы возникает перепад давлений, под действием которого происходит циркуляция воздуха через НРУ из застойных зон в межлопаточном канале рабочего колеса в канал перед рабочим колесом.

Милешин В.И., Панков С.В., Россихин А.А. «Расчет тонального шума вентилятора РСУ с поворотными лопатками» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 235-236 (2021)

Рассматривается тональный шум вентилятора распределенной силовой установки (РСУ) регулируемого поворотом рабочих лопаток. Для распределенной силовой установки со сверхвысокой степенью двухконтурности поворотные лопатки вентилятора позволяют обойтись без использования регулируемого сопла и громоздкого реверсивного устройства створчатого типа.

Ворошнин Д.В., Маракуева О.В. «Моделирование аэроупругого поведения лопаток осевого компрессора в нестационарном потоке» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 236-237 (2021)

Работа посвящена рассмотрению упрощенных подходов, в которых проводится последовательное решение газодинамической составляющей и твердотельной. Все расчеты проведены с использование ПК Numeca Fine/Turbo.

Епихин А.С., Елизарова Т.Г. «Численное моделирование газодинамики процесса взаимодействия недорасширенных струй с наклонной преградой» Теплофизика и аэромеханика, № 4, с. 509-517 (2021)

Представлены результаты численного моделирования сложных ударно-волновых структур, возникающих при взаимодействии сильно недорасширенной струи с наклонной преградой. Исследования проведены при углах отклонения пластины 45, 60 и 90°, что соответствует различным типам интерференции скачков уплотнения. Для расчёта газодинамических характеристик течения использовался программный комплекс OpenFOAM и решатель QGDFoam, который базируется на решении системы регуляризованных (квазигазодинамических) уравнений. Выполнено сравнение структур течения и распределения давления на преграде с результатами, полученными с применением схемы Курганова–Тадмора, и экспериментальными данными. Выявлены особенности применения данного подхода для расчета сложных ударно-волновых структур потока с наличием тройных точек, контактных разрывов и низкоэнтропийных струек.

Мажуль И.И. «Численное моделирование трехмерного сверхзвукового течения в канале с взаимодействием плоского скачка уплотнения с продольно-ребристой поверхностью» Теплофизика и аэромеханика, № 4, с. 519-530 (2021)

Представлены результаты численного моделирования сверхзвукового течения в канале прямоугольного поперечного сечения, имеющем продольно-ребристую нижнюю поверхность. Канал содержит сужающийся входной участок, где обечайкой генерируется скачок уплотнения, падающий на нижнюю поверхность, и последующий участок постоянного поперечного сечения. Численное моделирование выполнено для вязкого трехмерного течения на основе осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье–Стокса и модели турбулентности k-w SST. Расчеты проведены при числе Маха набегающего потока М=4.

Волков К.Н., Емельянов В.Н., Ефремов А.В. «Численное моделирование взаимодействия ударной волны с плотным слоем частиц» Инженерно-физический журнал, 94, № 3, с. 658-667 (2021)

Выполнено численное моделирование нестационарного течения газа, содержащего инертные частицы, в ударной трубе на основе модели взаимопроникающих континуумов, в которой газовая и дисперсная фазы описываются наборами уравнений сохранения массы, импульса и энергии и уравнением эволюции объемной доли дисперсной фазы. Основные уравнения являются гиперболическими и решаются с использованием численного метода типа Годунова повышенной точности. Обсуждается ударно-волновая структура течения в рабочей секции ударной трубы и приводятся пространственно-временные зависимости его параметров. Результаты численного моделирования сравниваются с имеющимися экспериментальными и расчетными данными.

Бойко А.В., Демьянко К.В., Кириловский С.В., Нечепуренко Ю.М., Поплавская Т.В. «Об определении пороговых N-факторов положения ламинарно-турбулентного перехода в дозвуковом пограничном слое вытянутого сфероида» Прикладная механика и техническая физика, 62, № 6, с. 3-7 (2021)

Представлены результаты численного исследования ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое вытянутого сфероида с помощью газодинамического пакета ANSYS Fluent с подключаемым оригинальным модулем ламинарно-турбулентного перехода, разработанным на базе e^N-метода. На основе экспериментальных данных предложен метод определения раздельных пороговых N-факторов для различных механизмов перехода.

Бахвалов П.А., Дубень А.П., Козубская Т.К., Родионов П.В. «EBR схемы для призматических слоев гибридной неструктурированной сетки» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 150-151 (2021)

В последние два десятилетия наибольшее развитие в области численных методов для решения уравнений газовой динамики получили схемы высокого порядка точности, такие как разрывный метод Галёркина (DG), полиномиальные конечно-объемные схемы, метод спектральных элементов. Данные схемы успешно применяются в настоящее время для прямого численного моделирования (DNS) и моделирования при помощи метода крупных вихрей (LES), однако в области индустриальных приложений их использование пока носит достаточно ограниченный характер. В значительной степени это связано с потерей высокого порядка точности на разрывах или существенным увеличением вычислительной стоимости для его сохранения, а также с повсеместным использованием в практических задачах систем уравнений Навье–Стокса, осредненных по Рейнольдсу (RANS), и гибридных LES-RANS подходов, высокая точность решения которых часто не приводит к ожидаемому повышению качества численных результатов. Рассматриваемое в настоящем исследовании семейство вершинно-центрированных реберно-ориентированных конечно-объемных схем EBR, основанных на квазиодномерной реконструкции переменных для аппроксимации конвективных потоков, как правило, на произвольной неструктурированной сетке обладает только вторым порядком точности. В то же время высокая вычислительная эффективность совместно с повышенной точностью, достигаемой благодаря расширенным шаблонам, обуславливает применимость и целесообразность использования данных схем для широкого класса индустриальных задач. Одной из таких задач является моделирование внешнего турбулентного обтекания, для которого часто применяются гибридные неструктурированные сетки с призматическими слоями, состоящими из элементов высокой степени анизотропии. Следствием построения на данных призматических слоях прямолинейных квазиодномерных реконструкций согласно оригинальной формулировке схем EBR (SEBR) является значительный дисбаланс расстояний внутри шаблона, который может приводить к понижению точности численных результатов и возникновению неустойчивости в процессе расчета. Для устранения указанных негативных эффектов предлагается использовать в призматических сеточных слоях криволинейные шаблоны реконструкций . Описаны принципы и алгоритмы их построения для двумерного и трехмерного случая.

Сауткина С.М. «Использование разрывного метода Галеркина для построения решения уравнений Навье–Стокса» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 152-153 (2021)

Проведена разработка и адаптация алгоритма RKDG-метода (Runge–Kutta Discontinuous Galerkin) для численного моделирования двумерных течений вязкого нетеплопроводного сжимаемого газа. Представлен прототип параллельного программного комплекса, реализующий RKDG-метод на неструктурированных сетках. В качестве тестового примера рассмотрено обтекание тонкой пластины потоком вязкой несжимаемой среды задача Блазиуса, для которой известно точное решение.

