Суржиков С.Т. «Термогазодинамика модельной камеры сгорания этилена в сверхзвуковом потоке» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 3, с. 115-134 (2022)

Представлены результаты численного исследования термогазодинамики модельной камеры гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя со стабилизатором пламени этилена, выполненным в виде каверны несимметричной трапецеидальной формы. Изучены режимы сверхзвукового течения воздуха на входе в камеру сгорания с числом Маха 2.2 при давлении 0.416–1 атм и суммарного расхода этилена порядка 10 г/(с·см) через две форсунки, расположенные в каверне. Использовалась двухмерная вычислительная модель, основанная на системе нестационарных уравнений Навье–Стокса, сохранения энергии, неразрывности смеси газов и отдельных химических компонент, а также системе уравнений химической кинетики. Расчет спектральных и интегральных радиационных тепловых потоков к стенкам камеры выполнялся с использованием уравнения переноса теплового излучения. Показано, что в рассмотренных расчетных случаях плотность конвективного теплового потока к стенкам камеры сгорания может достигать 20 Вт/см², а плотность интегральных радиационных тепловых потоков ∼1 Вт/см².

Юрковский В.С., Сухинин С.В. «Геликоидальный аэроакустический резонанс как прекурсор вращающегося срыва в компрессорных решетках ГТД» Авиадвигатели XXI века. Москва 24–27 ноября 2015 г. Сборник тезисов докладов, с. 278-280 (2015)

Известно, что в окрестности любой периодической решетки могут существовать собственные акустические колебания. Это означает, что энергия собственных акустических колебаний не распространяется по осевой координате. Частоты этих колебаний находятся ниже соответствующей частоты отсечки кольцевого канала, поэтому колебания локализованы в окрестности решетки. Это обуславливает возможность аэроакустических резонансных явлений около любой решетки, в том числе около решеток компрессора ГТД. Ранее были проведены численно-аналитические исследования собственных частот и собственных функций акустических колебаний около решеток пластин. В настоящей работе проведены исследования резонансных явлений, которые описываются собственными волнами, вращающимися в кольцевом канале, содержащем лопатки. Эти резонансные явления локализованы по осевой координате в окрестности одиночной решетки, в окрестности ступени и (или) нескольких ступеней. Основным источником акустических резонансных колебаний являются когерентные вихревые структуры в основном потока газа.

Терентьева Л.В., Нигматуллин Р.З. «Расчет генерации тонального шума и турбины низкого давления на основе моделирования нестационарного течения газового потока» Авиадвигатели XXI века. Москва 24–27 ноября 2015 г. Сборник тезисов докладов, с. 319-321 (2015)

Проведено исследование тонального шума, генерируемого модельной двухступенчатой неохлаждаемой турбиной низкого давления на различных режимах работы. Анализ основан на численном интегрировании системы осредненных по Рейнольдсу трехмерных нестационарных уравнений Навье–Стокса, описывающих турбулентные течения вязкого теплопроводного газа. Полученное в результате расчета поле пульсаций давления преобразуется методами спектрального анализа, что позволяет получить тональные характеристики шума, генерируемого в выходном сечении турбины. Подробное описание метода расчета, а также способа извлечения акустической информации из полученных результатов, приведено ранее.

Халецкий Ю.Д., Милешин В.И. «Перспективные технологии снижения шума вентиляторов авиационных двигателей» Авиадвигатели XXI века. Москва 24–27 ноября 2015 г. Сборник тезисов докладов, с. 275-276 (2015)

Перспективные схемы авиадвигателей должны обеспечить существенное снижение потребления топлива. К счастью, развитие конструктивных параметров вентиляторов авиационных двигателей осуществляется за счет повышения их степени двухконтурности, которое имеет жесткую связь со снижением окружной скорости вентилятора, являющимся наиболее значимым параметром, влияющим на уровень генерируемого шума. За последние 20 лет ведущими авиадвигателестроительными корпорациями мира с целью снижения шума достигнуто снижение окружной скорости вентиляторов стандартной схемы с 450 м/с до 350 м/с при увеличении степени двухконтурности с 5–6 до 10–12. Дальнейший прогресс снижения шума в источнике связан с переходом на другую конструктивную схему авиационных ГТД, а именно – схему двигателя с редуктором. Для редукторного ТРДД окружная скорость вентилятора стандартной схемы может быть снижена до U_b=315–330 м/с, а для вентиляторов биротативной схемы до U_b=280 м/с и ниже. Для создания НТЗ по исследованию акустических характеристик указанных вентиляторов ЦИАМ разрабатывает УСИД на базе модельной ступени вентилятора стандартной схемы С194-2 с U_b=313 м/с. Для биротативных вентиляторов разрабатываются два УСИДа – на базе ступени CRTF2A с U_b=280 м/с, m=10 и на базе ступени вентилятора проекта COBRA с U_b=218 м/с и m=20. В настоящее время в нашей стране и за рубежом выполняются научноисследовательских программы, направленные на разработку методов снижения шума основного источника шума современных самолетов – вентилятора ТРДД. В соответствии с завершенной в этом году российской исследовательской программой, выполнена верификация нескольких таких методов с использованием универсального стендового имитатора двигателя диаметром 700 мм. К ним относятся метод наклона стреловидных лопаток спрямляющего аппарата, использование комбинированных глушителей шума авиационных двигателей, использование пористого материала в качестве второго слоя сопротивления в двухслойных сотовых ЗПК, применение надроторного устройства в виде щелевой проставки в качестве глушителя шума вентилятора, акустического разделителя потока, установленного за СА вентилятора. Эти методы в настоящее время находятся на уровне технологической готовности 4–5. На более низком уровне технологической готовности (2–3) находятся такие методы, как регулировка площадью сопла внешнего контура двигателя, акустическая облицовка поверхности обечайки над РК пористым материалом, облицовка звукопоглощающим материалом поверхности лопаток СА вентилятора, применение активных методов управления шумом вентилятора, экранирование шума двигателя фюзеляжем.

Козлов Н.В. «Экспериментальное изучение акустических течений, генерируемых ультразвуковым излучением» Вестник Пермского университета. Серия: Физика, № 1, с. 28-37 (2022)

Работа посвящена экспериментальному изучению акустических течений, вызванных ультразвуковым (УЗ) излучением, в ограниченном объёме жидкости. Кювета представляет собой параллелепипед, частично заполненный жидкостью (водой), в которую сверху погружается пьезоэлектрический УЗ излучатель. Для передачи колебаний в жидкость используется волновод, толщина которого заметно меньше длины УЗ волны. Изучаются структура и скорость акустических течений, формирующихся в объёме, методами анемо-метрии по изображениям частиц и фотографии. Наблюдения производятся в вертикальном сечении, содержащем ось излучателя, с применением светового ножа, сформированного при помощи непрерывного зелёного лазера. Освещение вызывает нагрев в плоскости светового ножа и приводит к возникновению свободной конвекции. Последняя изучается: рассматриваются структура, скорость и время её установления при различной мощности освещения. Данные о свойствах тепловой конвекции используются при анализе структуры акустических течений. В целом, в рассматриваемой области интереса тепловая конвекция не оказывает существенного влияния на выводы настоящего исследования, однако определяет минимальную скорость, ограничивающую возможность изучения медленных течений. Наблюдаемые акустические течения можно условно разделить на два типа. Первые локализованы вблизи поверхности волновода и являются установившимися. Они обладают регулярной структурой и невысокой характерной скоростью. Течения второго типа занимают весь объём жидкости и непрерывно трансформируются. По величине скорости они на порядок превосходят течения первого типа. Интересной особенностью нестационарных акустических течений является то, что их источниками могут являться стенки контейнера, а не только поверхность волновода. Это указывает на существенный вклад отражённых УЗ волн в движение жидкости при достаточной интенсивности УЗ излучения. Полученные результаты будут использованы при изучении поведения эмульсий в УЗ поле.

