Копьев В.Ф., Остриков Н.Н., Фараносов Г.А., Титарев В.А., Денисов С.Л., Акиньшин Р.В. «О механизме боковой асимметрии излучения шума воздушного винта, установленного вблизи крыла» Акустический журнал, 70, № 5, с. 692-709 (2024)

Изучается эффект боковой асимметрии диаграммы направленности излучения воздушного винта, установленного вблизи крыла. В рамках упрощенной теоретической модели шума нагрузки винта и его экранирования полуплоскостью, а также с помощью численного моделирования взаимодействия винта с плоской конечной пластиной показано, что при близком расположении винта и рассеивающей поверхности проявляется существенная боковая асимметрия излучения тонального шума винта в дальнем поле. Механизм данного эффекта, сопровождающего симметричную звуковую направленность самого винта и симметрию рассеивателя (крыла), связан со сфазированным суммированием звукового поля, излучаемого непосредственно винтом, и вторичного звукового поля, генерируемого на поверхности крыла из-за рассеяния возмущений (преимущественно – гидродинамических), создаваемых винтом на передней кромке крыла. Таким образом, проведенное исследование продемонстрировало, что наличие боковой асимметрии диаграммы направленности излучения шума, присущее винтовым самолетам, является следствием взаимодействия винтов и близкорасположенных крыльев.

Садовский И.А., Катасонов М.М., Козлов В.В. «Экспериментальное исследование влияния изменения профиля скорости на устойчивость возмущений в пограничном слое Блазиуса» Теплофизика и аэромеханика, № 5, с. 849-853 (2024)

Исследование посвящено экспериментальному изучению влияния изменения профиля скорости на устойчивость волн Толлмина–Шлихтинга в пограничном слое Блазиуса. Эксперимент проводился в малотурбулентной аэродинамической трубе Т-324 при скорости набегающего потока U∞=9 м/с. В качестве модели использовалась плоская пластина. Исследования проводились с использованием термоанемометрии. Результаты показали, что распределённое воздействие на пограничный слой Блазиуса через гидродинамически гладкую поверхность приводит к снижению почти на два порядка амплитуды волны Толлмина–Шлихтинга, возбуждающейся естественным образом. В результате распределенного воздействия меняется устойчивость течения. Результаты эксперимента показали, что по сравнению с воздействием на течение через щель, распределенное воздействие более эффективно при прочих равных условиях.

Горбовской В.С. «Параметрическое исследование влияния изменчивости характеристик атмосферы на громкость звукового удара от сверхзвукового пассажирского самолета» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 54, № 2, с. 43-55 (2023)

Одной из основных проблем создания сверхзвуковых пассажирских самолетов (СПС) нового поколения является обеспечение приемлемого для человека уровня громкости звукового удара. Характеристики звукового удара (форма волны избыточного давления, карта покрытия на земле и громкость) зависят как от аэродинамической компоновки летательного аппарата, так и от состояния атмосферы. В данной работе на примере аэродинамической компоновки типа NASA X-59 проведено параметрическое расчетное исследование влияния характеристик атмосферы (горизонтального ветра, температуры и плотности), учитывающее случайный характер их значений, в зависимости от времени года и географического положения. Результаты показывают, что годовой разброс максимальной громкости звукового удара при рассмотрении полета над различными частями света (Северная Америка, Южная Америка, Европа, Африка, Азия) составляет 5.7 PLдБ.

Григорьев Н.С., Наквасин А.Ю., Новиков М.П., Потапов А.В., Степаненко А.Н., Юдин В.Г. «Результаты измерений и расчетная оценка громкости звукового удара самолета» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 55, № 1, с. 3-11 (2024)

Представлены основные результаты экспериментальных исследований и расчетных оценок громкости звукового удара (ЗУ) самолета в установившемся горизонтальном полете при числах М≈1.57–1.9, на высоте Н≈11 200 м. Летные испытания проводились с целью отработки методологии измерения интенсивности с оценкой громкости звукового удара на земле. Расчетные оценки громкости звукового удара выполнены на базе квазилинейной (классической) теории с коррекцией и без коррекции времени нарастания избыточного давления в сигнатурах ударных волн и расчетным методом, позволяющим учитывать эффекты абсорбции и дисперсии.