Абалакин И В., Васильев О.В., Жданова Н.С. «Расширение метода штрафных функций Бринкмана для сжимаемых течений вокруг подвижных твердых тел» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 157-158 (2021)

Классические подходы к численному моделированию течения газа вокруг твердых тел основаны на использовании расчетной сетки, определяющей поверхность раздела двух сред с помощью сеточных узлов. Эти узлы используются в процессе численного расчета для задания граничных условий. К настоящему времени получило развитие и другое направление, в котором выполнение граничных условий на поверхности твердого тела обеспечивается методом погруженных границ. Применение этого метода не требует построения согласованной с границей расчетной сетки, что существенно упрощает ее построение, особенно для задач со сложной геометрией обтекаемых тел. Один из вариантов метода погруженных границ – метод штрафных функций Бринкмана, основная идея которого заключается в моделировании твердого тела в предположении пористой среды с низкой проницаемостью. Для этого в уравнениях моментов и энергии системы газодинамических уравнений добавляются штрафные функции, отличные от нуля в области пористой среды. Преимуществом метода является возможность контроля ошибки через изменение значений штрафного параметра, при этом его математическое обоснование для течений несжимаемой жидкости основывается на доказанной сходимости решения системы уравнений Навье–Стокса со штрафными функциями к точному решению при стремлении штрафного параметра к нулю. Кроме того, этот метод, относясь к классу методов штрафных функций, характеризуется относительной простотой численной реализации в рамках разнообразных методик расчета. Оригинальная формулировка метода штрафных функций Бринкмана ограничивает область его применимости задачами моделирования несжимаемых течений с изотермическим граничным условием на поверхности обтекаемого тела. Ранее (Ph. Angot, C.-H. Bruneau, P. Fabrie. A penalization method to take into account obstacles in incompressible viscous flows. Numer. Math., v. 81, № 4, 1999, pp. 497-520) было представлено расширение этого метода для сжимаемых течений вокруг неподвижных тел, основанное на включении в математическую модель твердого тела уравнения неразрывности для пористой среды. Меняя коэффициент пористости в этом уравнении, можно увеличить акустическое сопротивление пористой среды и, тем самым, обеспечить корректность описания отражения звуковых волн от границы поверхности тела. В настоящей работе модифицированный метод штрафных функций Бринкмана для сжимаемых течений, представленный в работе (Q. Liu, O.V. Vasilyev. Brinkman Penalization method for compressible flows in complex geometries. J. Comput. Phys., V. 227, № 2, 2007, pp. 946-966) обобщен для применения в задачах обтекания подвижных тел.

Абалакин И.В., Жданова Н.С., Козубская Т.К. «Численное моделирование обтекания осциллирующего профиля с использованием метода погруженных границ» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 158-159 (2021)

Интерес к исследованиям течений газа вокруг осциллирующего аэродинамического профиля обусловлен многообразием их приложений. Например, до сих пор остается актуальной разработка микро- и нано-летательных аппаратов, в которых традиционные роторные двигатели заменены крыльями, совершающими маховые движения. Также подобные механизмы, в сочетании с роторными ветровыми турбинами, используются для генерации энергии. Результаты исследований срыва вихрей с поверхности осциллирующего профиля применяются при разработке методов подавления флаттера органов управления самолета, лопастей вертолета и турбомашин. Одной из ключевых задач, возникающей при построении методики численного моделирования обтекания осциллирующего профиля, является учет движения границы. Наиболее распространенными методами ее решения является применение деформируемых сеток, скользящих сеток, технологии Chimera, а также неинерциальной системы координат. Реализация скользящих сеток и технологии Chimera включает обработку интерфейса сеточных блоков с несовпадающими узлами, что с неизбежностью приводит к потере точности численного решения, что может быть критичным в случае сильной завихренности течения или при наличии ударных волн. Метод деформации сетки ограничивает амплитуду колебания профиля и углы его возможного поворота. Подход, подразумевающий использование неинерциальной системы координат тоже не лишен недостатков. Например, он не может быть использован, если моделируется обтекание тандема профилей, движущихся по разным законам. В работе представлена методика моделирования сжимаемых течений вокруг осциллирующего профиля, в которой движение его границы учитывается альтернативным подходом, основанным на применении метода штрафных функций Бринкмана, относящимся к классу методов погруженных границ.

Федорченко Ю.П., Чащин Г.С., Шорстов В.А. «Разработка быстрого численного метода расчёта распространения акустических возмущений на основе решёточных уравнений Больцмана» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 159-161 (2021)

Представлены результаты исследования возможностей метода решёточных уравнений Больцмана (LBM) определять акустические возмущения на примере задачи из линейной акустики о взаимодействии двумерного монополя и отражающего возмущения круга (sound hard boundary). Эта задача позволила рассмотреть способность численного метода к определению следующих физических явлений: распространение бегущих волн малой амплитуды, дифракция волн с последующей интерференцией падающей и отражённой волн, а также вязкую диссипацию бегущей волны.

Денисов С.Л., Остриков Н.Н. «Приложение метода конечных элементов к задаче извлечения импеданса на установке «Интерферометр с потоком» с учетом неоднородности потока в 2D и 3D случаях» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 162-163 (2021)