Бакланов В.С., Галяутдинов Р.Н. «Виброакустическое воздействие на планер силовой установки с двигателями большой и сверхбольшой степени двухконтурности» Авиадвигатели XXI века. Москва 24–27 ноября 2015 г. Сборник тезисов докладов, с. 182-183 (2015)

Бурное развитие двигателестроения позволяет проводить ремоторизацию как однопроходных массовых самолетов (типа B737, A320), занимающих 80% парка магистральных самолетов, так и популярных самолетов другого класса – B777 и А330. Ближайшие 10–15 лет мы будем иметь дело с самолетами, оснащенными турбовентиляторными двигателями повышенной степенью двухконтурности (8,5 – 12): Leap-1B, Leap-1A, ПД-14, GE9X, TRENT 7000, TRENT 1000 TEN, XWX и семейством типа PW1000G. Самолеты, оснащенные такими двигателями, могут успешно выполнить будущие шумовые стандарты 2017 года (Chapter 14), обеспечить снижение вредных выбросов и повышение топливной эффективности, но при этом происходит существенное изменение виброакустических характеристик силовых установок. Повышенная степень двухконтурности двигателя приводит не только к значительному увеличению акустической мощности вентилятора, но и к изменению спектра шума, излучаемого из передней и задней полусфер силовой установки. Вибрационный спектр турбовентиляторных двигателей существенно расширяется со сдвигом в низкочастотный диапазон вследствие пониженной частоты вращения ротора вентилятора (особенно в случае применения редуктора). Некоторые гармоники газовоздушного тракта (например, вращающегося вихря), связанные определенным соотношением с частотой вращения вала вентилятора, уже оказываются в области инфразвука. Эти составляющие и будут определять спектр динамического воздействия двигателей, передаваемый через узлы крепления на конструкцию планера. Для планера современного самолета характерно наличие нескольких десятков собственных форм колебаний в низкочастотной части спектра; взаимодействие некоторых из них с возмущающим воздействием силовой установки может привести к генерированию в кабинах самолетов дискретных низкочастотных составляющих шума высокого уровня. 1-я лопастная гармоника шума вентилятора снижается в 1,5–2 раза (до 500 Гц для редукторного двигателя). Уровень этих составляющих в большой степени определяется условиями на входе в вентилятор (возможностью генерирования аэродинамического дисбаланса длинных лопаток вентилятора). С увеличением диаметра вентилятора концы лопаток вращаются со сверхзвуковой скоростью, генерируя ударные волны. Взаимодействие ударных волн с колесом вентилятора образует полигармонический ряд дискретных составляющих вокруг основных частот следования лопаток (первая и вторая гармоники), отличающихся на частоту вращения вала вентилятора, названный «пилообразным шумом. Поэтому шум, излучаемый из воздухозаборников двигателей большой степени двухконтурности в дальнее поле и по направлению к стенке фюзеляжа, состоит из многократных тонов более низких частот, что отмечалось и в спектре шума переднего пассажирского салона самолетов-демонстраторов QTD1 и QTD2. Ожидаемый уровень структурного шума (от вибрационного воздействия двигателей) в гермокабине существенно возрастает в низкочастотной части спектра, что подтверждается как расчетами с учетом передаточных функций виброакустической проводимости и динамических податливостей прототипов двигателей и планеров, так и измерениями на самолете-демонстраторе QTD2. Решение проблем шума, видимо, потребует переноса внимания с традиционных методов (установки ЗПК, от которых требуется повышенная высота) на методы борьбы с шумом в источнике (широкохордные лопатки вентилятора, технология блиск, актуаторы и т.д.). Решение проблем структурного шума низкочастотной части спектра потребует создания нового поколения крепления двигателей (видимо, с встроенными низкочастотными блоками виброизоляции или пьезоэлектрическими актуаторами). Опыт эксплуатации самолетов с двигателями большой степени двухконтурности показывает, что уровень низкочастотных составляющих структурного шума в кабине экипажа может превысить рекомендации санитарных норм и вызвать вопросы о безопасности полетов, а нас впереди ожидают 2-е (Advance) и 3-е (UltraFan) поколения редукторных двигателей и может быть «Open rotor».

Замтфорт Б.С. «Активное снижение шума ВРД» Авиадвигатели XXI века. Москва 24–27 ноября 2015 г. Сборник тезисов докладов, с. 204-205 (2015)

Основным способом снижения шума, генерируемого двигателем, является пассивный способ – установка звукопоглощающих конструкций (ЗПК) в его воздухозаборном и наружном каналах. Известно, что при измерениях уровней шума двигателя на открытом стенде или в контрольных точках самолета в спектрах шума видны хоть и уменьшенные ЗПК пики тонального шума, но не полностью ими заглушенные. Тенденции развития уже создаваемых и перспективных двигателей показывают, что имеет место следующее сочетание неблагоприятных факторов: 1) рост диаметра вентилятора, что при его постоянной окружной скорости, ведет к уменьшению частоты следования лопаток вентилятора и ее гармоник, как из-за уменьшения числа оборотов вентилятора, так и уменьшения числа его лопаток из-за увеличения их размеров; 2) увеличению величины отношения H/λ (отношения высоты канала к длине звуковой волны); 3) уменьшению длины канала в калибрах ( отношение длины канала к его высоте). Все это ведет к значительному снижению эффективности работы ЗПК. Поэтому применение метода активного снижения шума вентилятора не может не вызывать еще больший интерес. Как известно, тональный шум может быть уменьшен активным способом снижения – генерацией в противофазе шума на соответствующих частотах. К системе активного снижения шума предъявляются жесткие требования: а) создание высоких уровней звукового давления в заданном частотном диапазоне; б) небольшой вес при ограничениях по потребляемой мощности, в. ресурс работы, соответствующий ресурсу работы двигателя. Поэтому создание высокоинтенсивных и высокоэффективных источников шума таких как пьезокерамические, жидкостные и другие электромеханические излучатели является технически сложной и важной задачей. В связи с этим представляет интерес оценить потенциал снижения шума двигателей в контрольных точках самолета при использовании системы активного снижения шума. Так в работе, выполненной одной из американских двигателестроительных фирм для ВРД со степенью двухконтурности m=15.8, показано, что эффективность пассивных средств снижения шума (ЗПК) для самолета, оснащенного этими двигателями, составляет: 5.2; 5.7; и 3.2 EPNдБ на режимах взлета, набора высоты и посадки соответственно. Применение только метода активного снижения шума дает возможность снизить шум самолета на: 2.3; 1.2 и 1.2 EPNдБ на тех же режимах соответственно. Максимальная величина снижения шума в одной из контрольных точек самолета составляет 2.5 EPNдБ при снижении шума всех гармоник частоты следования лопаток вентилятора и высокой окружной скорости вентилятора. Величина выигрыша увеличивается при увеличении ?в. При небольших ?в величина выигрыша уменьшается до 1 EPNдБ. В данной работе решается несколько другая задача – на практике достаточно часто встречаются случаи, когда самолету для удовлетворения тех или иных норм стандарта ИКАО не хватает совсем небольшой величины 1- 1.5 EPNдБ. На серьезное вмешательство в конструкцию самолета и/или двигателя нет ни времени, ни средств. В таких случаях использование системы активного снижения шума может дать требуемый положительный эффект. При решении задачи считается, что в двигателях уже находятся средства пассивного снижения шума (ЗПК). Ясно, что в условиях, когда интенсивность пиков тонального шума уже снижена ЗПК, эффективность применения системы активного снижения шума еще уменьшится. В работе были выполнены расчеты по оценке эффективности такого двойного воздействия на уровни шума, генерируемого вентилятором. На примере двигателей со степенью двухконтурности m=4.4, установленных на 2-х двигательном самолете, показано, что применение системы активного снижения шума составляет: 0.5; 0.2 и 0.2 EPNдБ на режимах взлета, набора высоты и посадки соответственно т.е. полезный эффект может составить около 1 EPNдБ. Таким образом, эту методику снижения уровня шума самолета необходимо рассматривать наряду с другими приемами при выборе направления акустической доводки самолета