Жилин Ю.Л. «Звуковой удар от самолета при полете в спокойной атмосфере» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 4, № 2, с. 1-10 (1973)

Рассматривается случай полета самолета по произвольной траектории в атмосфере с переменными температурой и давлением при отсутствии ветра. Показано, что коэффициенты затухания возмущений от самолета при заданном состоянии атмосферы зависят только от четырех параметров подобия, характеризующих режим полета и положение наблюдателя, воспринимающего звуковой удар, относительно трассы полета. Приведены результаты систематических расчетов для стандартной атмосферы, и показано, что в широком диапазоне изменения параметров подобия влияние двух из них можно с большой точностью выделить в явном виде.

Таганов Г.И. «Возможен ли сверхзвуковой самолет без звукового удара?» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 5, № 2, с. 27-37 (1974)

Рассматриваются предельные случаи безволнового образования тяги и подъемной силы в сверхзвуковом потоке. Показано, что при некоторых соотношениях поперечных и продольных размеров несущей системы значительно уменьшается вклад подъемной силы в энергию звукового удара и возрастает длина эквивалентного тела. Оцениваются дополнительные энергетические затраты, связанные с ослаблением звукового удара сверхзвукового самолета.

Жилин Ю.Л. «Условия возникновения фокусировки при звуковом ударе» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 5, № 2, с. 38-43 (1974)

Показано, что при звуковом ударе фокусировка может вызываться двумя различными причинами. В первом случае возникновение фокусировки связано с маневром самолета и градиентом параметров атмосферы на высоте полета. Во втором случае фокусировка возникает при отражении луча и связана с неоднородностью атмосферы вдоль его траектории (атмосферная фокусировка). Для возникновения атмосферной фокусировки необходимо выполнение трех условий, поэтому это явление представляется маловероятным, что подтверждается экспериментальными данными.

Жилин Ю.Л. «Некоторые особенности распространения звукового удара в неоднородной атмосфере» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 6, № 4, с. 21-30 (1975)

Сформулированы условия, при которых зона на поверхности земли, подвергающаяся воздействию звукового удара при установившемся полете самолета, может быть ограничена, многосвязна или неограниченна, а ее отдельные участки могут подвергаться неоднократным звуковым ударам. Показано, что при исследовании геометрии зоны необходимо учитывать слой атмосферы толщиной порядка не менее 2–3 высот полета самолета. Показано также, что задача об определении поперечных размеров зоны в приближении геометрической акустики в общем случае является некорректной, так как незначительные изменения в распределении параметров атмосферы могут привести к существенному изменению ширины зоны.

Власов Е.В., Каравосов Р.К. «Влияние плотности газа на акустические характеристики турбулентной струи» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 10, № 1, с. 130-132 (1979)

Излагаются результаты экспериментального исследования акустических характеристик неизотермических воздушных струй и изотермических струй гелия и углекислого газа, истекающих в воздух. Рассматривается влияние плотности газа на звуковую мощность, характеристику направленности акустического излучения и спектр шума турбулентной струи. Показано, что наличие градиента плотности приводит к появлению дополнительных источников шума струи монопольного и дипольного типа. Отмечается, что при малых скоростях истечения струя переменной плотности является более эффективным генератором шума, чем струя постоянной плотности.

Моралев И.А., Котвицкий А.Я., Бычков О.П. «Подавление волн неустойчивости в стохастически возбужденной турбулентной низкоскоростной струе с использованием упреждающего управления» Теплофизика высоких температур, 62, № 4, с. 632-636 (2024)

Впервые продемонстрирована возможность упреждающего управления когерентными структурами (волнами неустойчивости) в низкоскоростной стохастически возбужденной турбулентной струе при числах Маха M=0.11 и Рейнольдса Re=1.2×10⁵. Управляющие возмущения вводились в струю с помощью плазменного актуатора на основе барьерного разряда, размещенного на кромке сопла. Возбуждение струи осуществлялось естественными широкополосными возмущениями. Сигнал для управления был получен с помощью термоанемометра, установленного внутри сопла. Получено снижение пульсаций скорости, ассоциированных с волнами неустойчивости, на 2 дБ по всей длине струи в области чисел Струхаля 0.2≤Sh≤2. Показано, что подавление возмущений приводит к некоторому уменьшению толщины сдвигового слоя на границе струи.