Наиболее эффективным способом снижения шума вентилятора авиадвигателя является облицовка его каналов звукопоглощающими конструкциями (ЗПК), параметры которых подбираются таким образом, чтобы обеспечить максимальное снижение шума на местности на различных режимах работы двигателя в течение взлетно-посадочного цикла полета самолета. Успех настройки параметров ЗПК зависит, в том числе, от качества их исследований в стендовых условиях, в частности, на установках типа «Интерферометр с потоком», предназначенных для определения импеданса ЗПК в зависимости от их геометрических параметров, скорости потока и уровня звукового поля. Структура и принцип работы всех таких установок одинаков: рабочая часть установки представляет собой длинный узкий канал прямоугольного сечения, плоский испытательный образец помещается заподлицо одной боковой стенки канала, а извлечение импеданса основано на характеристиках звукового поля в канале, измеряемых с помощью микрофонов, установленных на других боковых стенках канала. Поперечные размеры канала выбираются из условия обеспечения существенно одномодового распространения звука в практически значимом диапазоне частот на реализующихся скоростях потока. Задача определения импеданса из результатов измерения акустического давления на микрофонах относится к классу обратных задач, и для её решения необходимо использовать ту или иную математическую модель распространения звука в канале при наличии импедансных граничных условий и потока. В большинстве применяемых методов извлечения импеданса ЗПК предполагается, что поток в канале является однородным с граничным условием Ингарда–Майерса на импедансной стенке канала, а в ряде методов применяется двумерная модель, основанная на решении двумерного уравнения Придмора–Брауна, описывающего распространение звука в двумерном неоднородном потоке с обыкновенным импедансным граничным условием. При этом, начиная с 1990-х годов, для решения прямой задачи о распространении звука в канале с потоком стал применяться Метод Конечных Элементов (МКЭ). Однако реальные средние потоки в каналах установок типа «Интерферометр с потоком» обладают трехмерной неоднородностью. Кроме этого, испытуемые образцы ЗПК могут иметь поперечно неоднородный импеданс (анизотропный ЗПК). Основная трудность применения трехмерных моделей распространения звука в неоднородных завихренных потоках связана с необходимостью учета взаимодействия акустических и гидродинамических возмущений. В работе S. Denisov, N. Ostrikov, M. Yakovets, M. Ipatov Investigationof Sound Propagation in Rectangular Duct with Transversally Non-uniform Flow and AnisotropicWall Impedance by Asymptotic Theory and 3D Finite Element Method // 25th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, AIAA-2019-2640 был развит комбинированный метод решения задачи о распространении возмущений в произвольном трехмерном плоскопараллельном потоке на основании применения асимптотического подхода и метода Бубнова–Галёркина в рамках МКЭ к решению линеаризованных уравнений Эйлера с обыкновенными импедансными граничными условиями на стенках прямоугольного канала. На основе данного метода в работе N. Ostrikov, M. Yakovets, S. Denisov, M. Ipatov Experimental Investigation of Mean Flow Profile Effects on Impedance Eduction for Multi-Segment Liners // 25th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, AIAA-2019-2638 был предложен новый метод извлечения импеданса ЗПК на установках типа «Интерферометр с потоком». В этих работах была продемонстрирована принципиальная реализуемость и важность предложенных подходов к извлечению импеданса ЗПК на указанных установках. Настоящая работа посвящена развитию методов и подходов, предложенных ранее и имеет методический характер. Проводится исследование и анализ влияния числа/типа конечных элементов, двумерной или трёхмерной модели распространения в канале, а также профиля средней скорости потока на вычисляемые значения звукового поля и извлекаемые значения импеданса. При этом основное внимание уделено реализации МКЭ не только для линейных, но и квадратичных (двумерных и трёхмерных) конечных элементов, рассмотрены новые варианты минимизирующего функционала, а также возможность установки измерительных микрофонов в различных секциях (в том числе боковых) установки «Интерферометр с потоком». Совокупность этих факторов способна повысить точность расчёта распределения звукового поля в установке «Интерферометр с потоком» и, как следствие, повысить точность решения задачи по извлечению импеданса на установках подобного класса.

Толстых А.И., Липавский М.В., Широбоков Д.А. «Параллельная реализация мультиоператорной схемы 16-го порядка: приложение к задачам неустойчивости вихрей и пограничных слоев» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 163-164 (2021)

Рассматривается семейство схем для уравнений Эйлера и Навье–Стокса, основанное на мультиоператорных аппроксимациях производных с обращением двухточечных операторов. Порядки этих аппроксимаций равны 2n, где n – число определяющих их свободных параметров. Схемы эти содержат (опционно) дополнительные диссипативные члены, определяемые мультиоператорами с другими свободными параметрам. Эти мультиоператоры положительны в Гильбертовом пространстве сеточных функций, а их действия имеют (2n–1)-й порядок малости. Свобода выбора параметров позволяет достичь высокой разрешающей способности схем в коротковолновом диапазоне Фурье-гармоник и обеспечить контролируемые спектральные свойства диссипации. Хотя схемы были построены и тестированы для n≤18, вычисления с применением распараллеленного кода были осуществлены для случая n=8. Основой для эффективного распараллеливания послужило большой число однотипных операций бегущего счета. В работе представлена общая идея MPI-параллелизации рассматриваемого типа алгоритмов и представлены оценки ускорения при различном числе ядер. Оказалось, что при решении уравнений Навье–Стокса на сетке 3000×200×100 незначительное отклонение от идеального ускорения наблюдалось лишь в окрестности 512 ядер. Представлены результаты прямого численного моделирования возникновения и развития неустойчивости двух типов – неустойчивости вихря Гауссовского типа в дозвуковом потоке и неустойчивость Толмина–Шлихтинга в дозвуковом пограничном слое. Общей чертой этих вычислений было отсутствие каких-либо искусственных возбуждений. «Возбудителями» неустойчивости оказались малые отличия численных решений от точных, широкополосные спектры которых указывали на некоторую аналогию с естественным турбулентным фоном в экспериментах. В случае вихря показано, как при старте от точных решений уравнений Эйлера очень малые отклонения от них (порядка машинной точности), имеющие спектры типа белого шума, течением времени перерастают в осциллирующие системы квадрупольного типа. Приведены мгновенные поля течений, позволяющие наблюдать тонкие детали их эволюции. В случае пограничного слоя представлен интересный сценарий прерывистого образования волновых пакетов с меняющейся интенсивностью. Распространяясь вниз потоку, пакеты увеличивают амплитуды своих наполнений и расширяют свои спектры. Некоторые пакеты создают отрывы вихрей, что создает пики в спектрах акустического давления. В целом, несмотря на дозвуковой режим, наблюдается соответствие с классической теорией Толмина–Шлихтинга для несжимаемой жидкости.

Егоров И.В., Новиков А.В., Чувахов П.В. «Численное моделирование развития турбулентных пятен в сверхзвуковом пограничном слое на пластине» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 165-167 (2021)

В ряде случаев переход к турбулентности в пограничном слое происходит через рождение, увеличение и слияние отдельных турбулентных областей течения – турбулентных пятен. Многочисленные исследования подтверждают, что турбулентное пятно имеет примерно треугольную форму и характеризуется тремя параметрами: скоростью переднего и заднего фронтов и полууглом раскрытия, который быстро убывает с ростом числа Маха. Измерение турбулентных пятен в экспериментах технически сложная и дорогая задача, особенно при сверхзвуковых скоростях. Кроме того, экспериментальные данные часто имеют разброс до 100%. Прогресс в вычислительной технике и методах позволил моделировать распространение турбулентных пятен и изучать их характеристики с большей повторяемостью результатов. Однако требования к вычислительным ресурсам при таких исследованиях остаются очень высокими и опубликовано лишь несколько работ данной тематики. В настоящей работе выполняется прямое численное моделирование развития турбулентных пятен различных начальных амплитуд в пограничном слое на плоской пластине при обтекании потоком с числом Маха M_∞=6. На эволюцию пятна существенно влияет температурный фактор поверхности. В настоящей работе рассматривается «горячая» пластина с температурой T_w/T_e=7.0 (примерно соответствует адиабатической стенке).