Колегов Р.Н., Синер А.А. «LES-моделирование акустических резонансных явлений в каналах перепуска воздуха авиационного двигателя» Авиадвигатели XXI века. Москва 24–27 ноября 2015 г. Сборник тезисов докладов, с. 207-208 (2015)

Проектирование современных авиационных двигателей невозможно представить себе без экспериментальной базы, но проводить многочисленные трудоемкие эксперименты, требующие большого количества финансовых затрат, нерентабельно для промышленности. Для описания физических процессов, протекающих в авиационном двигателе, совместно с экспериментом используют численное моделирование, которое позволяет за приемлемые сроки и при минимальных трудозатратах получить результат с требуемой точностью. Численное моделирование применяют для решения широкого спектра задач, в частности для расчета акустического резонанса и исследование его влияния на узлы авиационного двигателя. В проточной части авиационного двухконтурного двигателя присутствует множество различных полостей. Одной из таких полостей является канал перепуска воздуха за компрессором низкого давления при закрытой заслонке. Перепуск воздуха обеспечивает устойчивую работу подпорных ступеней на нерасчетных режимах. В результате перепуска осевые скорости воздуха увеличиваются, а углы атаки приближаются к расчетным, что обеспечивает работу ступеней без срыва потока. На режимах работы авиационного двигателя при которых закрыты заслонки канала перепуска собственная частота полости может совпасть с частотой срыва вихря с ее передней кромки, что служит возбудителем акустического резонанса. Резонанс может являться причиной возникновения слышимого тонального шума, который приводит к повышению вибронапряжений рабочих лопаток ступеней КНД, имеющих близкую резонансную частоту. Для устранения данной проблемы необходимо вносить конструктивные изменения, одним из которых является изменение собственной частоты полости канала перепуска путем изменения ее объема. Оценить влияние этих мероприятий возможно с помощью численного моделирования. В работе проведено численное моделирование генерации шума вихревого следа в каналах перепуска воздуха авиационного двухконтурного двигателя. Для получения точных результатов решения поставленной задачи необходимо правильно моделировать турбулентное течение газа в месте срыва вихря. В задаче использовался метода крупных вихрей (LES). На входной границе в расчетах задавался поток, приводящий к возникновению резонанса на собственной частоте полости. В расчете вдоль всей проточной части были расположены контрольные точки, в которых записывались сигналы статического давления. На основании данных сигналов было сделано преобразование Фурье и построены спектры. Для устранения тонального шума были введены конструктивные мероприятия, изменяющие объем полости. В работе представлены результаты оценки эффективности влияния предложенных мероприятий на собственную частоту канала перепуска. Результаты расчетов собственной частоты в ANSYS CFX хорошо согласуются с аналитическими и экспериментальными данными.

Копьев В.Ф., Беляев И.В., Величко С.А., Зайцев М.Ю., Остриков Н.Н., Фараносов Г.А. «Оценка влияния взаимодействия струи ТРДД и механизации крыла на сертификационные уровни шума самолета на местности» Авиадвигатели XXI века. Москва 24–27 ноября 2015 г. Сборник тезисов докладов, с. 208-209 (2015)

Шум взаимодействия струи ТРДД и закрылка может быть важной проблемой для современных двигателей с высокой и сверхвысокой степенью двухконтурности, установленных под крылом. Снижение шума взаимодействия струи и закрылка необходимо для снижения общего шума самолета и для обеспечения соответствия современными самолетами ужесточающихся требований ИКАО по сертификационным уровням шума на местности. Одним из возможных способов снижения шума взаимодействия является изменение угла отклонения закрылка. В данной работе было проведено экспериментальное исследование влияния угла закрылка на шум взаимодействия струи и крыла. Испытания проводились для реалистичной маломасштабной (1:25) модели стреловидного крыла с установленным двухконтурным соплом. Исследовались углы отклонения закрылка 5–36° . Было обнаружено, что угол отклонения закрылка оказывает значительное влияние на шум взаимодействия струи и закрылка в средней полосе частот, так что шум взаимодействия является практически линейной (в дБ) функцией от угла отклонения. Такая зависимость уровня шума взаимодействия от угла закрылка соответствует теоретическим предсказаниям. Так как изменение угла закрылка обычно подразумевает изменение скорости полета самолета, было проведено параметрическое исследование влияния скорости спутного потока и скоростей потока во внутреннем и внешнем соплах на шум взаимодействия. Показано, что скорость потока из внутреннего контура не влияет заметным образом на шум взаимодействия струи и закрылка, тогда как скорость потока из внешнего контура и скорость спутного потока оказывают значительное влияние на шум в области высоких и низких частот, соответственно. Полученные экспериментальные результаты были использованы для исследования влияния угла отклонения закрылка на сертификационные уровни шума на местности по сумме в двух контрольных точках для реалистичного среднемагистрального самолета. Было показано, что учет шума взаимодействия струи и закрылка приводит к увеличению разницы в сертификационных уровнях шума на местности самолета с большими и с малыми углами закрылка. Для рассмотренного среднемагистрального самолета была определена оптимальная траектория и соответствующий ей оптимальный угол отклонения закрылка с точки зрения шума самолета на местности.