Кузнецов Е.Н. «Роль трения при формировании лобового сопротивления тел вращения в звуковом потоке газа» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 33, № 3-4, с. 62-66 (2002)

Приведены результаты расчетных исследований роли трения в формировании лобового сопротивления тел вращения в звуковом потоке газа. Показано, что оптимальные по волновому сопротивлению степенные тела с показателем степени образующей n=0,3 являются таковыми по лобовому сопротивлению в случае удлинения λ≤3, в диапазоне чисел М набегающего потока 0,97≤М∞<1,05 и в области чисел Рейнольдса, отнесенных к диаметру миделя носовой части, Rе_D≥0,5·10⁶.

Литвинов В.М. «Результаты экспериментального исследования возможности снижения восприимчивости ламинарного пограничного слоя к акустическим возмущениям» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 34, № 1-2, с. 68-75 (2003)

Приведены результаты экспериментального исследования, выполненного для плоской пластины в дозвуковой аэродинамической трубе при внешнем акустическом воздействии. Показана возможность уменьшения восприимчивости ламинарного пограничного слоя к акустическим возмущениям путем установки вблизи передней кромки пластины локальной неровности. Исследован вопрос о стабильности процесса подавления· возмущений в условиях изменяющегося продольного градиента давления.

Власов Е.В., Лаврухин Г.Н., Мерекин Д.В., Попович К.Ф., Самохин В.Ф., Школин В.П. «Газодинамические и акустические характеристики нетрадиционных схем реактивных сопел» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 34, № 3-4, с. 24-33 (2003)

Приведены результаты комплексных экспериментально-теоретических исследований тяговых и акустических характеристик традиционных круглых и плоских звуковых сопел, а также нетрадиционных плоских сопел со скошенным срезом и рядом вертикальных перегородок, установленных в выходном сечении сопла. Вертикальные перегородки предназначались для разбиения плоской струи на ряд струй с целью быстрого перемешивания с окружающей средой и снижения уровня шума. Показано, что в такой нетрадиционной схеме плоского сопла можно обеспечить снижение уровня шума по сравнению с эквивалентным круглым соплом. Приведена цена такого снижения уровня шума в виде соответствующего увеличения потерь тяги сопла. Показано, что такое сопло может быть достаточно эффективным средством снижения шума по сравнению с имеющимися мероприятиями по шумоглушению. Представлена картина течения в сверхзвуковых плоских струях исследованных схем.

Кажан А.В., Самохин В.Ф., Сорокина А.А. «Исследование акустического взаимодействия плоской реактивной струи за соплом с элементами планера летательного аппарата» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 54, № 5, с. 17-29 (2023)

На этапе предварительного проектирования летательного аппарата с низким уровнем шума для проведения оценки эффективности применения новых технических решений целесообразно выполнение как расчетных, так и экспериментальных исследований. В работе представлены результаты численных и экспериментальных исследований модели специально спроектированной хвостовой части новой компоновки летательного аппарата с плоским сегментированным соплом. Выдвинуто предположение о появлении нового источника акустического излучения, приводящего к возрастанию уровней звукового давления в области спектрального максимума шума плоской струи с экраном. В рамках поисковых исследований рассмотрено влияние различных элементов хвостовой части летательного аппарата на акустические характеристики плоской реактивной струи и предложены конструктивные мероприятия для улучшения акустических характеристик.

Копьев В.Ф., Бычков О.П., Беляев И.В., Фараносов Г.А. «Экспериментальное исследование влияния геометрических модификаций основной опоры шасси на ее акустические характеристики» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 55, № 5, с. 11-27 (2024)

Представлены результаты параметрических экспериментальных исследований шума обтекания тематической модели основной стойки шасси в заглушенной камере УНУ АК-2. Отличительной особенностью модели является ее выполнение в виде трансформера, допускающего исследования шума отдельных элементов шасси в различных сочетаниях. По результатам испытаний, путем сравнения акустических характеристик различных конфигураций модели, выполнена оценка спектров излучения отдельных элементов и показано, в какой мере выполняется принцип аддитивности их вкладов в суммарный шум. В рамках реализуемых вариантов модели выбраны предпочтительные, с точки зрения суммарного шума, конфигурации.

