Гарбарук А.В., Стрелец М.Х., Шур М.Л., Дядькин А.А., Рыбак С.П. «Течения в следе за соплами ракетного блока аварийного спасения и определение пульсаций давления на поверхности возвращаемого аппарата при различных режимах полета» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 95-99 (2016)

Одной из многих сложных задач проектирования ракетных пилотируемых комплексов является определение аэроакустических воздействий на обитаемый модуль (возвращаемый аппарат – ВА) при выведении пилотируемого транспортного корабля (ПТК). Эти воздействия обусловлены взаимодействием с поверхностью ВА турбулентного следа за соплами ракетного блока аварийного спасения (РБАС), составляющего вместе с ВА отделяемый головной блок (ОГБ). Для численного решения згой задачи необходимо использование так называющих вихреразрешающих подходов к описанию турбулентности, поскольку традиционные полуэмпирические модели турбулентности для осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье–Стокса (RANS) не позволяют получить какой-либо информации об амплитудных и. тем более, спектральных характеристиках пульсаций давления. Наиболее перспективными из этих подходов являются так называемые гибридные методы, сочетающие в себе сильные стороны RANS моделей с высокой точностью и информативностью метода моделирования крупных вихрей (LES). Однако при решении практических задач (сложная геометрия течения, высокие числа Рейнольдса) даже гибридные методы требуют огромных вычислительных затрат. В связи с этим в данной работе для решения сформулированной выше задачи предлагается специализированная вычислительная процедура, базирующая на использовании RANS и LES в различных областях потока и позволяющая решить эту задачу при вполне приемлемых по сегодняшним меркам вычислительных затратах.

Абдрашитов Р.Г., Коротаев В.С., Попов О.Ю., Стрельцов О.К., Чучкалов И.Б., Архиреева Е.Ю., Даньков Б.Н., Косенко А.П. «Численно-экспериментальные исследования путей снижения аэроакустических нагрузок в протяжённой прямоугольной каверне при дозвуковых и трансзвуковых скоростях набегающего потока» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 25-29 (2016)

На самолетах различных типов имеются конструктивные особенности в виде открытых полостей – каверн (ниши шасси, ниши размещения различных грузов). Течение в открытых полостях является нестационарным и влияет на усталостную прочность конструкции и величину генерируемого шума. Для уменьшения аэроакустических нагрузок в полостях используются различные устройства: дефлекторы, спойлеры, сопла микроструй. устанавливаемые вдоль внешней кромки передней стенки, скос задней стенки, и другие . Эффективность таких устройств была показана для полостей с открытым типом течения, когда оторвавшийся с передней кромки полости слой смешения примыкал к ее задней стенке (при дозвуковых и трансзвуковых скоростях набегающего потока относительная, в долях глубины, протяженность таких полостей соответствует L/H<6/

Бакланов В.С., Панов С.Н. «Роль экспериментальных данных импедансных и передаточных функций конструкции планера и двигателя в вычислительном эксперименте по оценке ожидаемых виброакустических характеристик самолетов нового поколения» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 37-40 (2016)

Спектр шума и вибрации от вибрационного воздействия силовой установки самолетов нового поколения в связи с переходом на двигатели большой и сверхбольшой степени двухконтурности существенно изменился.Основное изменение связано со сдвигом в низкочастотную область, вызванное снижением скорости вращения вала вентилятора двигателей большой степени двухконтурности. В работе показан пример традиционного подхода, дающего надежную оценку вклада, например, вибрационного воздействия двигателей нового поколения (с новым широким спектром частот) на виброакустическую обстановку в пассажирском салоне самолетов.

Баракос Дж.Н., Батраков Л.С., Боженко А.Н., Гарипова Л.И., Кусюмов А.Н., Михайлов С.А., Пахов В.В., Степанов Р.П. «Создание базы данных акустических экспериментальных исследований модели изолированного несущего винта вертолета» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 41-44 (2016)

Представлены результаты экспериментальных исследований. полученные в аэродинамической трубе Т-1К КНИТУ-КАИ (Казань), модифицированной для акустических исследований. Вокруг открытой рабочей части трубы была построена акустическая камера для данных измерений.

Белоус А.А., Корольков А.И., Остриков Н.Н., Шанин А.В. «Исследование воздушного потока с помощью акустического MLS-сигнала» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 45-46 (2016)

Экспериментальная техника, основанная па методе последовательности максимальной длины (MLS-методе), нашла широкое применение в архитектурной акустике . Метод заключается в следующем. Исследуемая область облучается квазишумовым сигналом с автокорреляционной функцией, близкой к дельта-функции. После корреляционной обработки становится известным импульсный отклик изучаемой области при заданных положениях источника и приемника. MLS-метод имеет непосредственную ценность для авиационной акустики, так как позволяет непосредственно наблюдать поля, рассеянные на препятствиях сложной формы. В качестве таких препятствий могут служить крыло или двигатель самолета. В частности, важной является задача определения коэффициентов экранирования планером летательного аппарата шумов двигателя и струи. С помощью MLS-метода эта задача может быть решена экспериментально. Несмотря на это, авторам не известны эксперименты на основе MLS-метода в присутствии звукового потока. Целью данной работы является заполнение данного пробела, а именно – измерение импульсного отклика акустического тракта в присутствии турбулентного или ламинарного потока на акустической трассе.