Коромыслов Е.В., Усанин М.В., Гомзиков Л.Ю., Синер А.А. «Расчёт генерации шума вентилятора авиационного двигателя методами высокого порядка точности» Авиадвигатели XXI века. Москва 24–27 ноября 2015 г. Сборник тезисов докладов, с. 211-212 (2015)

В связи с непрерывным ужесточением норм по шуму самолетов высокоточное моделирование шума авиационного двигателя становится все более актуальной проблемой. Одним из основных источников шума двигателя является его вентилятор. Расчет обтекания вентилятора является крайне сложной задачей, включающей в себя ротор-статор взаимодействие вращающихся лопаток вентилятора с неподвижными стойками наружного контура, носиком и входным направляющим аппаратом внутреннего контура. Для того чтобы учесть максимально возможное количество генерируемых акустических мод, необходимым является расчет полного колеса, что требует значительных вычислительных ресурсов и длительного времени счета (порядка нескольких недель). В силу длительности счета, такое моделирование плохо пригодно с инженерной точки зрения. Для преодоления данной проблемы предлагается использовать новый решатель GHOST CFD (GPU-oriented High Order Structured). В GHOST CFD реализованы оптимизированные конечно-разностные схемы типа DRP, а также двухслойные оптимизированные схемы типа LDDRK для расчета временных производных. Для расчетов трансзвуковых течений используется специальный ShockCapturing фильтр с модифицированным детектором. В решателе так же реализуется метод крупных вихрей с Релаксационной Фильтрацией (LES-RF). Поддерживаются как многоблочные структурированные криволинейные, так и перекрывающиеся («CHIMERA») расчетные сетки. Одной из основных особенностей GHOST CFD является использование графических процессоров (ГПУ). Современные графические процессоры имеют сотни и тысячи вычислительных ядер, что делает их мощным инструментом для проведения параллельных расчетов. Полученное с помощью использования ГПУ ускорение для GHOST CFD составляет 12-20 раз с одним ГПУ (Nvidia Tesla M2090) по сравнению с восьмиядерным процессором (Intel Xeon E5-2680). Также поддерживается использование нескольких ГПУ. Типичный размер сетки, помещающейся в память одного ГПУ, для GHOST CFD составляет порядка 6-12 млн. ячеек. С помощью GHOST CFD были проведены тестовые расчеты вентилятора для двух режимов работы двигателя (взлет и посадка). Результаты качественно согласуются с экспериментом, но при этом уровни шума в случае посадочного режима несколько завышены. Кроме того, в полученном решении присутствует и широкополосная составляющая шума, чего обычно не наблюдается в случае ANSYS CFX\Fluent в силу RANS-постановки и диссипативности численной схемы. Размер сетки в тестовых расчетах составлял около 28 млн. ячеек для GHOST CFD и около 60 млн. для ANSYS CFX. Расчетное время одного оборота вентилятора для ANSYS CFX составляло около 8 дней на 20 процессорах Intel Xeon E5 2680 (160 ядер, 10 узлов кластера). Для GHOST CFD данное время составило 1.5 дня на 4 ГПУ Nvidia Tesla M2090 (1 узел кластера).

Пятунин К.Р., Архарова Н.В. «Численное моделирование шума вентилятора ТРДД с учетом звукопоглощающих конструкций во входном канале» Авиадвигатели XXI века. Москва 24–27 ноября 2015 г. Сборник тезисов докладов, с. 248-250 (2015)

Достижение акустического совершенства авиационных двигателей является одной из основных задач при их проектировании. Однако в условиях ужесточения международных норм по шуму самолетов на местности также необходим поиск путей улучшения акустических характеристик двигателей, уже находящихся в эксплуатации и имеющих сертификат типа. В современных авиационных двигателях для снижения тонального шума широко применяется облицовка каналов лопаточных машин звукопоглощающими конструкциями (ЗПК). Их относительная конструктивная простота и слабое влияние на эксплуатационные характеристики лопаточных машин позволяет улучшить акустические характеристики двигателя без перепроектирования основных узлов. Однако сложность процессов генерации шума и его распространения в каналах лопаточных машин осложняет применение некоторых инженерных методик для оценки эффективности ЗПК ввиду отсутствия математических моделей, наиболее полно учитывающих условия работы ЗПК. Для принятия технических решений необходимо иметь возможность проверки эффективности модифицированных ЗПК и их влияние на уровень шума в условиях, наиболее приближенных к реальному двигателю. При этом необходимо выполнять такую оценку еще до проведения инженерных испытаний. В современной практике при проектировании лопаточных машин авиационных двигателей широко применяются технологии численного моделирования. Аэродинамические и аэроакустические расчеты уже сегодня являются стандартными видами инженерного анализа. В данной работе представлены результаты апробации подхода к оценке шума ступени вентилятора ТРДД с учетом ЗПК, установленных во входном канале. Валидация данного подхода производилась путем сравнения результатов вычислительного эксперимента с результатами акустических испытаний двигателя на открытом стенде по уровню звукового давления в дальнем поле. Расчеты нестационарного ротор-статор взаимодействия выполнены в программном комплексе ANSYS CFX на основе решений осредненных по времени уравнений Навье–Стокса. Моделирование распространения шума в дальнее поле выполнены в осесимметричной постановке в программном комплексе Actran на основе модального состава шума, рассчитанного по результатам аэродинамических расчетов. Для расчетов характеристик ЗПК, использовалась полуэмпирическая модель ЗПК, представленнаяранее. Полученные в результате расчетов значения импеданса, прикладывались в качестве граничных условий на стенках канала воздухозаборника при моделировании распространения шума, при этом учитывалось среднее поле скоростей в канале воздухозаборника и непосредственно вокруг двигателя. Представлен общий вид аэродинамической и акустической расчетных моделей. По результатам расчетов отмечено качественное совпадение результатов вычислительного эксперимента с результатами акустических испытаний. Учет влияния звукопоглощающих конструкций при моделировании шума вентилятора позволяет ставить задачи оптимизации конструктивных параметров ЗПК на основе расчетного анализа их характеристик. При этом автоматизированное использование данной расчетной технологии, при условии верифицированного метода определения импеданса, предоставляет проектировщикам систем шумоглушения возможность использования современных оптимизационных алгоритмов, позволяющих находить оптимальное сочетание конструктивных параметров одно-, двух-, и трехслойных ЗПК.