Горбовской В.С., Зотов А.С., Кажан А.В., Лаврухин Г.Н., Лысенков А.В., Мазуров А.П., Малашевский С.А., Матяш А.В., Савельев А.А., Шенкин А.В. «Проблемы интеграции плоского сопла с компоновкой сверхзвукового пассажирского самолета с низким уровнем звукового удара» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 55, № 6, с. 50-65 (2024)

Рассмотрено несколько видов компоновок двух сопел, расположенных на верхней поверхности фюзеляжа перспективного сверхзвукового пассажирского самолета (СПС), приведены результаты исследования аэрогазодинамических характеристик и картины течения в надфюзеляжной компоновке сопел, даны оценочные сравнения компоновок плоских сопел с системой шумоглушения и отклонения вектора тяги и круглого сопла для разных режимов полета самолета. Показано, что незначительные изменения геометрии могут приводить к существенным изменениям характеристик. Исходя из комплексного анализа полученных данных на основных режимах полета СПС в диапазоне чисел М=0–1.7 проведена оптимизация геометрии модифицированного сопла.

Беляев И.В., Бражкин А.В. «Сравнительный анализ методов разделения аэродинамического шума на тональную и широкополосную компоненты» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 55, № 6, с. 66-86 (2024)

Аэродинамический шум, создаваемый различными источниками (винты, турбулентные струи, обтекание элементов планера), зачастую характеризуется наличием двух отдельных компонент – тональной и широкополосной, – механизмы генерации которых отличаются друг от друга. Как следствие, анализ результатов измерений аэродинамического шума требует разделения этих компонент, что может оказаться нетривиальной задачей. В литературе представлено значительное количество методов и алгоритмов разделения тональной и широкополосной компонент, однако их систематическое сравнение друг с другом для различных источников аэродинамического шума отсутствует. В данной работе проводится сравнение работоспособности и эффективности известных методов разделения тональной и широкополосной компонент применительно к шуму изолированного винта, шуму открытого ротора и шуму обтекания шасси с целью рационального выбора методов разделения для анализа экспериментальных данных аэроакустических испытаний.

Кузмак Г.Е., Попов В.А. «Исследование перехода вращательного движения в колебательное при входе в атмосферу неуправляемого баллистического тела» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 1, № 6, с. 82-90 (1970)

Рассматривается задача об определении условий перехода вращения относительно центра масс в колебания относительно центра масс при входе баллистического тела в атмосферу для плоского движения. Проведены анализ известных аналитических решений и подробное численное исследование для синусоидальной моментной характеристики. Выделены основные параметры и получены вероятностные оценки высоты и угла атаки тела в момент перехода вращения в колебания при равномерном распределении значений угла атаки на границе атмосферы.

Баринов В.А., Гедымин В.А., Лебедева О.В., Принцев Б.К. «Влияние акустических возмущений на пульсационные характеристики потока и на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 6, № 6, с. 59-65 (1975)

Приводятся результаты экспериментального исследования влияния акустических возмущений на степень турбулентности потока в рабочей части аэродинамической трубы и на положение области перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный. Показано, что влияние искусственно созданных возмущений проявляется на частотах, определяемых теорией гидродинамической устойчивости.

Григолюк Э.И., Кузнецов Е.Б. «Взаимодействие акустической волны с трехслойной конической оболочкой» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 7, № 2, с. 181-185 (1976)

Исследуется напряженное и деформированное состояние трехслойной конической оболочки, покоящейся в идеальной сжимаемой жидкости, под действием акустической волны давления, распространяющейся вдоль оси. Большее основание конуса закреплено в жестком коническом экране. Меньшее основание соединено с твердым телом конической формы, к которому на упругом элементе крепится масса, имитирующая оборудование и способная совершать возвратно- поступательное движение. Перемещения оболочки описываются нелинейными дифференциальными уравнениями не пологих трехслойных оболочек. Задача решается численно на ЭЦВМ. Определяются изгибные, мембранные напряжения, возникающие в оболочке, и ускорения жестких масс.

