Кирпиченко В.Н., Швейко Ю.Ю. «О влиянии гидростатики на частоты колебаний оболочек топливных баков жидкостных ракет-носителей» Космонавтика и ракетостроение, № 3, с. 46-51 (2014)

Приводятся теоретические и экспериментальные результаты исследования собственных частот неосесимметричных колебаний оболочек топливных баков жидкостных ракет. Показывается, что при уменьшении глубины заправки бака жидким топливом, в зависимости от геометрических параметров бака (для фиксированного числа волн упругой поверхности оболочки в окружном направлении), собственные частоты могут либо непрерывно возрастать, либо иметь минимум внутри интервала заправок.

Морозов В.И., Овчинников В.В. «Аэродинамические способы управления колебаниями элементов конструкций» Известия Российской академии наук. Механика твердого тела, № 3, с. 180-192 (2006)

Рассматриваются способы управления аэроупругими колебаниями, основанные на изменении условий обтекания элементов конструкций. Для теоретического исследования процесса колебаний используются аэродинамически нелинейные математические модели аэроупругости различного уровня сложности. Приведены результаты численного эксперимента.

Козловский В.А. «Определение максимальных размеров моделей для испытаний в гиперзвуковых аэродинамических трубах с высотной камерой» Космонавтика и ракетостроение, № 1, с. 18-23 (2011)

Приводится решение задачи о максимальном размере моделей летательных аппаратов при экспериментальном определении их аэродинамических характеристик, полученное на основе анализа структуры течения в гиперзвуковой аэродинамической трубе, оснащённой рабочей частью с высотной камерой.

Гувернюк С.В., Симоненко М.М., Синявин А.А. «Особенности обтекания сверхзвуковым потоком решётчатых крыльев при больших углах атаки» Космонавтика и ракетостроение, № 1, с. 55-62 (2012)

Представляются результаты численного и физического моделирования обтекания сверхзвуковым потоком решётчатых крыльев. Отмечается, что при изменении угла атаки наблюдаются переходы от режимов с образованием ударной волны перед решёткой к «безударным» режимам и обратно. Результаты вычислений сопоставляются с экспериментальными данными.

Белошенко Б.Г., Ершов И.В., Шипилов С.Н. «Динамика волновых процессов при старте ракет и разделении ступеней» Космонавтика и ракетостроение, № 1, с. 177-179 (2012)

Балакирев Ю.Г. «Решение проблемы продольных колебаний советских жидкостных ракет в полёте: достижения и неудачи. Часть 1» Космонавтика и ракетостроение, № 6, с. 185-191 (2014)

Описываются случаи возникновения в процессе полёта самовозбуждающихся продольных колебаний советских жидкостных ракет (эффект POGO по американской терминологии). Рассматриваются особенности их влияния на функционирование систем ракеты и предлагаются меры, принятые для устранения колебаний такого рода.

Балакирев Ю.Г. «Решение проблемы продольных колебаний советских жидкостных ракет в полёте: достижения и неудачи. Часть 2» Космонавтика и ракетостроение, № 2, с. 149-154 (2015)

Описываются случаи возникновения в процессе полёта самовозбуждающихся продольных колебаний советских жидкостных ракет (эффект POGO по американской терминологии начиная с 1960-х гг.). Показывается, как по мере развития ракетно-космической техники приобретался опыт решения рассматриваемой проблемы.

Фомин В.М., Волков В.Ф., Чиркашенко В.Ф. «Численное исследование влияния аэродинамической компоновки сверхзвукового пассажирского самолета на параметры создаваемого им звукового удара» Вычислительные технологии, 11, № S2, с. 64-75 (2006)

We present the results of numerical studies of the effect of the lift redistribution over the length of supersonic passenger – carrying airliner's body on the sonic boom parameters and other aerodynamic characteristics due to the wing-tandem schema design. Computation of the gasdynamic flow characteristics in the perturbed domain and on the surface of the body was carried out using the numerical algorithm based on the approximation of the integral Euler equations. Quasi linear theory was used for calculation of the propagation of disturbances far away from the body. Essential reduction of the sonic boom level is shown to be due the middle zone effects as well as when the profile of sonic overpressure approaches the N wave.

Самохин В.Ф., Мошков П.А. «Экспериментальное исследование акустических характеристик силовой установки самолета «Ан-2» в статических условиях» Труды Московского авиационного института, № 82, с. 17 (2015)

Представлены основные результаты экспериментального исследования акустических характеристик силовой установки (СУ) самолета «Ан-2» в статических условиях. Получены энергетические, пространственные и спектральные характеристики акустического излучения СУ. Установлено, что основная доля энергия акустического излучения СУ сосредоточена в области низких частот (16–100 Гц). В этой области частот максимальная спектральная плотность соответствует излучению на частотах, кратных частоте следования лопастей винта, а также частотам, кратным частоте следования вспышек в цилиндрах двигателя. Источником низкочастотной (до 500 Гц) составляющей широкополосного излучения являются винт и двигатель. Доминирующим источником широкополосной высокочастотной составляющей является вихревая пелена за винтом. Доля высокочастотного широкополосного акустического излучения (1000–5000 Гц) в общей акустической мощности силовой установки не превышает 1%. Акустический КПД СУ самолета «Ан-2» с 4-х лопастным винтом на максимальном режиме работы равен ≈0,055%, что в 2–3 раза ниже, чем у самолетов с 2-х лопастными винтами.