Россихин А.А., Браилко И.А., Милешин В.И. «Расчетно-экспериментальные исследования аэродинамических и акустических характеристик биротативных открытых роторов» Авиадвигатели XXI века. Москва 24–27 ноября 2015 г. Сборник тезисов докладов, с. 250-251 (2015)

На протяжении последнего десятилетия наметилось возрождение интереса ведущих авиационных компаний в отношении применения винтов в авиации. Еще ранее, в начале 90-х г. на натурных прототипах была экспериментально подтверждена высокая аэродинамическая эффективность перспективных биротативных винтов, получивших название открытый ротор. Движущей силой возрождающегося интереса являются вопросы экономического и экологического характера, возможность разрешение которых прогнозируют на основе новых технических решений и современных технологий, а также новейших методов проектирования, оценки характеристик и оптимизации винтов (однорядных и биротативных) и двигателя. В соответствии с наметившейся мировой тенденцией, в ЦИАМ на протяжении последних 7 лет выполнены комплексные исследования применительно к биротативным винтовым системам по международным и внутренним программам. В работе представлены результаты расчетно-экспериментальных исследований для ряда модельных биротативных винтовентиляторов толкающей схемы, разработанных в рамках внутренних программ и международной программы DREAM. Проектирование, оптимизация, расчет аэродинамических и акустических характеристик были выполнены на основе кодов, созданных в ЦИАМ. Изготовление моделей и экспериментальные исследования выполнены в аэродинамических трубах ЦАГИ. Материалы работы содержат сопоставление данных расчета и эксперимента для интегральных аэродинамических характеристик (коэффициенты тяги, мощности и кпд винтов) и частично для локальных параметров течения (радиальные распределения параметров течения перед и за винтами, распределение давления на втулке и распределения давления на лопастях по данным PSP). Анализ результатов численного и экспериментального исследования демонстрирует хорошее качественное соответствие для локальных и интегральных параметров. В то же время, количественное соответствие можно считать только удовлетворительным, особенно для интегральных характеристик (максимальное различие для коэффициенты тяги, мощности достигает 5%). Отдельным разделом рассмотрено влияние на аэродинамические характеристики угла атаки и пилона подвески двигателя. Влияние угла атаки исследовано для режима взлета (0–9°) и крейсерского полета (0–3°) в конфигурации без планера с мотогондолой, приближенной к реальной, т.е. с моделированием работы воздухозаборника и сопла. Расчетные исследования акустических характеристик модельных винтовентиляторов проводились с помощью программного комплекса ЦИАМ 3DAS. Для ряда модельных биротативных винтовентиляторов получены поля пульсации в ближнем поле и диаграммы направленности излучения и спектры в дальнем поле. Проведено сравнение с экспериментальными результатами. Результаты сравнения в большинстве случаев являются удовлетворительными для шума на комбинационных частотах. Наблюдается качественное, а в некоторых позициях микрофонов и количественное соответствие между расчетом и экспериментом. Различие же между уровнями шума на частотах следования роторов в расчете и эксперименте является существенным, что, повидимому, может быть объяснено взаимодействием роторов в эксперименте с неоднородностями набегающего потока.

Самохин В.Ф. «Исследование и прогнозирование шума силовой установки с биротативными воздушными винтами» Авиадвигатели XXI века. Москва 24–27 ноября 2015 г. Сборник тезисов докладов, с. 257-259 (2015)

Изложены основные результаты экспериментального исследования, выполненного ранее в статических условиях акустических характеристик натурных биротативных воздушных винтов диаметром 4.5 м с широкохордными саблевидными лопастями (8+6), рассмотрена структура полуэмпирического метода прогнозирования шума таких винтов и дается сравнение расчетных и измеренных третьоктавных спектров звукового давления в дальнем поле винтов. Исследовано влияние осевого зазора между плоскостями вращения соосных винтов, окружной скорости и шага винтов на акустические характеристики. Установлено, что в рассматриваемой системе соосных воздушных винтов доминирующим источником шума является аэродинамическое взаимодействие лопастей заднего винта с турбулентными следами, образующимися за лопастями переднего винта. В узкополосном спектре излучения выделяются гармоники шума вращения, соответствующие излучению переднего винта, излучению заднего винта и излучению шума взаимодействия винтов. Уровни мощности первых гармоник шума вращения переднего и заднего винтов на 10–12 дБ ниже уровня первой гармоники шума взаимодействия соосных винтов. Увеличение осевого зазора между плоскостями вращения винтов на 46% от исходного расстояния, приводит к снижению уровня мощности суммарного акустического излучения на 3 дБ во всем рассматриваемом диапазоне тяг винтов. При этом основной эффект от увеличения межосевого расстояния проявляется в снижении уровня мощности излучения более чем на 8 дБ на частоте первой гармоники шума взаимодействия. На частоте второй гармоники шума взаимодействия снижение не превышает величины 3–4 дБ. Основные закономерности генерации шума натурными соосными винтами нашли подтверждение и при акустических испытаниях модельных винтов в аэродинамической трубе. Прогнозирование шума соосных винтов осуществляется с помощью полуэмпирического метода, построенного на основе акустической аналогии Лайтхилла и представления реального винта в виде системы статических источников с учетом возможного акустического взаимодействия этих источников между собой. Спектральная плотность мощности от индуктивной и профильной составляющих шума вращения винта рассматривается на основе представления об импульсном характере воздействия лопасти на элемент среды. Матрица спектров шума соосных винтов определяется как сумма трех матриц спектров уровней звукового давления – матриц для изолированных первого и второго винтов и матрицы спектров шум взаимодействия второго винта. Представлены для направления распространения шума _f=60° расчетные спектры звукового давления в третьоктавных полосах частот для изолированных первого и второго винтов, спектр шума взаимодействия второго винта и суммарный спектр шума соосных винтов. Можно видеть, что для рассматриваемых биротативных винтов одинакового диаметра излучение от взаимодействия лопастей второго винта с турбулентными следами за лопастями первого винта является определяющим в диапазоне средних частот 200–1250 Гц, а в области низких (ниже 200 Гц) и высоких (выше 1250 Гц) частот преобладают уровни спектральных составляющих излучения изолированных первого и второго винтов. Сравнение расчетного (L_p-сум) третьоктавного спектра звукового давления биротативных винтов и измеренного (L_изм) в дальнем поле третьоктавного спектра суммарного акустического излучения силовой установки показывает их удовлетворительное соответствие. Как видно из приведенных в работе данных, расчетные спектральные уровни шума двигателя (струя+камера сгорания+турбина), определенные с помощью программного комплекса «Аэрошум», существенно ниже спектральных уровней шума биротативных винтов, поэтому можно говорить об удовлетворительном соответствии расчетных и экспериментальных данных по шуму биротативных винтов.

Сухинин С.В., Алексенцев А.А., Саженков А.Н., Синер А.А. «Аэроакустические резонансные явления в каналах перепуска воздуха за компрессором низкого давления ГТД» Авиадвигатели XXI века. Москва 24–27 ноября 2015 г. Сборник тезисов докладов, с. 262-264 (2015)

