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)

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.

Чувахов П.В., Погорелов И.О., Илюхин И.М., Федоров А.В. «Источники турбулентности сверхзвукового пограничного слоя на прямом крыле с тонким параболическим профилем» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 198-199 (2021)

Возникновение турбулентности – одна из ключевых проблем фундаментальной аэрогидродинамики и прикладной аэродинамики летательных аппаратов нового поколения, таких как высокоэкономичные и экологически чистые самолёты с естественной и/или искусственной ламинаризацией, сверхзвуковые пассажирские самолёты (СПС) с низким уровнем звукового удара. Физические механизмы возникновения и развития турбулентности в сверхзвуковых пограничных слоях изучены слабо. Крейсерский полёт современных СПС предполагается на высоте ∼20 км при числах Маха до 4 (напр., серия СПС Aerion). Некоторые модели имеют крыло малой стреловидности, для которого не реализуется механизм неустойчивости поперечного течения. В этом случае ламинарно-турбулентный переход на гладкой поверхности крыла протекает по малошумному сценарию, включающему восприимчивость пограничного слоя к внешнему воздействию и дальнейший рост неустойчивых мод пограничного слоя вниз по потоку вплоть до формирования турбулентного течения. До сих пор остаётся неясным, какое внешнее воздействие является при этом определяющим. Объектом исследования настоящей работы является прямое крыло с тонким параболическим профилем, характерное для СПС, летящего в стандартной атмосфере на высоте 20 км при числе Маха 3.

Козлов Н.М. «Описание коррелированных пристенных пульсаций давления в локальной сверхзвуковой зоне» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 85-86 (2021)

Исследуется возможность описания коррелированных пристенных пульсаций давления проводится методом задания нормированного взаимного спектра с помощью двух характеристик – скорости распространения возмущений U и вероятностных характеристик потери коррелированности Λ, то есть, величин, которые раздельно моделируют само понятие турбулентного течения. Локально эти величины играют роли фазовой скорости и масштабов корреляции. Так как они задаются в каждой точке пространства, то они, по сути, являются полями фазовой скорости и масштабов корреляции. Описание взаимных спектров получается более компактным, так как исчезает одна пространственная переменная. Однако процесс задания полей U и Λ по сути является эвристическим и не может быть полностью автоматизирован. Задавать эти поля в каждом конкретном случае надо, основываясь не только на экспериментальных данных о самом взаимном нормированном спектре, но и на общих физических соображениях, исходя из геометрии течения, сравнения с аналогичными конфигурациями, численных расчётов, измерениях как осреднённых, так и вероятностных характеристик данного течения, в том числе и спектров мощности пульсаций. При этом полученные поля локальных фазовой скорости и масштабов корреляции играют роль промежуточных данных, необходимых для дальнейшего обобщения и построения полной модели, позволяющей рассчитывать нормированный взаимный спектр. Для проверки работоспособности указанного метода исследовались пульсации давления, создаваемые безотрывным пограничным слоем, испытывающим влияние градиента давления. Полученные в эксперименте реализации пульсаций давления в совокупности с осреднёнными характеристиками позволяют с помощью рассматриваемого метода представлять поле пульсаций для всех наблюдавшихся режимов течения. Данный метод даёт возможность аппроксимировать измеренные значения взаимного спектра одноточечными характеристиками поля пульсаций.

Кириллова И.В., Коссович Л.Ю «Асимптотическая теория волновых процессов в оболочках вращения при ударных поверхностных и торцевых нормальных воздействиях» Известия Российской академии наук. Механика твердого тела, № 2, с. 35-49 (2022)

Обобщаются работы авторов по математическому моделированию нестационарного напряженно-деформированного состояния (НДС) оболочек при ударных воздействиях на их лицевые поверхности и на торцы. Математическое моделирование основывается на использовании асимптотического метода построения приближенных теорий для составляющих в разных областях фазовой плоскости решения, где имеют место принципиально разные его свойства и наблюдаются разные значения показателей изменяемости и динамичности. Выделены области, в которых работают двумерная изгибная составляющая теории Кирхгофа–Лява, квазиплоская задача теории упругости, гиперболический погранслой в окрестности волны сдвига и эллиптический погранслой в окрестности условного фронта поверхностных волн Рэлея. Приведен вывод асимптотически оптимальных уравнений эллиптического погранслоя, имеющего место как в случае касательных ударных поверхностных воздействий, так и в случае ударных торцевых воздействий нормального типа. При этом в случае торцевого воздействия задача для полубесконечной оболочки сводится с помощью выделения частного решения к эквивалентной задаче для оболочки бесконечной. В качестве примера построены решения для эллиптического погранслоя в цилиндрических оболочках для обоих случаев нагрузки. Использованы интегральные преобразования Лапласа по времени и Фурье по продольной координате. Обращение интегральных преобразований дало возможность представить решения с помощью элементарной функции arctg от сложных аргументов. Анализ этих решений в малой окрестности квазифронта (условного фронта поверхностных волн Рэлея) позволил определить их свойства при удалении от квазифронта по продольной координате.