Гусева Е.К., Егоров Ю.Э. «Расчет шума от заслонки в упрощенном вентиляционном воздуховоде с помощью вихреразрешающего подхода в сочетании с волновым уравнением» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 167-169 (2021)

Сложность предсказания характеристик шума, генерируемого турбулентным течением, привела к появлению множества методов расчета, различающихся по точности, сложности и вычислительным затратам. Наиболее точным из них является прямой метод моделирования шума, предполагающий совместный расчёт генерации звука турбулентными структурами и распространения звуковых волн в рамках единой системы газодинамических уравнений. При его использовании необходимо разрешение всех длин волн, вносящих вклад в шум, в расчетной области вплоть до приемника, что зачастую приводит к непомерно высоким вычислительным затратам. Альтернатива такому подходу – гибридные методы, в которых расчет основного течения и расчет распространения звука проводятся раздельно с использованием различных уравнений. Наиболее часто используются интегральные гибридные методы, однако их применение ограничено внешними задачами, в которых нет препятствий между источниками шума и приемниками. Относительно новые дифференциальные гибридные методы, в которых используются дифференциальные модели распространения звука, лишены этих ограничений. Один из таких подходов, разработанный для расчета шума течений с низкими числами Маха и внедренный в коммерческий код ANSYS FLUENT, основан на совместном решении уравнений движения жидкости в несжимаемой постановке и волнового уравнения, продемонстрированы возможности этого подхода на примере расчета шума, возникающего при обтекании заслонки, установленной в модель вентиляционного воздуховода квадратного сечения

Горобец А.В., Дубень А.П., Руано Х., Триас Ф.Х. «Оценка возможностей новых модификаций подхода DDES для расчета аэродинамики и аэроакустики струи» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 170-171 (2021)

Известно, что вычислительная аэроакустика предъявляет особые требования к точности численного решения в ближнем поле. Если аэродинамика и турбулентность будут моделироваться недостаточно корректно, то точность оценки шума в дальнем поле от источника будет крайне низка. В этом контексте рассматриваются два основных вопроса, связанных с практическим использованием вихреразрешающих подходов: как влияет численная дискретизация дифференциальных операторов на качество результатов и, если используется какая-либо подсеточная модель турбулентности, как эта модель влияет на результаты. Поскольку акустика очень чувствительна к точности воспроизводимых полей течения, используемых для расчета шума в дальнем поле, схемы повышенной точности (и повышенного порядка) являются очень востребованными в настоящее время. Ранее для расчета шума от турбулентных струй авторы использовали схемы высокого порядка. Однако они не имеют обобщения на неструктурированные сетки. Альтернативой схемам высокого порядка является использование низкодиссипативных схем 2-го порядка на вычислительных сетках, удовлетворяющих определенным критериям качества. Такого рода схемы использовались в других работах. Другой вариант – схемы 2-го порядка повышенной точности с расширенными численными шаблонами. Расчеты аэродинамики и шума струй с помощью алгоритмов, построенных на подобных схемах, представлены в G.A. Bres, F.E. Ham, J.W. Nichols and S.K. Lele. Unstructured large-eddy simulations of supersonic jets. AIAA J., vol. 55, no. 4, pp. 1164-1184, 2017 и A.P. Duben and T.K. Kozubskaya. Evaluation of quasi-one-dimensional unstructured method for jet noise prediction. AIAA J., vol. 57, no. 12, pp. 5142-5155, 2019. Другим важным аспектом алгоритма, влияющим на точность расчета в целом и аэроакустики, в частности, является подход к моделированию турбулентности. Гибридные методы RANS-LES представляются наиболее оптимальными с точки зрения баланса между точностью и вычислительной стоимостью: они позволяют производить расчеты течений с высокими числами Рейнольдса на сравнительно небольших сетках (относительно LES и DNS подходов). Среди них наиболее распространены незонные методы семейства DES, которые в настоящее время продолжают развиваться. Текущие исследования сосредоточены на решении так называемой проблемы серой зоны, которая возникает при расчете сдвиговых слоев. Эта проблема, главным образом, заключается в задержке перехода решения от стационарного RANS к развитому трехмерному LES в слоях смешения. Общая методология уменьшения проблемы серой зоны заключается в совместном использовании специального адаптивного (к течению) подсеточного масштаба с продвинутыми, чувствительными к квазидвумерному характеру течения, LES моделями вместо модели Смагоринского (как в базовой формулировке метода DES). Целью настоящей работы является исследование возможностей и ограничений современных модификаций подхода DES для предсказания шума в дальнем поле. В качестве объекта исследования рассматривается затопленная дозвуковая (M_jet=0.9) ненагретая круглая турбулентная струя с числом Рейнольдса Re_D 1.1·10⁶. Данная задача является показательным тестом работоспособности вихреразрешающей методики ввиду того, что шум струи очень чувствителен к точности моделирования эволюции слоев смешения.

Бахнэ С., Михайлов С.В., Трошин А.И. «Сравнение аппроксимаций конвективных членов в методах семейства DES» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 172 (2021)

Исследуется вопрос уровня диссипации численных схем для аппроксимации конвективных членов уравнений газовой динамики. Диссипативные свойства разностных схем играют решающую роль при использовании методов семейства LES. В случае гибридных методов (например, DES, DDES) возникает проблема: предпочтительные для LES центральные разности оказываются неустойчивыми в пограничных слоях в режиме RANS, а противопоточные схемы, общепринятые для RANS, излишне диссипативны в области LES. Они порождают избыточную схемную вязкость, которая разрушает мелкие вихри. В результате точность описания турбулентного переноса может существенно упасть. Одним из решений данной проблемы является использование гибридных численных схем, которые становятся противопоточными в RANS-областях и центрально-разностными в LES. Однако не все центрально-разностные схемы дают устойчивое решение. Ранее для выбора численной схемы предлагается проводить расчёт вырождения однородной изотропной турбулентности без подсеточной модели. Ещё одной проблемой корректного использования вихреразрешающих (гибридных) подходов является калибровка констант модели турбулентности. Калибровка также, как правило, производится в задаче о вырождении однородной изотропной турбулентности. При этом должна быть обеспечена правильная скорость затухания кинетической энергии турбулентности и эволюция формы энергетического спектра. Оптимальные значения констант зависят от численного метода. Однако при использовании слабодиссипативных схем и корректно сформулированных подсеточных моделей результат не должен зависеть от шага сетки, если он достаточно мал. Вопрос о влиянии аппроксимации диффузионных членов был рассмотрен ранее, а настоящая работа нацелена на изучение конвективных членов. В качестве подсеточной (гибридной) модели в работе используется DES на базе модели SST и оригинальная гибридная модель семейства DES на базе DRSM-модели SSG/LRR-ω. Основным предметом текущего исследования являются центрально-разностные и противопоточные способы аппроксимации конвективных членов, а также их взаимодействие с помощью различных переходных и весовых функций.