В каналах перепуска воздуха из-за подпорных ступеней компрессора низкого давления в наружный контур ТРДД типа ПС-90А обнаружены аэроакустические резонансные явления. Наличие акустического резонанса может привести к появлению тонального шума и к повышению вибронапряжений рабочих лопаток бустера. Поэтому, основываясь на результатах исследования и воспроизведения этих аэроакустических явлений, были оперативно разработаны мероприятия по их подавлению и ликвидации. Область колебаний. Внешний и внутренний контуры турбомашин, являются кольцевыми каналами, и представляют собой волноводы для акустических волн. Каналы перепуска при открытых заслонках связывают эти кольцевые волноводы между собой. При перекрытии каналов перепуска (при помощи заслонок) образуются резонансные полости, открытые в соответствующий кольцевой канал. Классификация колебаний. Конструкция двигателя ПС-90А предусматривает три штатных состояния положения заслонок перепуска. На малом газе и пониженных режимах все заслонки перепуска воздуха открыты; на взлетном режиме работы двигателя (Н=0, М=0) большая часть заслонок закрыта (9 из 11); и далее, в процессе разбега самолета по взлетно-посадочной полосе закрываются еще две заслонки. Собственные колебания и резонансные явления в каждом канале перепуска разбиваются на 3 типа. При закрытых заслонках возможны два типа несвязных и независимых собственных колебаний и резонансных явлений в полостях каналов перепуска выходящих во внутренний и внешний контур. Третий тип – собственные акустические колебания в каналах перепуска в случае открытых заслонок. В ГТД типа ПС-90А система каналов перепуска допускает симметрию. Поэтому взаимодействие каналов полностью описывается при помощи сдвига фазы колебаний в соседних (по окружной координате) каналах перепуска. Если число каналов перепуска равно N, то возможные сдвиги фазы колебаний (по окружной координате) в соседних каналах перепуска имеют вид T_m=2πm/N, 0≤m≤M , здесь M=[m/N], квадратные скобки означают целую часть. Количество всех возможных сдвигов фазы колебаний равно M+1, здесь учтен нулевой сдвиг фазы колебаний в соседних каналах перепуска. Для ГТД типа ПС-90А взаимодействие соседних каналов перепуска описывается при помощи 6 возможных сдвигов фазы установившихся колебаний (стоячих волн) и 5 видов бегущих по окружной координате волн. Формулировка. Если в уравнениях, описывающих акустические колебания, сделать преобразование Лапласа по времени или отделить время, то собственные колебания и резонансные явления описываются спектральными свойствами оператора Лапласа с условиями Неймана на границах области колебаний. Существенной трудностью изучения собственных колебаний и резонансных явлений в каналах перепуска является то, что они происходят в неограниченных областях. Резонансные явления в неограниченных областях происходят на частотах двух типов: частоты чисто точечного спектра оператора Лапласа; частоты абсолютно непрерывного спектра, на которых происходит скачок геометрической кратности обобщенных собственных функций. Методы. При помощи методов теории самосопряженных операторов и представлений групп симметрий в пространстве решений показано, что для всех типов акустических колебаний в полостях и каналах перепуска существуют собственные частоты. Собственные функции, соответствующие собственным частотам, локализованы в окрестности каналов перепуска. Показано что существуют собственные функции, которые описывают бегущие по окружной координате (геликоидальные) волны. Результаты. Проведены численно-аналитические исследования собственных частот и собственных функций конкретного газотурбинного двухконтурного двигателя. Для осерадиальных колебаний результаты численных исследований удовлетворительно совпали с результатами экспериментальных исследований. На основании полученных результатов предложен и апробирован комплекс мероприятий для снижения тонального шума двигателя.

Миронов А.К., Крашенинников С.Ю. «Оценка акустической эффективности шевронов для снижения шума выхлопной струи авиадвигателей различной размерности» Авиадвигатели XXI века. Москва 24–27 ноября 2015 г. Сборник тезисов докладов, с. 368-370 (2015)

Основной целью работы является исследование целесообразности применения шевронов для снижения шума струи ТРДД различной размерности.

Токталиев П.Д., Крашенинников С.Ю., Маслов В.П., Миронов А.К. «Исследование свойств течения и тонального акустического излучения турбулентной закрученной струи» Авиадвигатели XXI века. Москва 24–27 ноября 2015 г. Сборник тезисов докладов, с. 382-383 (2015)

Проведен анализ нестационарных периодических процессов, имеющих место в струях с высокой интенсивностью закрутки на основании экспериментальных исследований и численных расчетов нестационарного течения в струях за закручивающими устройствами. Проведенные экспериментальные и расчетные исследования структуры течения показали, что осредненное распределение параметров в потоке струи формируется в результате нестационарных процессов, которые включают в себя, как интенсивный турбулентный перенос, так и нестационарные процессы, обусловленные неустойчивостью течения с обратным током, который имеет место в центральной части струи. Основное зафиксированное движение в виде прецессии динамических неоднородностей относительно оси струи проявляется в виде кругового движения в направлении вращения струи, но со скоростью, отличной от вращательной скорости в струе. Скорость прецессионного движения может существенно превосходить среднюю максимальную вращательную скорость. Вблизи источника струи прецессионное движение проявляется в виде периодического вращения динамических неоднородностей по закону твердого тела. При этом линейный масштаб динамической неоднородности равен длине окружности. Создаваемые этими неоднородностями внешние возмущения имеют такой же период, и соответствующая этим возмущениям частота акустического возмущения f0 совпадает с частотой прецессии.

Фараносов Г.А., Копьев В.Ф., Беляев И.В., Зайцев М.Ю., Алексенцев А.А., Берсенев Ю.В., Вискова Т.А., Чурсин В.А. «Исследование азимутальных компонент шума струи и локализация источников для двигателя ПС-90 на открытом стенде ОС-5» Авиадвигатели XXI века. Москва 24–27 ноября 2015 г. Сборник тезисов докладов, с. 385-386 (2015)

Для эффективной разработки концепций снижения шума необходимо обладать пониманием физики, лежащей в основе процесса генерации шума. Один из экспериментальных методов – метод азимутальной декомпозиции (МАД), позволяющий извлекать «тонкие» особенности источников звука различных типов, был разработан в ЦАГИ, как стандартный инструмент анализа данных, и успешно применен к анализу шума струи на малых масштабах. В условиях лабораторных испытаний МАД реализован посредством 6-микрофонной решетки с равномерно распределенными микрофонами, расположенными в дальнем акустическом поле струи. В последующих работах метод был обобщен на случай меньшего количества микрофонов, что сделало возможным его использование для анализа данных по шуму струи в условиях открытого стенда. Другим методом исследования сложных источников шума является метод, основанный на использовании плоских фазированных микрофонных решеток и позволяющий строить карты локализации источников шума исследуемого объекта. В настоящей работе представлены результаты анализа азимутальных мод шума струи с помощью модифицированного метода азимутальной декомпозиции, а также предварительные результаты локализации источников шума двигателя с помощью многоканальной микрофонной решетки, полученные на открытом акустическом стенде ОАО «Авиадвигатель». Измерения азимутальных мод проводились 2-мя специальным образом расположенными микрофонами в каждом сечении струи (всего – в 5 сечениях). Были определены направленности осесимметричной моды и суммы 1 и 2-й мод. Показано, что как и для маломасштабных струй, при уменьшении угла между осью струи и наблюдателем увеличивается уровень излучения осесимметричной моды. Кроме того, при изменении угла наблюдения спектры полного сигнала и отдельных мод принимают форму с более выраженным максимумом при уменьшении угла. В целом, крупномасштабные струи, рассмотренные в работе, ведут себя примерно также, как и маломасштабные струи. Выполнено сравнение диаграмм направленности азимутальных мод крупномасштабной струи и маломасштабной струи близкой скорости истечения. Показано, что нормированные диаграммы направленности для маломасштабной и крупномасштабной струй находятся в хорошем качественном соответствии в смысле изменения мощности полного сигнала с числом Струхаля, увеличения вклада осесимметричной моды при малых углах наблюдения, увеличения вклада 1 и 2 мод в боковом направлении, однако заметна разница как для форм направленностей, так и для их относительных амплитуд. Наблюдаемые расхождения могут быть связаны с различием в структуре струй и условиях истечения, упрощенной процедурой пересчета данных (с одной цилиндрической поверхности на другую), ошибками измерений в крупномасштабных тестах и др. Локализация источников шума с помощью решетки микрофонов, установленной в вертикальной плоскости, позволила локализовать в различных полосах частот шум струи, шум вентилятора, а также шум из подкапотного пространства двигателя. Проведен предварительный анализ полученных данных.