Мазуров А.П., Таковицкий С.А. «Носовая часть тела вращения с минимальным аэродинамическим сопротивлением в диапазоне больших дозвуковых скоростей» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 1, с. 90-100 (2022)

Решена задача построения осесимметричных носовых частей, имеющих при заданном ограничении на удлинение минимальное аэродинамическое сопротивление в диапазоне больших дозвуковых скоростей полета. Поиск оптимальных форм основан на подходах локальной линеаризации, которые были использованы при анализе результатов моделирования в рамках уравнений Навье-Стокса и обеспечили сходимость с предельным уменьшением числа прямых расчетов процесса численной оптимизации при большом числе геометрических параметров (более 70). Исследовано влияние на сопротивление дополнительных ограничений, накладываемых на кривизну образующей. Дано сопоставление построенных носовых частей и носовых частей, обладающих близкими к оптимальным значениям характеристиками при дозвуковых и сверхзвуковых условиях: полукаверны Рябушинского и усеченного степенного тела. Подтверждена известная особенность тел, реализующих при заданной длине нулевое или минимальное волновое сопротивление, – возможность образования переднего торца как участка краевого экстремума.

Корольков А.И., Князева К.С., Шуруп А.С. «Акустическая локация на основе метода тройной корреляции» Известия РАН. Серия физическая, 86, № 1, с. 105-109 (2022)

Исследуются возможности и ограничения метода тройной корреляции в задачах акустической локации. В качестве зондирующего сигнала предложено использовать псевдошумовую последовательность, тройная автокорреляционная функция которой близка к дельта-функции. В рамках численного моделирования и лабораторного эксперимента демонстрируются возможности применения этого сигнала в задачах акустической локации.

Бычков О.П., Фараносов Г.А. «Разработка нового метода определения характеристик осесимметричной моды пульсаций давления в ближнем поле турбулентной струи» Акустика среды обитания. Сборник трудов Пятой Всероссийской конференции молодых ученых и специалистов (АСО-2020). Москва, 24 апреля 2020 г., с. 32-40 (2020)

Для расчетной оценки шума взаимодействия струи и крыла самолета необходимо иметь информацию о характеристиках гидродинамических пульсаций ближнего поля струи, рассеивающихся на задней кромке крыла. В предыдущих работах данные характеристики были получены при помощи расположенной в ближнем поле изолированной струи системы многомикрофонных азимутальных колец. Однако применение данного подхода затруднительно при наличии спутного потока из-за замывания потоком измерительной системы. В связи с этим в настоящей работе предложен метод определения характеристик пульсаций осесимметричной моды изолированной турбулентной струи, реализуемый как в статических условиях, так и в условиях наличия спутного потока. Данный подход включает в себя измерения пульсаций скорости на оси струи при помощи термоанемометра. Измеренные пульсации скорости на основе уравнения сохранения импульса пересчитываются в пульсации давления на оси струи. И наконец, производится пересчет пульсаций давления с оси струи в ближнее поле при помощи собственных функций, рассчитанных в рамках уравнения типа Рэлея с учетом реальных профилей средней скорости струи в каждом поперечном сечении. Надежность данного подхода была проверена в статических условиях при помощи сравнения данных, полученных с помощью пересчета с оси, с данными прямых измерений в ближнем поле струи. Таким образом, разработанный метод делает возможным проведение оценки влияния спутного потока на эффект шума взаимодействия струи и крыла самолета.