Баринов В.А., Веденеев В.Б., Мозольков А.С. «Влияние акустических возмущений на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный при сверхзвуковых скоростях» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 7, № 3, с. 32-38 (1976)

Приводятся результаты экспериментального исследования перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на пластине в зависимости от места установки пластины по длине рабочей части аэродинамической трубы. Исследование было проведено при числах М=2, 3, 4 и числах Re _{1 M}=(33–56)10⁶. Приводится описание модели образования и распределения возмущений по длине рабочей части. На основе этой модели получены формулы, аппроксимирующие с точностью 15% экспериментальные величины чисел Re начала и конца области перехода.

Шустов А.В. «Качественный анализ влияния акустических характеристик самолета с ТРД на оптимальную программу взлета» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 8, № 6, с. 81-92 (1977)

Излагается алгоритм нахождения оптимальных, с точки зрения снижения эффективного уровня шума, законов изменения тяги двигателей самолета на участке набора высоты. Основными составляющими шума считаются шум реактивной струи газа и шум обтекания планера. Приводятся результаты численных расчетов оптимальных траекторий взлета.

Шустов А.В. «Оценка точности приближенного метода определения суммарного уровня воспринимаемого шума (на основе статистического моделирования)» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 11, № 4, с. 165-169 (1980)

На основе методов статистического моделирования проводится сравнение результатов определения суммарного уровня воспринимаемого шума но приближенному соотношению и по стандартному методу, учитывающему спектральный состав источников звукового излучения реактивных пассажирских самолетов с ТРД.

Поляков В.В., Пузырев В.М. «Экспериментально-теоретическое исследование течения в звуковом цилиндрическом эжекторе небольшой длины» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 11, № 5, с. 136-140 (1980)

Экспериментально и численно исследована газодинамическая картина течения двух потоков на критическом и некритическом режимах работы звукового цилиндрического эжектора. Газодинамическая картина течения составлена с помощью анализа теневых фотографий течения за срезом эжектора, распределений давлений в поперечных сечениях и по стенке обечайки, полученных экспериментально и численно методом, а также по изобарам, полученным в результате расчета.

Столяров Е.П. «К линейной теории возбуждения звука турбулентными потоками в условиях быстрой деформации поля течения» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 11, № 6, с. 10-24 (1980)

Рассмотрено распространение малых возмущений в двумерных потенциальных течениях сжимаемого идеального газа. На основе линеаризованных уравнений пульсационного движении выведено неоднородное волновое уравнение относительно потенциала возмущений с известными объемными источниками ("диполями"), для которых даны аналитические выражения, сформулированы граничные условия для возмущений. Приведены аналитические выражения, описывающие соленоидальное поле возмущенной скорости. На простейших примерах (потенциальное обтекание цилиндра, сферы, осесимметричное течение в конфузоре) изучается роль объемных источников в возбуждении звука крупномасштабной турбулентностью.

Илларионов В.Ф., Шустов Л.В. «Построение контура равного уровня шума, создаваемого реактивным пассажирским самолетом на местности при квазиустановившихся режимах полета» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 13, № 2, с. 87-95 (1982)

Излагается упрощенный метод расчета распределения эффективных уровней воспринимаемого шума на местности и характеристик контура равного уровня шума для квазиустановившихся режимов полета реактивного пассажирского самолета. Проводится сравнение результатов расчетов, полученных при использовании указанного метода и существующих методик расчета.

Кузнецов В.М., Мунин А.Г. «Оценка эффективности методов снижения шума струи» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 13, № 6, с. 1-7 (1982)

Проведена оценка эффективности методов снижения шума струи, предусматривающих применение вдува воздуха в зону смешения, изменение начального профиля средних скоростей на срезе выхлопного сопла и использование многотрубчатого насадка. Результаты расчета соответствуют данным экспериментальных исследований.

Вышинский В.В., Кузнецов Е.Н. «Тела вращения с минимальным волновым сопротивлением при звуковой скорости течения газа» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 14, № 5, с. 90-93 (1983)

Приведены результаты расчета при звуковой скорости набегающего потока волнового сопротивления носовых частей тел вращения с параболической образующей при различном относительном удлинении носовой части. Выявлены формы образующей для тел с минимальным волновым сопротивлением.