Валиев Х.Ф., Крайко А.Н., Пьянков К.С., Тилляева Н.И. «О роли численных и аналитических «инструментов» при описании «звукового удара»» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 193 (2021)

Рассматриваются возможности численных и аналитических инструментов описания звукового удара – следствия сверхзвуковой скорости летательных аппаратов. Несмотря на стремительный рост быстродействия и памяти компьютеров и прогресс вычислительной газовой динамики, возможности численного решения уравнений течения ограничены расчетом структур, возмущения параметров в которых не очень малы (больше 10^–2–10^–3 их значений в невозмущенном потоке). В результате при изучении звукового удара численный расчет обтекания летательных аппаратов ограничен расстояниями в несколько их длин при удалении земной поверхности на сотни таких длин. На бoльших расстояниях используется численно-аналитический аппарат со сложными формулами – решениями линеаризованных уравнений Эйлера и главными нелинейными поправками к ним. Важный результат таких расчетов – осесимметричная асимптотика, согласно которой вдали от летательного аппарата структуры, примыкающие к головной ударной волне, затухают, как осесимметричные, свои на разных меридиональных плоскостях. В докладе с учётом опыта расчетов ударно-волновых структур перед сверхзвуковыми решетками показана возможность быстрого и точного расчета ударно-волновых структур звукового удара при численном решении уравнений Эйлера без ограничений на расстояния и малую интенсивность затухающих ударных волн. Ключевую роль при этом играет адаптация разностной сетки к особенностям ударно-волновой структуры звукового удара. В известных авторам программах расчета звукового удара в приближении уравнений невязкого газа в лучшем случае удается обнаружить лишь движение в требуемом направлении. Правильно адаптированных сеток нет нигде. Наконец, расчет эволюции структуры звукового удара в осесимметричном приближении с удаления в 15–20 длин летательного аппарата до земной поверхности сведен к мгновенному (доли секунды на персональном компьютере) решению задачи Коши для обыкновенных дифференциальных уравнений.

Босняков И.С., Клюев Н.А. «Идентификация вихрей и анализ мод неустойчивости, полученных из данных нестационарного расчёта LES» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 228-229 (2021)

Рассматривается численное решение задачи о вихревом следе за самолётом.

Клименко Д.В., Кондратов А.В., Тимушев С.Ф., Ли Дж. «Численное исследование нестационарного потока и источника пульсаций давления в центробежном насосе с многоярусным центробежным колесом» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 249-250 (2021)

В настоящее время все большее значение придается изучению проблем повышения надежности и ресурса центробежных насосов – основного источника шума в гидросистемах, ключевого источника гидродинамических колебаний системы питания современных турбонасосных агрегатов ЖРД. Первые упоминания об этой проблеме появляются в 1960-х гг. в связи с разрушением крупных промышленных насосов. Гидродинамическая вибрация возбуждается пульсациями давления, возникающими в проточной полости насоса за счет гидродинамических источников различной природы, к которым относятся вихреобразование, рециркуляция потока, кавитация, ступенчатая неоднородность параметров потока на выходе из центробежного рабочего колеса. Последний фактор вызывает генерацию пульсаций давления на так называемых частотах следования лопаток или на частоте прохождения лопаток (ЧСЛ) и ее высших гармониках и комбинационных частотах, которые доминируют в спектрах. Эти колебания давления являются неотъемлемой частью рабочего процесса центробежного насоса. В центробежных насосах они имеют большую амплитуду из-за особенностей формирования шаговой неоднородности потока в центробежной лопаточной решетке. Детальные исследования параметров потока при абсолютном и относительном движении на выходе из рабочего колеса центробежных насосов, вентиляторов, компрессоров подтверждают, что течение в лопаточном канале и на выходе из центробежного рабочего колеса имеет значительную неоднородность из-за особенностей формирования пограничного слоя в канале лопатки и вторичных течений. Хорошо известно, что физическая природа пульсаций давления в центробежном насосе является совокупным проявлением псевдозвуковых и акустических возмущений. Псевдозвук или вихревая мода быстро затухает вниз по течению от ротора, оставляя лишь акустическую моду колебаний давления в напорном трубопроводе. Двойственный характер пульсаций давления в центробежных насосах можно учесть, применив декомпозицию с введением акустико-вихревых уравнений. Особенно резкое изменение параметров потока происходит у входных кромок направляющих лопаток и вблизи языка спирального отвода; поэтому выбору оптимального зазора между ротором и направляющим аппаратом или языком спиральной камеры уделяется столь большое внимание, что подтверждается экспериментальными данными из разных источников по амплитуде пульсаций давления и динамических напряжений в центробежных насосах. CFD-моделирование в настоящее время становится рутинным подходом для исследований в задачах пульсаций давления и акустики. Исследования пульсаций давления в рабочей полости насоса дают информацию о нестационарных нагрузках, а также о генерации вибрации и шума в насосе. Известно, что применение многоярусных центробежных колес (с дополнительными лопатками) дают улучшение кавитационных и энергетических параметров, в то время как мало результатов относительно их влияния на пульсации давления в турбомашинах. Очевидно, что применение сплиттеров снижает неравномерность параметров потока на выходном радиусе центробежного рабочего колеса, и амплитуду пульсаций давления, и шум ЧСЛ, поэтому полезны исследования их оптимальной формы и положения в канале основной лопатки. Для этого планируется использовать воздушную модель центробежного насоса. Получены результаты численного моделирования пульсации давления с применением двухярусного центробежного колеса.

Ворошнин Д.В., Горобец А.В., Дубень А.П., Загитов Р.А., Козубская Т.К., Маракуева О.В., Шуваев Н.В. «Разработка системы проектирования и расчета турбомашин TurboR&D» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 251 (2021)

Приводится описание основного функционала блочно-структурированного сеточного генератора для лопаточных машин, эффективность которого уже подтверждена на обширной базе примеров турбомашин различного типа. Также обсуждаются преимущества разрабатываемого сеточного генератора перед существующими коммерческими кодами и основные этапы его дальнейшего развития. Описываются основные характеристики 3D газодинамического решателя уравнений Навье–Стокса NOISEtte, адаптируемого совместно с ИПМ им. М.В. Келдыша РАН. Приводится оценка его возможностей при решении задач турбомашиностроения на базе валидации и сравнения результатов и скорости работы с другими решателями для ряда примеров.