Бычков О.П., Фараносов Г.А. «Оценка влияния угла установки на шум взаимодействия струи и крыла самолета» Акустика среды обитания. Сборник трудов Шестой Всероссийской конференции молодых ученых и специалистов (АСО-2021). Москва, 21 мая 2021 г., с. 59-65 (2021)

Одним из значимых источников шума современного магистрального самолета является взаимодействие турбулентной реактивной струи с крылом. Генерация дополнительного шума в этом случае связана с рассеянием на задней кромке крыла/закрылка гидродинамических пульсаций ближнего поля струи, неизлучающих в отсутствие крыла. При теоретическом или экспериментальном исследовании данного источника шума часто вместо сложного механизированного крыла рассматривают плоскую пластину, параллельную оси струи, что позволяет упростить как теоретические выкладки, так и снизить стоимость проведения эксперимента. В предыдущих работах авторов для построения полуэмпирической модели шума взаимодействия также рассматривалась упрощенная конфигурация, где крыло заменялось полуплоскостью, на задней кромке которой рассеивались возмущения, моделирующие псевдозвуковые пульсации ближнего поля струи. В данной работе рассматривается влияние угла отклонения полуплоскости на поле рассеяния, что позволяет дать верхнюю оценку чувствительности модели к углу отклонения закрылка на реальном крыле. Для этого поставлена и решена при помощи метода Винера–Хопфа соответствующая модельная задача, в которой полуплоскость установлена под некоторым углом по отношению к направлению распространения возмущений ближнего поля. Используемый подход позволяет получить решение в явном виде и проанализировать влияние на характеристики шума взаимодействия рассматриваемого изменения геометрии.

Кузнецов С.В., Голубев А.Ю., Потокин Г.А. «Пристеночные пульсации давления в турбулентном пограничном слое вблизи боковой кромки выступа» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 84-85 (2021)

Формирующийся на поверхности фюзеляжа турбулентный пограничный слой является одним из основных источников шума в салоне пассажирского самолёта. Шум возникает в результате возбуждения вибраций упругой конструкции пристеночными пульсациями давления. Наличие выступающих элементов на гладкой поверхности приводит к возмущению пристеночной области течения и существенному увеличению интенсивности пульсаций давления. Также встаёт вопрос исследования взаимодействия между турбулентностью набегающего потока и отрывным течением вокруг выступа. Этой проблеме посвящены, в частности, работы. Однако исследования поля пульсаций давления вблизи боковой кромки выступа на сегодняшний день ограничиваются работой, в которой не затрагивается важный для акустики вопрос корреляции между различными полями пульсаций давления, являющийся предметом исследования в данной работе. Экспериментальные исследования проводились на дозвуковой малошумной аэродинамической трубе П-2 Московского комплекса ЦАГИ при скорости 41 м/с. Высота исследуемого выступа составляла 7% от толщины набегающего пограничного слоя. Результаты измерений показывают наличие существенной корреляции между полем пристеночных пульсаций давления набегающего турбулентного пограничного слоя и полем пульсаций давления вблизи боковой кромки выступа. Процесс генерации возмущений в зоне отрыва потока вблизи угла выступа синхронизирован по фазе с возмущениями в набегающем потоке. Данное обстоятельство свидетельствует о наличии нелинейного взаимодействия между различными областями течения. Это может приводить к усилению вибраций обтекаемой поверхности.

Абдрашитов Р.Г., Попов О.Ю., Чучкалов И.Б. «Угловые колебания подвесных устройств в открытых отсеках самолёта» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 86-87 (2021)

Подвесное вооружение современных боевых летательных аппаратов для уменьшения их радиолокационной заметности располагаются внутри фюзеляжа в специальных отсеках. При открытии отсеков для применения вооружения, под воздействием знакопеременных аэродинамических нагрузок, возникают низкочастотные колебания подвесных изделий, амплитуды которых в условиях ограниченных размеров спецотсека, могут быть критичными, особенно, для габаритных подвесных изделий. В работе представлена методика расчета колебаний габаритного подвесного изделия в открытом отсеке под воздействием аэродинамических сил и моментов, вызванных вхождением набегающего потока в отсек.

Кузнецов С.В., Голубев А.Ю. «Когерентность пульсаций давления на поверхности прямого-обратного уступа в турбулентном пограничном слое» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 87-88 (2021)