Гребешков Н.Ю. «Cовременное оборудование для проведения акустических испытаний авиадвигателей и компонентов» Авиадвигатели XXI века. Москва 24–27 ноября 2015 г. Сборник тезисов докладов, с. 760 (2015)

Измерение флуктуаций акустического давления в движущемся воздушном потоке осложняется наличием турбулентности и шума, генерируемого присутствием самого микрофона в потоке. Обычный измерительный микрофон производит преобразование переменного давления на мембране в электрический выходной сигнал без различения динамического давления, создаваемого акустическими волнами, турбулентностью или другими факторами, относящимися к движущемуся потоку. Эффект шумового воздействия самого потока на измерительные микрофоны, зависит от ряда причин, таких как направление потока, его скорость и конфигурация микрофона. Для измерений в аэродинамических трубах существуют две основные конфигурации с различными требованиями, применяемыми для минимизации влияния потока: измерения в свободном поле и измерения в граничном поле давления. В случае свободного поля, микрофон устанавливается в движущемся потоке и основным инструментом снижения влияния шума потока является применение ветрозащитных и конусных насадок. В случае поля давления микрофон сам образует часть конструкции, такой как стенка трубы или объекта испытаний. При этом используются встраиваемые микрофоны, поверхностные микрофоны или микрофоны, закрепленные в специализированных проволочно-сеточных экранах, способных отделить динамическую составляющую акустического давления от флуктуаций давления, вызванных самим потоком. Подобная методика установки микрофона с помощью проволочно-сеточного экрана является новейшей и позволяет достичь гораздо лучших результатов в снижении шума турбулентности, производимой потоком в сравнении с поверхностными или встраиваемыми микрофонами. В основе данного доклада лежит сравнение различных измерительных решений и их эффективность при проведении испытаний.

Волкова А.О., Иванов А.И., Стрельцов Е.В. «Использование комбинированных струйно-перфорированных границ для решения проблемы влияния стенок рабочей части в трансзвуковой аэродинамической трубе» 10-я Международная конференция – школа молодых ученых «Волны и вихри в сложных средах». Москва, 03–05 декабря 2019 г., с. 107-108 (2019)

Зенкина Е.Р. «Моделирование акустики реактивной струи» Инновационные технологии и технические средства специального назначения. Труды 11-й Общероссийской научно-практической конференции, 15–16 ноября 2018 г., СПб., с. 70-73 (2019)

Мошков П.А. «Проблемы выбора силовой установки для легких винтовых самолетов и беспилотных воздушных судов с учетом требований по шуму на местности» Защита от повышенного шума и вибрации. Санкт-Петербург, 23–25 марта 2021 г. Сборник трудов Всероссийской научно-практической конференции с международным участием, с. 173-183 (2021)

Рассмотрена проблема выбора винтомоторной силовой установки, включающей в себя одиночный воздушный винт и поршневой двигатель, для летательного аппарата самолетного типа с учетом требований по шуму на местности. Сформулированы конкурентно необходимые уровни шума на местности для легких винтовых самолетов, ориентируясь на которые, необходимо проектировать современные летательные аппараты, удовлетворяющие действующим и перспективным требованиям. Рассмотрены современные технологии снижения шума и оценена их эффективность. Основными параметрами при выборе воздушного винта являются его диаметр, число лопастей, компоновка и наличие кольцевого обтекателя. При выборе поршневого двигателя следует учитывать более высокий акустический КПД двухтактных двигателей по сравнению с четырехтактными. Применение глушителей впуска и выхлопа, а также звукоизолирующих капотов существенным образом влияет на массовые и габаритные ограничения, поэтому необходимость установки глушителей и капотов должна быть определена на этапе эскизного проектирования. Расчетным режимом при проектировании легких винтовых самолетов является взлетный режим работы, для винтовых беспилотных воздушных судов – максимальный крейсерский режим горизонтального полета.

Дудников С.Ю., Кузнецов П.Н., Мельникова А.И., Вокин Л.О. «Моделирование течений при малых числах Рейнольдса применительно к проектированию несущих аэродинамических поверхностей беспилотных летательных аппаратов» Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, № 4, с. https://old.kai.ru/aviatech/archive/4.21.pdf (2021)

Исследуется применимость различных моделей турбулентности для точного моделирования задач проектирования несущих аэродинамических поверхностей транспортных беспилотных воздушных судов безаэродромного базирования. Численные результаты сравниваются с экспериментальными данными, полученными в результате исследования секции аэродинамического профиля на воздушном стенде. Ключевые слова: модели турбулентности, ламинарно-турбулентный переход, отрыв потока, пограничный слой, профиль крыла, численное моделирование

Денисенко П.В., Булат П.В., Чернышов П.С., Волков К.Н. «Аэроакустические характеристики винтокольцевого движителя квадрокоптера на режиме вертикального взлета и посадки» Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, № 4, с. https://old.kai.ru/aviatech/archive/4.21.pdf (2021)

Для определения аэроакустических характеристик квадрокоптера проводится моделирование крупных вихрей турбулентного течения, индуцированного четырехлопастным винтокольцевым движителем. Для расчета акустического шума в дальнем поле применяется метод акустической аналогии, основанный на интегрировании уравнения Фокса–Уильямса–Хокингса. Выполняется спектральный анализ акустического шума, создаваемого винтокольцевым движителем, а также строятся диаграммы направленности акустического излучения для различных скоростей вращения ротора, моделирующих режимы вертикального взлета и посадки. Квадрокоптер, винтокольцевой движитель, численное моделирование, аэроакустика, диаграмма направленности, вихреразрешающее моделирование

Продан Н.В., Курнухин А.А. «Применение методов математической оптимизации для проектирования аэродинамического профиля с учетом вязкости» Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, № 4, с. https://old.kai.ru/aviatech/archive/4.21.pdf (2021)

Описан процесс оптимизации аэродинамического профиля, параметризованного кривой Безье, с применением многокритериальных методов стохастической оптимизации – генетического алгоритма и метода роя частиц. Проведено сравнение различных методов многопараметрический оптимизации в условиях существенно вязкой внешней среды. Выявлено влияние первого приближения на итоговую геометрию профиля. Метод роя частиц, генетический алгоритм, оптимизация аэродинамического профиля.