Самохин В.Ф. «Параметрическое исследование мощности акустического излучения соосных струй» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 15, № 1, с. 55-64 (1984)

Предложена аналитическая модель для расчета акустической мощности соосных струй при различной начальной турбулентности внешней струи. Проведено параметрическое исследование акустической мощности изотермических и неизотермических соосных струй. Рассмотрена задача о выборе оптимальных параметров струй, обеспечивающих минимальную мощность акустического излучения.

Жулев Ю.Г., Мунин А.Г., Лебедева О.В., Потапов Ю.Ф. «Акустические характеристики моделей эжекторных глушителей шума струй» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 15, № 1, с. 46-53 (1984)

Приведены результаты исследования акустических характеристик глушителя шума струи, выполненного в виде гофрированного сопла и эжектора со звукопоглощающими стенками. Экспериментально показано, что при определенном сочетании форм выходных сопел и размеров эжектора шум реактивной струи может быть снижен на величину, равную 13 дБ в области составляющих спектра, где шум максимален, как в стационарных условиях, так и в условиях полета до 270 км/час.

Белопольская Л.Л., Брейтвейт В.К., Зосимов А.В., Тимофеев Е.Б. «К акустическому подавлению автоколебании в аэродинамической трубе с открытой рабочей частью» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 16, № 4, с. 65-83 (1985)

В открытой рабочей части аэродинамической трубы с диаметром сопла 1,2 м исследованы поля пульсаций скорости и давления. Обнаружено, что, несмотря на наличие в этой трубе специальных устройств для подавления низкочастотных пульсаций потока, в рабочей части при ряде значений средней скорости течения возникают автоколебания потока, приводящие к двух-, трехкратному росту интенсивности продольных пульсаций скорости. Для подавления этих колебаний поток в рабочей части трубы был подвергнут высокочастотному акустическому облучению, и в результате удалось снизить интенсивность пульсаций скорости и давления на автоколебательных режимах течения до уровня, соответствующего неавтоколебательным режимам.

Бардаханов С.П., Довгаль А.В., Качанов Ю.С., Козлов В.В., Свищев Г.П., Симонов О.А., Щербаков В.А. «Акустическое управление развитием возмущений в пограничном слое» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 17, № 1, с. 41-46 (1986)

Исследована возможность управления течением в пограничном слое возбуждением в нем возмущений на частоте волн неустойчивости звуковыми колебаниями внешнего потока. Рассмотрена различная ориентация звукового источника относительно модели. Акустическое возбуждение заметно влияет на уровень пульсаций в пограничном слое в соответствии с фазой задаваемых колебаний.

Вышинский В.В., Кузнецов Е.Н. «Учет трения при выборе оптимальных форм носовых частей тел вращения в звуковом потоке» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 17, № 3, с. 110-114 (1986)

Приведены результаты расчета волнового сопротивления, сопротивления трения и полного сопротивления носовых частей тел вращения с параболической образующей при звуковой скорости набегающего потока, числах Re=(0,5–18)10⁶ и относительном удлинении λ=2–6. Расчеты проводились как при фиксированном, так и при свободном положении точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный. Определена область чисел Re и значений X, в которой определение оптимальной формы нужно вести с учетом сопротивления трения и положения точки перехода.

Соболев А.Ф. «Исследования по повышению эффективности звукопоглощающих конструкций в канале авиационного двигателя» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 18, № 6, с. 41-50 (1987)

Получены приближенные формулы, позволяющие определить направление максимального излучения данной моды относительно оси канала при различных соотношениях между скоростями потока в канале и в окружающей среде. Рассмотрены два характерных случая: 1) скорость потока в канале плавно переходит в скорость потока в окружающей среде, 2) между струей, вытекающей из канала, и спутным потоком существует тангенциальный разрыв скорости. Проведено экспериментальное исследование возможности увеличения затухания звука в канале за счет оптимизации затухания наиболее существенных мод. Наиболее существенные моды определялись по характеристикам излучения с использованием полученных приближенных формул.