Несмотря на простоту геометрии уступа, динамика турбулентного течения в его окрестности обладает большой сложностью. Отрыв набегающего потока сначала с гладкой поверхности перед уступом, а затем – на его острой кромке приводит к образованию двух последовательных областей рециркуляционного течения, которые характеризуются значительной нестационарностью и периодически сливаются в единую отрывную зону. В результате можно поставить вопрос о том, приводит ли данное явление к распространению возмущений вниз по потоку из области отрыва перед уступом. Данное явление, впервые обнаруженное в лётном эксперименте на летающей лаборатории Ту-144ЛЛ, пока ещё не получило физического объяснения. Экспериментальные исследования проводились на дозвуковой малошумной аэродинамической трубе П-2 Московского комплекса ЦАГИ при скорости 41 м/с. Высота исследуемого выступа составляла 6% от толщины набегающего пограничного слоя. Результаты измерений показывают наличие значительной низкочастотной когерентности поля пристеночных пульсаций давления вблизи передней кромки уступа. При примерно одинаковом расстоянии между датчиками большая корреляция наблюдается в направлении против потока. В направлении потока она быстро вырождается по мере формирования возмущений в области рециркуляционного течения за передней кромкой уступа. Несмотря на это, по мере продвижения вниз по потоку низкочастотная когерентность вновь начинает возрастать и сохраняется даже в следе за уступом. Это свидетельствует об устойчивости формирующихся перед уступом возмущений.

Абдухакимов Ф.А., Веденеев В.В. «Флаттер прямоугольных пластин при малой сверхзвуковой скорости с ненулевым углом скольжения» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 95-96 (2021)

При взаимодействии панелей обшивок летательных аппаратов с потоком воздуха при больших скоростях полета может возникать явление панельного флаттера, то есть потеря устойчивости и интенсивные вибрации панелей обшивки. Обычно панельный флаттер не приводит к немедленному разрушению летательного аппарата, но приводит к накоплению усталостных повреждений панелей или повышенному уровню шума, снижение которого возможно, например, дополнительным демпфированием панелей или использованием специальных шумопоглощающих материалов. Связанный тип панельного флаттера обусловлен взаимодействием двух собственных мод панели. Одномодовый тип панельного флаттера обусловлен отрицательным аэродинамическим демпфированием и характеризуется отсутствием слияния собственных частот и значительного изменения формы колебаний в потоке. В работе исследуется устойчивость бесконечной серии тонких упругих прямоугольных пластин, шарнирно опертых по всем краям. Пластина обтекается с одной стороны однородным сверхзвуковым потоком идеального невязкого газа. С другой стороны пластины задано постоянное давление, так что невозмущенное состояние пластины является плоским. Границы панельного флаттера определяются при различных значениях угла скольжения. При этом изучается случай сверхзвуковой передней кромки. Результаты настоящей работы могут быть использованы для создания метода снижения уровня шума, обусловленного флаттером, возникающим при косом обтекании панели обшивки летательного аппарата.

Бычков О.П., Фараносов Г.А., Дубровин И.А. «Использование особенностей структуры пульсаций ближнего поля струи для расширения возможностей физического эксперимента» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 123-124 (2021)

В настоящей работе представлен модифицированный вариант процедуры пересчета пульсаций скорости в пульсации давления в заданной точке ближнего поля, не требующий радиального пересчета с оси струи по сравнению с работой О.П. Бычков, Г.А. Фараносов. О связи пульсаций скорости и давления на оси и в ближнем поле турбулентной струи // Изв. РАН МЖГ. 2021. № 4 С. 41-51. Для статических условий и при наличии спутного потока получены соотношения, связывающие спектры пульсаций давления со спектрами пульсаций продольной компоненты скорости. Полученные соотношения проверены на данных численного моделирования турбулентной струи.

Анохина Е.Н., Горбушин А.Р., Столяров Е.П., Тытык М.Н. «Пульсации полного и статического давления в перфорированной рабочей части трансзвуковой аэродинамической трубы Т-128» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 124-125 (2021)

При исследовании ламинарно-турбулентного перехода пограничного слоя, акустических и нестационарных аэродинамических характеристик моделей летательных аппаратов в аэродических трубах важно знать уровень и характер пульсаций параметров потока в рабочей части, в том числе полного и статического давления. Одно из первых исследований пульсаций давления в аэродинамических трубах ЦАГИ выполнено под руководством С. П. Стрелкова. В трансзвуковой аэродинамической трубе ЦАГИ Т-128 измерены пульсации статического давления на перфорированных и щелевых стенках рабочих частей. В настоящей работе исследуются пульсации полного и статического давления на границе ядра потока рабочей части № 1 аэродинамической трубы Т-128.