Саулькина О.А., Комкин А.И. «Оценка колебательной скорости в горле резонатора Гельмгольца» Акустика среды обитания. Сборник трудов Шестой Всероссийской конференции молодых ученых и специалистов (АСО-2021). Москва, 21 мая 2021 г., с. 239 (2021)

Произведен обзор методов измерения акустических характеристик отверстий. Проведено сравнение трех методов определения акустических характеристик отверстия, являющегося горлом резонатора Гельмгольца – численным расчетом на основе конечно-элементного моделирования, на основе измерений в импедансной трубе методом двух микрофонов и через измерение звукового давления в камере резонатора

Храмцов И.В., Кустов О.Ю., Пальчиковский В.В. «Определение акустических характеристик полномасштабного образца реальной однослойной сотовой звукопоглощающей конструкции на основе численного моделирования» Защита от повышенного шума и вибрации: Сборник докладов VII Всероссийской научно-практической конференции с международным участием, 19–21 марта 2019 г., СПб, с. 231-243 (2019)

Проведено определение акустических характеристик однослойного образца реальной сотовой звукопоглощающей конструкции путем численного моделирования физических процессов в интерферометре с нормальным падением волн. Численное моделирование выполнено на основе решения нестационарных уравнений Навье-Стокса с учетом сжимаемости в полной трехмерной постановке. Отмечено высокое согласование акустических характеристик образца ЗПК, полученных в численном моделировании и в эксперименте. Показано, что проведение численного моделирования только на одной ячейке ЗПК также дает результаты, хорошо соответствующие эксперименту, что позволяет в дальнейшем применить данный подход для предсказания акустических характеристик образцов резонансных ЗПК с более сложной геометрией.

Мондрус В.Л., Сизов Д.К. «Применение метода конечных разностей для моделирования распространения звуковых волн в замкнутой области» Защита от повышенного шума и вибрации: Сборник докладов VII Всероссийской научно-практической конференции с международным участием, 19–21 марта 2019 г., СПб, с. 639-648 (2019)

Акиньшин Р.В., Карабасов С.А., Воронцов В.И., Титарев В.А., Солнцев И.А. «Численное моделирование шума вертолетного винта» Акустика среды обитания. Сборник трудов Шестой Всероссийской конференции молодых ученых и специалистов (АСО-2021). Москва, 21 мая 2021 г., с. 21-25 (2021)

Рассматривалась нестационарная задача об аэроакустике вертолетного винта на режиме висения. Расчет выполнялся на 64-ядерном процессоре с помощью специального программного комплекса, провалидированного с помощью экспериментальных данных на режиме висения. В рамках задачи была построена сетка и проведено моделирование акустических характеристик несущего вертолетного винта. В работе были получены визуализация поля течения, а также оценка шума в дальнем поле.

Башкатов В.В., Остриков Н.Н., Яковец М.А. «Верификация численного метода конечных элементов для задачи определения коэффициентов отражения звуковых мод от открытого конца канала воздухозаборника при отсутствии потока» Акустика среды обитания. Сборник трудов Шестой Всероссийской конференции молодых ученых и специалистов (АСО-2021). Москва, 21 мая 2021 г., с. 26-35 (2021)

Развитие методов определения модального состава звукового поля, генерируемого вентилятором двигателя в канале воздухозаборника, требует учета эффекта отражения звука, от открытого конца канала воздухозаборника. В настоящей работе проводится верификация численного метода конечных элементов решения уравнения Гельмгольца с точки зрения точности расчета комплексных коэффициентов отражения звуковых мод с различными азимутальными и радиальными числами от открытого конца полубесконечного цилиндрического канала с жесткими стенками на основе сравнения с известным аналитическим решением. В том числе, проведено сравнение звуковых полей, рассчитанных в дальнем поле. При расчетах варьировалось число ячеек сетки. Показано, что результаты, полученные методом конечного элемента, совпадают с высокой точностью с таковыми, полученными на основе точного аналитического решения, как внутри канала, так и в дальнем поле.

Халиулин Р.Р., Антонов Т.Э. «Расчетное и экспериментальное исследование шума газовых струй» Акустика среды обитания. Сборник трудов Шестой Всероссийской конференции молодых ученых и специалистов (АСО-2021). Москва, 21 мая 2021 г., с. 266-271 (2021)

Шум, возникающий в результате истечения высокоскоростных струй в затопленное пространство, широко встречается в различных технических устройствах. Шум негативно влияет как на здоровье человека, так и на конструктивные элементы. В связи с этим исследование параметров шума высокоскоростных газовых струй является актуальной научно-технической задачей. В представленной работе приведены результаты численных исследований течения воздушных струй, истекающих из сопла диаметром 55 мм. Расчетные данные получены с использованием стандартной κ–ε модели турбулентности. Верификация результатов численных исследований проведена на базе имеющихся экспериментальных данных.

Неклюдов Д.А., Протасов М.И. «Моделирование времен пробега и акустических волновых полей лучевым методом с аппроксимацией распространения широкополосного сигнала применительно к задачам сейсмики» Геофизические технологии (Предыдущее название 2014–2017 гг.: "Технологии сейсморазведки"), № 3, с. 4-17 (2021)

Рассмотрен метод для расчета частотно-зависимых лучей, который позволяет просто и эффективно аппроксимировать распространение широкополосного сигнала. Проведен сравнительный анализ этого метода со стандартным лучевым и конечно-разностным методами в задачах расчета времен пробега и расчета волновых полей в сложноустроенных средах. Показана его перспективность для решения задач сейсмики.

Садин Д.В. «Численное и аналитическое исследование разлета газовзвеси в закрытой ударной трубе» Научно-технические ведомости Санкт-Петербургского государственного политехнического университета. Физико-математические науки, 14, № 4, с. 40-49 (2021)

Поставлена и решена задача разлета смеси идеального газа и несжимаемых сферических монодисперсных частиц в закрытой ударной трубе. Получено асимптотически точное решение начальной (автомодельной) стадии разлета газовзвеси с мелкодисперсной фракцией. Для неравновесного случая частиц бoльшего размера задача решена численно гибридным методом крупных частиц второго порядка аппроксимации по пространству и времени. Выявлены двухскоростные эффекты расслоения течения и границы раздела сред на контакт в газовой фазе и скачок пористости, а также взаимодействия с ними отраженной ударной волны. Для поздней стадии разлета установлено, что динамика слоя газовзвеси подобна нелинейной колебательной диссипативной системе с затуханием и дрейфом расщепленных контактных границ, зависящих от размеров дисперсных включений.