Токарева П.В., Грумондз В.Т., Калугин В.Т. «Математическое моделирование процессов интерференционного обтекания оперенного тела вращения в транспортном отсеке и при выходе из него при дозвуковой скорости движения самолета» Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, № 4, с. https://old.kai.ru/aviatech/archive/4.21.pdf (2021)

Рассмотрено математическое моделирование течения воздушной среды в пустом транспортном отсеке при дозвуковой скорости движения самолета при различных углах раскрытия створок, а также моделирование течения в загроможденном отсеке при наличии помещенного в него оперенного тела вращения. Проведено моделирование процессов интерференционного обтекания оперенного тела вращения при выходе из транспортного отсека. Математическое моделирование, интерференционное обтекание, оперенное тело вращения, выход из транспортного отсека.

Михайлов С.А., Маханоко А.А., Хамза М.А.Х. «Алгоритм определения аэродинамических характеристик по результатам летного эксперимента» Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, № 1, с. https://old.kai.ru/aviatech/archive/1.22.pdf (2022)

В современном авиастроении серьезную проблему представляет подтверждение достижения заданных аэродинамических характеристик. Использование продувок масштабных моделей ограничено возможностями теории аэродинамического подобия. В результате требуется проведение специальных летных экспериментов с последующим восстановлением аэродинамических коэффициентов. Данная статья посвящена алгоритму, позволяющему по результатам летного эксперимента определить аэродинамические характеристики самолета. Ключевые слова: летный эксперимент, уравнение аэродинамических характеристик движения, стандартная динамическая модель.

Степанов Р.П., Кусюмов А.Н., Баракос Дж. «О локализации ядра концевого вихря крыла» Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, № 1, с. https://old.kai.ru/aviatech/archive/1.22.pdf (2022)

Представлены результаты численного моделирования обтекания крыла конечного размаха с использованием осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье–Стокса. Структура ядра сечения вихря определялась с использованием линий тока, Q-критерия и модифицированного Q-критерия, представляющего разность тензоров завихренности и деформации. Крыло, концевой вихрь, ядро вихря, численное моделирование, Q-критерий.

Туркин И.К. «Взаимодействие предварительно нагруженной упругой оболочки вращения с ударной волной в жидкости» Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, № 1, с. https://old.kai.ru/aviatech/archive/1.22.pdf (2022)

Рассматривается задача гидроупругого взаимодействия ударной волны с нагруженной параболической оболочкой в связанной постановке. Задача сводится к решению волновых уравнений и уравнений движения оболочки. Оболочка, ударная волна, жидкость

Ципенко В.Г., Шевяков В.И. «Об использовании вихрегенераторов для улучшения аэродинамики самолетов» Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, № 1, с. https://old.kai.ru/aviatech/archive/1.22.pdf (2022)

Рассмотрен вопрос использования вихрегенераторов для улучшения взлетнопосадочных характеристик самолета транспортной категории. Приведены примеры использования вихрегенераторов на крыле и хвостовом оперении самолета, проанализирована физика явления. Представлены данные по расчетным и экспериментальным исследованиям вихрегенераторов. Приведены рекомендации по выбору формы, размерам, углам их установки в зависимости от решаемых при помощи вихрегенераторов задач и с учетом возможного увеличения лобового сопротивления от их установки. Самолет, местная аэродинамика, локальный отрыв потока, вихрегенератор, вихревой жгут, несущие поверхности, органы управления, вредное сопротивление, параметры установки

Писарев П.В., Паньков А.А., Аношкин А.Н. «Акустическое взаимодействие пьезоадаптивных резонансных ячеек звукопоглощающей сотовой панели» Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, № 1, с. https://old.kai.ru/aviatech/archive/1.22.pdf (2022)

Разработана численная модель нелокальных акустических взаимодействий ячеек звукопоглощающих сотовых панелей с адаптацией характеристик к изменениям спектра шума посредством управляемых пьезоэлектрических горловин ячеек. Акустика, звукопоглощение, адаптация, ячейка Гельмгольца, пьезоэффект, численное моделирование

Батраков А.С., Пахов В.В. «Численное моделирование обтекания фюзеляжа перспективного скоростного вертолета» Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, № 1, с. https://old.kai.ru/aviatech/archive/1.22.pdf (2022)

Рассматриваются вопросы численного моделирование обтекания фюзеляжа перспективного скоростного вертолета. Получены значения аэродинамических сил, действующих на модель фюзеляжа, при различных углах атаки. Аэродинамические характеристики, фюзеляж вертолета, численное моделирование

Гараев К.Г. «О неклассическом подходе к построению автомодельных решений в теории ламинарного пограничного слоя» Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, № 1, с. https://old.kai.ru/aviatech/archive/1.22.pdf (2022)

Предложены новые методы решения краевых задач некоторых классических уравнений теории ламинарного пограничного слоя – эвристический способ приведения нелинейной краевой задачи для уравнения Фолкнера–Скэна к линейной задаче Коши и теоретико-групповой подход к интегрированию уравнения Блазиуса, описывающего движение несжимаемой жидкости на полубесконечной пластине. Ламинарный пограничный слой, несжимаемая жидкость, уравнение Фолкнера–Скэна, автомодельные решения, нестандартные методы

Симашов Р.Р., Чехранов С.В. «Определение газодинамических характеристик сопловых аппаратов со сверхзвуковыми прямоугольными соплами при моделировании переменных режимов малорасходных турбин» Морские интеллектуальные технологии, 1, № 1, с. 107-111 (2022)

Проектирование новой многорежимной малорасходной турбины предполагает постановку и решение задачи многорежимной оптимизации. Степень достоверности решения в большой степени определяется совпадением истинных и принятых в расчете потерь кинетической энергии в элементах проточной части турбины. На основе экспериментальных данных различных авторов установлена четкая граница по числу Маха на выходе из сопел, позволяющая выделить область, где эффективность сверхзвуковых МРТ с прямоугольными соплами выше, чем с осесимметричными. В работе приводятся обобщающие зависимости коэффициентов потерь кинетической энергии сопловых аппаратов со сверхзвуковыми прямоугольными соплами в широком диапазоне изменения определяющих геометрических и режимных параметров. Получены эмпирические формулы, учитывающие влияние геометрического угла выхода потока из сопел, геометрической степени расширения сопла, относительной высоты, относительной толщины выходных кромок сопел и числа Маха на коэффициент потерь кинетической энергии соплового аппарата. Переменные режимы работы сопла учитываются двухпараметрической зависимостью относительного коэффициента профильных потерь в функции от числа Маха и геометрической степени расширения сопла и зависимостью поправочного коэффициента концевых потерь в функции от числа Маха. Полученные в работе эмпирические зависимости позволяют использовать их при моделировании переменных режимов и многорежимной оптимизации малорасходных турбин. Ключевые слова: малорасходные турбины, переменные режимы, коэффициенты потерь кинетической энергии, сопловые аппараты, сверхзвуковые прямоугольные сопла

Батура Н.И., Гаджимагомедов Г.Г., Масленников Г.Я. «Экспериментальное исследование влияния сопловых вихрегенераторов на пульсации струи аэродинамической трубы с открытой рабочей частью» 10-я Международная конференция – школа молодых ученых «Волны и вихри в сложных средах». Москва, 03–05 декабря 2019 г., с. 69-71 (2019)