Бритван Г.А., Кипчарский Д.А., Лесничий И.В., Самойлов В.И. «Тенденции регламентации шума вертолетов на местности и акустических характеристик современного вертолетного парка» Научный вестник ГосНИИ ГА, № 9, с. 57-63 (2015)

Рассмотрены проблемы шумового воздействия вертолетов на окружающую среду. Проанализирована существующая политика ИКАО в области регламентирования вертолетного шума. Рассмотрена природа формирования шумового воздействия вертолета на окружающую среду и современные конструктивные и эксплуатационные методы, направленные на повышение акустических характеристик вертолетов. Проведен анализ акустических характеристик существующих и перспективных вертолетов. Выявлена тенденция улучшения со временем шумовых характеристик вертолетов. Проведен анализ существующих программ по снижению шума и вариантов возможного ужесточения требований по шуму.

Сипатов А.М., Чухланцева Н.О., Усанин М.В. «Анализ акустических характеристик вентиляторной ступени авиационного двигателя» Интеллектуальные системы в производстве, № 1, с. 62-71 (2007)

Представлен подробный анализ различных вариантов геометрии вентиляторной ступени с точки зрения ее аэродинамических и акустических характеристик. Все исследования проведены на основе результатов трехмерных газодинамических расчетов ротор/статор-взаимодействия рабочего колеса вентилятора с лопатками направляющего аппарата (НА) внутреннего контура и лопатками спрямляющего аппарата (СА) наружного контура. В используемом подходе распределение разности нестационарного давления на средней поверхности лопатки спрямляющего аппарата рассматривается как распределенный акустический источник. Проведен анализ шести различных вариантов геометрии вентиляторной ступени.

Мельников Б.Н., Большунов Ю.А., Николайкин Н.И. «Перспективы создания малошумных самолетов гражданской авиации» Безопасность в техносфере, № 2, с. 32-37 (2010)

Приводится оценка фактических запасов по шуму для мирового парка самолетов бизнес-класса, а также региональных и магистральных самолетов гражданской авиации относительно действующих норм по шуму стандарта ИКАО. Рассмотрены целевые показатели возможного ужесточения указанных требований в рамках ИКАО, Евросоюза и национальных правил США для дозвуковых и сверхзвуковых самолетов нового поколения. Показано, что прогресс в области снижения шума самолетов новых поколений позволяет исключить выход зон неблагоприятного воздействия авиационного шума за существующие границы международных аэропортов.

Борисков Ю.В. «Опыт применения ультразвукового контроля фазированными решетками в авиастроении» Территория NDT. Международный журнал по неразрушающему контролю, № 4, http://www.tndt.idspektr.ru/index.php/current-issue (2016)

Бернс В.А., Лысенко Е.А., Долгополов А.В., Жуков Е.П. «Опыт контроля дефектов летательных аппаратов по параметрам вибраций» Известия Самарского научного центра Российской академии наук, 18, № 4-1, с. 86-96 (2016)

Решается задача идентификации дефектов летательных аппаратов по вызванным ими изменениям динамических характеристик объектов контроля. Рассмотрены такие виды дефектов, как нарушение целостности конструкций, ослабление креплений и появление зазоров в местах стыковки агрегатов, люфты в механических системах передачи усилий или перемещений, повышенное сухое трение в опорах отклоняемых поверхностей, резонансные режимы колебаний элементов планера и систем, недостаточная эффективность гидравлических демпферов в составе упругого планера. Контроль может происходить либо на уровне качественной оценки, либо на уровне количественной оценки одного или нескольких дефектов. Результаты исследований влияния дефектов на динамические характеристики летательных аппаратов позволили определить идентификационные признаки дефектов. Так, идентификационными признаками трещин и разрушений, ослабления креплений и наличия зазоров в местах стыковки агрегатов, возникновения резонансных режимов колебаний элементов конструкций являются изменения амплитудно-частотных характеристик и спектральной плотности мощности случайной вибрации. Для идентификации люфтов в проводках управления и сухого трения в опорах отклоняемых поверхностей предложено использовать искажения фигур Лиссажу и портретов вынужденных колебаний. Исследования причин низкой эффективности гидравлических демпферов производились на нелинейной математической модели органа управления самолётом, параметры которой определялись по результатам динамических испытаний. Предложена методика контроля дефектов космических аппаратов открытого исполнения, которая содержит три этапа исследований. На первом этапе производятся зондирующие испытания с низкой интенсивностью вибрационного нагружения и регистрацией откликов конструкции акселерометрами. По результатам зондирующих испытаний на втором этапе рассчитывается нормированный безопасный режим нагружения. Испытания на этом режиме проводятся как на вибростенде, так и в акустической камере. На третьем этапе повторяются зондирующие испытания, результаты которых сопоставляются с результатами первого этапа. По отклонениям параметров вибраций определяются местоположение и характер дефекта.

Копьев В.Ф., Зайцев М.Ю., Остриков Н.Н., Денисов С.Л., Макашов С.Ю., Аникин В.А., Громов В.В. «Об определении акустических характеристик моделей несущих вертолетных винтов на открытом стенде» Акустический журнал, 62, № 6, с. 725-730 (2016)

Приводятся результаты экспериментальных исследований, направленных на создание методики измерения акустических характеристик моделей несущих вертолетных винтов в условиях открытого стенда. С помощью метода последовательностей максимальной длины (MLS) проводится выбор оптимального расположения микрофонов на открытом стенде, минимизирующего влияние паразитных отраженных сигналов. Представлены результаты обработки данных акустического эксперимента с модельным несущим винтом. DOI: 10.7868/S032079191605004X