Аникин В.А., Артемчук Н.В., Асланов А.Р., Герасимов О.В., Индруленайте Я.А., Пашков О.А. «Численное моделирование аэродинамики несущего винта в широком диапазоне режимов» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 40 (2021)

Представлены результаты исследований аэродинамики одиночного трехлопастного несущего винта легкого многоцелевого вертолета диаметром 8,4 м на режимах висения и горизонтального полета, проведенных в ООО «ВР-Технологии». Исследования проводились с использованием математической модели, основанной на решении дискретных аналогов уравнений газодинамики для модели вязкого сжимаемого газа на трехмерных структурированных и неструктурированных расчетных сетках. Азимутальное и маховое движение абсолютно жестких лопастей несущего винта учитывалось с помощью технологий вложенной и динамической перестраиваемой расчетной стеки. Также представлены полученные суммарные и распределенные нестационарные аэродинамические характеристики несущего винта, а также структура обтекания лопастей, проанализировано влияние технологии учета движения лопастей на получаемые результаты, доказана физичность и непротиворечивость результатов, полученных с использованием разных математических моделей. Проведено сравнение результатов численного моделирования с экспериментальными данными, полученными в АДТ Т-101 ЦАГИ.

Титарев В.А., Чернышев С.А., Фараносов Г.А. «Численное моделирование тонального шума некоторых винтовых конфигураций с помощью кода «Гербера»» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 50 (2021)

В НИО-9 ЦАГИ разрабатывается расчетный код «Гербера», предназначенный для моделирования аэроакустики винтовых конфигураций на основе численного решения уравнений Эйлера и Навье–Стокса. Отличительной особенностью кода является возможность моделирования сложных конфигураций (винт+пилон, биротативный винт). Оценка тонального шума в дальнем поле проводится с помощью постпроцессора, реализующего метод Фокса Вильямса–Хоукингса с конвективной функцией Грина. В настоящем докладе приводится обзор последних результатов, полученных с помощью кода «Гербера», включая сравнение с опубликованными в литературе расчетными и экспериментальными данными для одиночного самолетного винта и расчет шума тематического вертолетного винта в режиме висения. Представленные результаты показывают универсальность и точность кода «Гербера» в применении к задачам расчета шума винтов в дальнем поле.

Тимушев С.Ф., Яковлев А.А., Мошков П.А. «Численное моделирование шума воздушного винта легкомоторного самолета» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 51-52 (2021)

В работе представлена модель для расчета тональных составляющих шума воздушного винта. Выполнен численный расчет шума малонагруженного 4-лопастного воздушного винта диаметром 3.6 м. Расчет выполнен для случая работы изолированного винта на месте на номинальном режиме работы силовой установки. Представлено сравнение результатов численного моделирования с данными ранее выполненного эксперимента и с результатами расчета по полуэмпирической модели шума

Картышев М.О. «О необходимости корректировки базы данных ANP для моделирования расчетных контуров» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 138-139 (2021)

В 2005 году была разработана база данных по шуму и летно-техническим характеристикам воздушных судов (ANP database), которая в совокупности описывает физические характеристики самолета и двигателей. Также база данных содержит задекларированную информацию о том, как меняется взлетная масса воздушного судна (ВС) в зависимости от пройденного пути в предположении, что ее изменение влияет на создаваемый ВС уровень шума в точке на местности при его расчете для каждого сегмента траектории движения. Приведенные по умолчанию взлетные массы предполагают, что полезная нагрузка (пассажиры, багаж и груз) составляет 65% от максимальной полезной нагрузки, что не следует путать с более часто упоминаемым коэффициентом загрузки пассажиров, который на практике может достигать 90%, поскольку он не включает никаких грузовых перевозок. Тем не менее, показатель 65% не всегда может быть репрезентативными для деятельности конкретной авиакомпании в конкретном аэропорту.

Картышев М.О. «Система мониторинга авиационного шума как средство корректировки расчетных границ шумового воздействия» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 139-140 (2021)

Применение системы мониторинга АШ для верификации границ седьмой подзоны приаэродромной территории (ПАТ) – это не только подтверждение границы седьмой подзоны, но и механизм выделения отдельных шумовых зон, для которых принятие управленческих решений по организации работы аэродрома позволит изменить шумовую обстановку в ее границах в интересах проживающего населения.

Ардашев И.О. «Обработка и анализ данных полевых измерений авиационного шума» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 140-141 (2021)

Первичная обработка данных измерений включает в себя фиксацию значений максимальных уровней звука всех акустических событий для всех мест проведения измерений с оценкой количества и типа операций ВС, соответствующих данному месту. Выделение значений уровней звука по каждому выполненному полету за период наблюдений проводится как путем прямых наблюдений, так путем анализа хронограмм измерений звука. Хронограммы записей звука представляют собой временные последовательности значений уровней звука. Анализ записей уровней звука в местах проведения измерений позволяет однозначно выделить шум авиационного источника из общего шумового фона.

Босняков С.М., Енгулатова М.Ф., Михайлов С.В., Талызин В.А. «Расчетное исследование как неотъемлемая часть методики эксперимента в аэродинамических трубах» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 145-146 (2021)

Показано, что численные расчеты обтекания различных тел являются неотъемлемой частью экспериментальной методики. Они проводятся на разных этапах подготовки эксперимента. Полученная в расчете предварительная информация задает направление экспериментальных исследований, помогает выбрать области для установки экспериментального оборудования и избегать ошибок во время проведения эксперимента, оценивать точность испытаний, а также выполнять коррекцию экспериментальных данных.

Аюпов Р.Ш., Бендерский Л.А., Любимов Д.А. «Влияние несоосности контуров двухконтурного сопла ТРДД на течение струи и её акустические свойства» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 186-187 (2021)

С помощью численного моделирования RANS/ILES-методом проанализировано влияния несоосности в двухконтурном сопле проекта «Computation of Coaxial Jet Noise» (CoJeN) на истекающую из него струю. Получены распределения параметров течения в струе, диаграмма направленности и шум в дальнем поле.

Макаров В.Е., Шорстов В.А. «Расчетное исследование шума модели нового эжекторного выходного устройства для СГС с двигателями малой степени двухконтурности» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 188-189 (2021)

Работа посвящена расчетному исследованию структуры ближнего поля и шума в дальнем поле модели выходного устройства предложенной авторами работы. Модель выходного устройства сформирована из условия высокого перепада давления на сопле равного 2.4, так как шум струй двигателей с двухконтурностью 1.5 и ниже является препятствием для их применения на СГС и поиск способов его снижения актуален.