Лебедева О.В., Науменко Н. «Оптимизация параметров звукопоглощающей облицовки эжекторного глушителя шума струи» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 19, № 3, с. 110-114 (1988)

На примере простейшего эжекторного глушителя описывается метод выбора оптимальных параметров звукопоглощающей облицовки и проведена оценка максимально возможной при этом величины снижения шума.

Бардаханов С.П., Козлов В.В., Носырев И.П. «Исследование структуры течения за лопатками поворотного колена аэродинамической трубы при акустическом воздействии» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 19, № 4, с. 45-51 (1988)

Экспериментально показано, что в турбулентных следах за поворотными лопатками аэродинамической трубы акустические колебания преобразуются в вихревые возмущения или когерентные структуры, сносящиеся вниз по потоку.

Безменов В.Я. «Акустический шум, излучаемый емкостью аэродинамической трубы импульсного действия» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 19, № 4, с. 52-61 (1988)

Изложен метод отделения уровня акустического шума, излучаемого емкостью аэродинамической трубы импульсного типа, основанный на результатах испытаний в модельной установке.

Ганабов В.И., Мунин А.Г. «О расчете шума вращения одиночного винта с лопастями произвольной формы» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 20, № 5, с. 43-52 (1989)

Рассмотрен аналитический метод расчета шума вращения винта в полете с лопастями произвольной формы в плане, в том числе и с лопастями саблевидной формы. Расчет основан на заранее заданных геометрических и аэродинамических характеристиках винтовентилятора, полученных в результате предварительного аэродинамического проектирования. Аэродинамическая нагрузка задается по всей поверхности лопасти: вдоль лопасти она определяется законом распределения циркуляции по радиусу, а в расчетных сечениях лопасти на каждом текущем радиусе – перепадом статического давления в виде импульса давления, который может иметь произвольную форму по длине хорды. Получено выражение для определения уровней акустического давления в ближнем и дальнем полях. Приведены результаты расчетов и дано сравнение расчета с экспериментом.

Ереза А.Г., Микеладзе В.Г., Мунин А.Г., Столяров Е.П., Филиппова Р.Д., Шлягун А.Н. «Снижение уровня фонового шума в рабочей части аэродинамической трубы при трансзвуковых скоростях потока» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 21, № 2, с. 10-19 (1990)

Представлены результаты экспериментальных исследований фонового шума в рабочей части аэродинамической трубы с перфорированными стенками. Определены основные источники этого шума при трансзвуковых скоростях потока, показаны пути снижения уровня фонового шума и эффективность использованных для этой цели способов.

Мунин А.Г., Прозоров А.Г., Топоров А.В. «Экспериментальное исследование тонального шума обтекания крыла при малых скоростях потока» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 21, № 3, с. 28-38 (1990)

Анализируются причины появления тонального шума при обтекании крыла. Установлена взаимосвязь тональных составляющих шума и гидродинамических пульсаций в области перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный и в аэродинамическом следе. Отмечается распространение интенсивных гидродинамических пульсаций за пределы пограничного слоя и следа. Показаны различные возможности предотвращения интенсивных узкополосных гидродинамических и акустических возмущений. Отмечается, что частота и уровень рассмотренных возмущений зависят от числа Рейнольдса и угла атаки.

Жигулев С.В., Федоров А.В. «Исследование влияния ультразвукового акустического поля на отрыв пограничного слоя на профиле» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 21, № 6, с. 50-57 (1990)

Приводятся результаты теоретического и экспериментального исследования влияния ультразвукового акустического поля в диапазоне частот 40–70 кГц на ламинарный отрыв в окрестности передней кромки сверхкритического крыловогo профиля при значениях угла атаки 7,3–7,7°. Эксперимент проведен в дозвуковой малошумной трубе при скоростях набегающего потока 33–71 м/с, что соответствует диапазону чисел Рейнольдса(0,9–1,9)·10⁶. Основные измерения выполнены посредством локального бесконтактного однопучкового анемометра, регистрирующего одну компоненту скорости со знаком. В отсутствие акустического поля в этих условиях реализуется глобальный отрыв, занимающий 20% хорды профиля, а толщина сдвигового слоя сравнима с толщиной самого профиля. При наложении акустического поля размеры отрывной зоны существенно меняются, а при превышении интенсивностью ультразвукового поля порогового значения глобальный отрыв ликвидируется вовсе, так что толщина сдвигового слоя изменяется на порядок величины. Показано, что эффект носит явно выраженные гистерезисиый и резонансный характеры. Приводятся результаты оценочного расчета эффективных частот воздействия, выполненного на основе линейной теории устойчивости пограничного слоя, и дается сравнение с экспериментом.