Бакланов В.С. «Процессы генерирования, распространения и снижения шума самолетов, обусловленного виброакустическим воздействием двигателей нового поколения» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 240-242 (2021)

Для планера современного самолета характерно несколько десятков собственных форм колебаний в низкочастотной части спектра (изгибных и крутильных форм колебаний фюзеляжа, крыша, стабилизатора и других элементов конструкции планера. Взаимодействие некоторых из них с динамическим воздействием силовой установки может привести к генерированию в кабине самолетов дискретных низкочастотных составляющих шума высокого уровня. Акустическое поле гермокабины претерпевает существенное изменение, где низкочастотные составляющие возвышаются в общем спектре на 30–40 дБ. Если для решения проблем шума на местности, видимо, потребуется перенос внимания с традиционных методов (установки низкочастотных ЗПК, от которых требуется повышенная высота) на методы борьбы с шумом в источнике (широкохордные лопатки вентилятора, технология блиск, актуаторы). То для решения проблем структурного шума и обеспечения условий работы экипажа и безопасности полетов необходима разработка нового поколения крепления двигателей с учетом реальных динамических характеристик планера самолетов и корпусов двигателей нового поколения

Волкова А.О. «Струйно-перфорированные границы как эффективный способ уменьшения индукции границ при испытании модели профиля в трансзвуковой аэродинамической трубе» Вестник Московского авиационного института, 28, № 4, с. 28-38 (2021)

Предложен новый метод уменьшения влияния стенок рабочей части аэродинамической трубы – струйно-перфорированные границы, которые представляют собой комбинацию перфорированных панелей и управляемого пограничного слоя. Исследование данной концепции проводилось с использованием классической тестовой модели профиля МАСА-0012 в трансзвуковой аэродинамической трубе ЦАГИ Т-112. Для получения характеристик модели при обтекании безграничным потоком проведено численное моделирование. Анализ результатов позволил сделать ряд принципиальных выводов о возможности уменьшения влияния стенок и выбрать комбинации параметров струйно-перфорированных границ, при которых индукция границ минимальна.

Карпов И.А., Гребенников А.С. «Параметрический метод измерения потерь в колебательных системах» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 134 (2021)

Экспериментальное определение потерь в акустических средах и упругих конструкциях является одной из не до конца решенных проблем. В настоящее время анализ колебаний вибрационных и акустических систем преимущественно основан на разложении полей давления или вибраций по собственным формам колебаний или, иначе, по нормальным модам. Для многих простых систем модальные параметры (масса, жесткость, потери) можно рассчитать теоретически. Однако, для сложных систем определение модальных параметров требует применения экспериментальных методов. Особые трудности вызывает определение коэффициентов потерь. Обычно применяют следующий спектральный метод: если в спектре отклика системы есть ярко выраженные резонансы, коэффициенты потерь при определенных условиях можно оценить по ширине резонансных пиков. Но, если резонансов много, и они накладываются друг на друга, задача сильно усложняется. Также имеются методы определения модальных параметров (собственных частот и демпфирования) во временной области. Многие из них основаны на измерении и анализе свободных затухающих колебаний систем. Все они используют метод Прони разделения экспоненциальных сигналов, который очень чувствителен к наличию помех. Однако, в последнее время для идентификации модальных параметров стали применять так называемые параметрические методы, основанные на изучении дискретно-временных случайных процессов: сравнительно небольшое число параметров моделей давало возможность повысить точность оценок спектральной плотности мощности, не говоря уже о возможности прогнозирования сигналов за пределами временных окон измерения; все перечисленное дает надежду на успешное использование параметрических моделей в области идентификации параметров колебательных систем. В работе описан один из таких методов, основанный на авторегрессионных АРСС-моделях случайных колебаний вибрационных и акустических систем. Метод опробован в лабораторном эксперименте: показано, что точность определения потерь параметрическим методом не уступает точности некоторых классических методов, основанных на спектральном анализе, кроме того, продемонстрировано важное свойство экономичности параметрического метода.

Алексюк А.И. «Области пониженной полной энтальпии в ближнем следе за телом в потоке вязкого газа» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 1, с. 69-80 (2022)

Изучается влияние формы обтекаемого тела на степень охлаждения (снижение температуры торможения) газа в областях пониженной полной энтальпии в следе. Течения моделируются путем численного решения уравнений Навье-Стокса для задач двумерного обтекания теплоизолированных тел потоком вязкого совершенного газа при числах Рейнольдса Re=1000 и Маха M_→=0.4. В качестве обтекаемых тел рассматриваются цилиндры эллиптического сечения и пара круговых цилиндров, расположенных поперек потока. Обсуждается точность результатов упрощенной модели для описания этого явления на основе поля скоростей в развитом следе. Приводятся примеры, показывающие, что неучет перераспределения полной энтальпии при вихреобразовании в подобных моделях может приводить к значительным расхождениям с данными численных расчетов в вихревых ядрах.

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.

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.