Александров А.В., Дородницын Л.В., Дубень А.П. «Генерация турбулентных полей скорости методом анизотропных фильтров для задач аэроакустики» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 190 (2021)

Искусственные турбулентные поля скорости широко используются в задачах вычислительной аэроакустики. Среди свойств, которые должны воспроизводиться сгенерированными полями, обычно выделяют несжимаемость (бездивергентность), а также требуемые спектральные характеристики и статистические параметры, такие как одноточечные моменты первого и второго порядка, двухточечные моменты второго порядка. Последнее особенно важно при оценке шума в дальнем поле. Помимо этого, в синтетических полях должны правильно воспроизводиться масштабы турбулентности. В анизотропном случае данное требование относится к масштабам по трем пространственным направлениям. В настоящей работе турбулентные поля генерируются методом анизотропных фильтров. Получаемые поля исследуются с точки зрения свойств, важных для задач вычислительной аэроакустики. Проводится сравнение с наиболее распространенным вариантом спектрального метода.

Абдрашитов Р.Г., Попов О.Ю., Иванушкин Е.А. «Численное моделирование течения в кавернах большого относительного удлинения на высоких числах Маха» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 194-195 (2021)

При создании перспективной авиационной техники перед инженерами возникают вопросы выбора конфигурации открытых отсеков с высокими эксплуатационными свойствами, позволяющими обеспечить требования по допустимым аэроакустическим нагрузкам в широком диапазоне чисел Маха. В этой связи бригадой Виброакустики ПАО «Компания «Сухой» в ПК ЛОГОС были проведены численные исследования масштабных модельных пустых каверн большого удлинения на высоких числах Маха, с целью получения базовых стационарных и нестационарных характеристик течения и пересчёта их в дальнейшем на натурные полости вновь создаваемой техники при выборе геометрии полости подобной исследованным кавернам.

Аксенов А.А., Бывальцев П.М., Бабулин А.А., Шевяков В.И. «IceVision – численное моделирование процессов обледенения самолетов» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 196 (2021)

При эксплуатации летательных аппаратов различного назначения одной из важнейших проблем, связанных с безопасностью полетов, является проблема обледенения их внешней поверхности. При сертификации воздушных судов (ВС) должна быть доказана возможность их безопасной эксплуатации в условиях обледенения (если не накладывается эксплуатационных ограничений на запрет эксплуатации в таких условиях). В ходе работ по достижению этой цели решается ряд задач, связанных с экспериментальным и расчётным моделированием процессов нарастания снежно-ледяных отложений в условиях обледенения, работы противообледенительных систем (при наличии) и пр. Необходимым условием сертификации ВС является экспериментальное подтверждение влияния ледяных отложений на аэродинамические характеристики. На ранних этапах проектирования это влияние получают при испытаниях моделей ВС в аэродинамических трубах с имитаторами ледяных отложений на крыле и оперении, а затем подтверждают в лётных испытаниях также с имитаторами. Основная сложность – правильное определение форм и размеров имитаторов льда. В идеале её можно получить из лётных испытаний в естественных условиях обледенения. Однако практически нереально при проведении испытаний попасть в метеорологические условия, полностью соответствующие нормируемым условиям обледенения. Поэтому для решения этой задачи критическое значение имеет численное моделирование, которое позволяет имитировать условия как нормируемые, так и естественные (полученные в летных испытаниях). По анализу соответствия результатов расчетов данным летных испытаний (в естественных условиях обледенения) проводится валидация компьютерных моделей и обоснование достоверности полученных расчетным способом форм и размеров ледяных образований, соответствующих нормируемым условиям обледенения. В настоящее время основными разработчиками авиационной техники для решения задач, связанных с явлением обледенения, используются двумерные специализированные расчетные методики. Из трехмерных расчетных методик наибольшее распространение получил программный комплекс ANSYSFENSAP-ICE, который также применяется всеми основными разработчиками авиационной техники. Несмотря на широкое распространение, этому программному комплексу присущи серьезные эксплуатационные ограничения, приводящие к значительным затратам инженерных ресурсов при попытке решать задачи обледенения сложных трехмерных конфигураций. Известны попытки разработать аналогичные программные продукты как у нас (ЛОГОС), так и за рубежом (STAR-CCM). Однако, отсутствует в открытых публикациях информация о том, что тот или иной программный продукт, кроме ANSYSFENSAP-ICE, был успешно применен для решения наиболее сложной задачи из класса задач моделирования обледенения – моделирования «влажного» обледенения полной компоновки летательного аппарата в течение длительного времени (45 мин и более). В работе основное внимание уделяется описанию полностью трехмерной методики расчета процессов обледенения IceVision, разработанной на основе отечественного программного комплекса FlowVision. Эта методика основана на физической модели обледенения, которая включает в себя несколько этапов: осаждение капель переохлажденной воды на поверхности самолета, частичное затвердевание, образование льда и течение пленки воды по льду и по свободной ото льда поверхности самолета. В отличие от существующих моделей обледенения, в методике IceVision наросты льда моделируется явным образом, а не через деформацию поверхности самолета. При этом учитывается испарение пленки воды, теплоперенос во льду и испарение (возгонка) льда, учет оторвавшихся от пленки воды капель. Кроме собственно задач обледенения самолета методика позволяет решать также ряд задач, связанных с работой противообледенительной системы самолета. В докладе приводятся результаты моделирования обледенения ВС при различных условиях полета. Также приводятся результаты валидации методики IceVision на экспериментальных и расчетных данных других авторов.

Дубень А.П., Козубская Т.К., Родионов П.В. «Моделирование аэродинамики тестовой конфигурации CRM-HL пассажирского самолета в режиме посадки» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 197-198 (2021)

При решении практических задач валидация математических моделей, численных методов и реализующих их кодов играет ключевую роль. Широкий спектр успешно пройденных валидационных тестов свидетельствует о корректности и надежности используемых подходов, позволяя применять их для решения комплексных ресурсоемких задач. Несмотря на многообразие доступных на данный момент тестов в области вычислительной газовой динамики, потребность в более сложных практико-ориентированных задачах, обеспеченных надежными экспериментальными или численными данными, со временем только возрастает. Косвенным свидетельством этого может служить большое число регулярно проводимых международных мероприятий, посвященных вопросам валидации, одним из которых является AIAA CFD High-Lift Prediction Workshop (HLPW). В качестве основной задачи на четвертом HLPW было выбрано обтекание 10%-й модельной геометрии пассажирского самолета Common Research Model (CRM) в конфигурации high lift (HL), т.е. с выпущенными предкрылками и закрылками, под различными углами атаки (от 2.78 до 21.47°).

Бобков В.Г., Горобец А.В., Жанг Ш., Жонг С., Козубская Т.К. «Численное моделирование аэродинамики и акустики изолированного винта дрона» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 209-210 (2021)

Представлены результаты численного моделирования обтекания вращающегося маломасштабного винта дрона. Для расчета применялась разработанная авторами методика моделирования обтекания вращающегося винта. В численном эксперименте был воспроизведён натурный эксперимент, проведенный в лаборатории HKUST (Гонконг), в котором исследовались аэродинамические и акустические характеристики маломасштабного винта дрона.