Зосимов А.В., Пилипенко А.А., Уханова Л.Н., Шаповалов Г.К. «Влияние акустических возмущений на подъемную силу треугольных крыльев с острыми кромками» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 22, № 5, с. 127-130 (1991)

Экспериментально исследовалась возможность акустического способа управления вихревой структурой, формирующейся при отрывном обтекании тонких треугольных крыльев с острыми кромками. Показано, что путем внешнего монохроматического звукового облучения определенной частоты и интенсивности можно существенно увеличить коэффициент подъемной силы треугольных крыльев при удлинении λ>2 на закритических углах атаки.

Попов П.А. «Изменение параметров вибрации конструкции летательных аппаратов при росте их акустического нагружения» Акустический журнал, 70, № 5, с. 740-746 (2024)

Представлены результаты анализа экспериментальных данных, позволяющие выявить поведение параметров колебания конструкции при изменении амплитуды акустического давления с помощью введенного в рассмотрение понятия проводимости акустической вибрации. Подтверждается нелинейное поведение вибрационного отклика конструкции разных отсеков ракеты и сегмента панели при нагружении их полем акустического давления. Обнаружены общие закономерности нелинейности, в частности, показано, что проводимость имеет тенденцию к понижению при росте акустической нагрузки, близкую в основном к степенной функции.

Косинов А.Д., Семенов Н.В., Питеримова М.В., Яцких А.А., Ермолаев Ю.Г., Смородский Б.В., Шмакова А.В. «Особенности развития волнового поезда в продольном возмущении сверхзвукового пограничного слоя» Прикладная механика и техническая физика, 65, № 4, с. 63-82 (2024)

С использованием результатов экспериментов получены пространственно-временные распределения амплитуды контролируемых пульсаций и их частотно-волновые характеристики при слабонелинейном развитии волнового поезда в области стационарного следа внутри пограничного слоя плоской пластины при числе Маха M=2. Продольное стационарное возмущение порождалось парой боковых слабых ударных волн. Контролируемые возмущения генерировались в поток локальным высокочастотным тлеющим разрядом, расположенным внутри модели. Анализ развития контролируемых возмущений проводился на основе линейной теории гидродинамической устойчивости. Выявлены типичные резонансные триплеты волн. Обнаружено, что неоднородность течения подавляет механизмы взаимодействия контролируемых возмущений

Кудрявцев А.Н., Кашковский А.В., Шершнёв А.А. «Формирование возвратного течения за диском Маха при различных числах Рейнольдса» Теплофизика и аэромеханика, № 5, с. 873-878 (2024)

Численно, на основе уравнений Навье–Стокса, исследуется вопрос о существовании возвратного течения за диском Маха в первой бочке сверхзвуковой недорасширенной струи. Показано, что существование возвратного течения зависит от числа Рейнольдса: оно возникает при низких значениях числа Рейнольдса и исчезает, когда число Рейнольдса превышает некоторую величину. Таким образом, для экспериментального наблюдения этого парадоксального явления необходимо проведение экспериментов со струями достаточно разреженного газа. Ключевые слова: сверхзвуковые неизобарические струи, ударно-волновая структура, осесимметричное течение, разреженный газ, влияние вязких эффектов

Власов Е.В., Гедьшин В.А., Каравосов Р.К. «Метод расчета шума реактивной струи при наличии экранирующей поверхности» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 13, № 1, с. 30-38 (1982)

Предложен метод расчета, позволяющий учитывать экранирование шума реактивной струи элементами конструкции самолета. При этом реактивная струя рассматривается как сложный источник шума, характеристики которого определяются на основе подробных данных о микроструктуре течения в зоне смешения струи. Выполнено сопоставление полученных результатов с экспериментальными измерениями и с расчетом на основе использования упрощенной модели струи как источника шума.