Босняков С.М., Горбушин А.Р., Курсаков И.А., Матяш С.В., Михайлов С.В., Чевагин А.Ф. «О точности экспериментальных данных для валидации вычислительных методов» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 82-84 (2016)

Аэродинамическая труба (АДТ) является основным инструментом для получения высококачественных экспериментальных данных. Она имеет элементы, которые существенно влияют на результаты испытаний, например, поддерживающие устройства, канал перед моделью, отклоняемые стенки рабочей части, форкамеру. сопло и т.д. Пренебрежение этими устройствами приводит к тому, что сопоставление расчетных и экспериментальных данных дает некорректный результат. На практике применяются АДТ различного типа. В каждом отдельном случае необходим подход, учитывающий специфические особенности экспериментальной установки и технологии проведения эксперимента в этой установке. Основное внимание уделяется трансзвуковой АДТ типа Т-128 с перфорированными стенками и дозвуковой АД Г типа Т-104 с открытой рабочей частью. Известно, что расчетные программы, реализующие трехмерные подходы. работают на пределе возможностей имеющихся в наличии ЭВМ. Этим обусловлен тот факт, что, как правило, вычислительная методология тесно привязана к возможностям вычислительной системы с целью максимальной оптимизации ее ресурсов. В настоящее время появляются современные кластеры с сотнями и тысячами процессоров. Существенным фактором является многократное уменьшение стоимости подобных систем. Это позволяет организовать валидацию расчетных методологий на принципиально новом уровне. Приведены оценки, характеризующие требования различных фирм-разработчиков авиационной техники к точности экспериментальных и расчетных данных. Обсуждается влияние различных факторов на величину погрешностей. В частности, показано, что даже такие «несущественные» явления, как изменение температуры тензометрических весов или пренебрежение высотой установки датчиков для измерения параметров потока в рабочей части АДТ могут приводить к заметным ошибкам, которые влияют на результаты валидации расчетных методов.

Волков А.В., Ляпунов С.В. «Актуальные задачи аэродинамики летательных аппаратов» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 91-94 (2016)

Осуждаются основные направления исследований в области аэродинамики летательных аппаратов, выполняемые в настоящее время отделением аэродинамики самолетов и ракет ФГ'УП «ЦАГИ».

Голубев А.Ю. «Пространственно-временная структура неоднородных полей пульсаций давления на поверхности гражданского самолета» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 103-106 (2016)

Шум в салоне самолета обусловлен наличием ряда источников, среди которых выделяются шум. обусловленный переизлучением колеблющихся панелей фюзеляжа под действием нестационарных аэродинамических воздействий. под действием акустического поля силовой установки (шум струи), под действием распространяющихся от силовой установки вибраций, а также шум, излучаемый при работе системы вентиляции и кондиционирования воздуха (СКВ). При проведении мероприятий по снижению акустического излучения системы вентиляции и кондиционирования воздуха (СКВ) и силовой установки основным источником шума внутри современного скоростного пассажирского самолета становятся случайные по пространству и времени аэродинамические поля пульсаций давления звукового диапазона частот на его внешней поверхности. Особенности конструктивного исполнения летательных аппаратов приводят к тому, что помимо однородного поля пульсаций давления невозмущенного безградиентного пограничного слоя , на обтекаемой поверхности формируются дополнительные возмущения, наблюдаемые, в частности, в зонах с повышенными градиентами статического давления, в окрестности мелких геометрических неоднородностей, локальной сверхзвуковой зоны и так далее. Учитывая то, что основные характеристики дополнительных возмущений изменяются но пространству в существенно большей степени, чем характеристики пульсаций давления невозмущенного пограничного слоя, эти поля принято называть неоднородными. Жесткие ограничения массовых характеристик бортовой конструкции. лимитирование ее размеров предъявляют крайне высокие требования к задаче оптимизации звукоизоляционных характеристик бортовой конструкции. решение которой невозможно без точного учета структуры аэроакустических полей пульсаций давления, воздействующих на поверхность летательного аппарата.

Грачёва А.В., Макаров В.Е., Осипов А.А., Шорстов В.А. «Расчет аэродинамических и акустических характеристик профиля NACA0012 в постановке IDDES с использованием схем высокого порядка аппроксимации типа МР» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 107-112 (2016)

Представлены результаты расчетов вязкого нестационарного обтекания изолированного симметричного профиля NACA0012 с торцом на задней кромке с относительным размером 0.25%, с использованием схемы типа МР 5-го порядка аппроксимации по пространству и 4-го порядка аппроксимации по времени в постановке IDDES с использованием модели турбулентности Спаларта–Аллмараса. Целью настоящего исследования была доработка указанных выше схемы и метода моделирования турбулентности, хорошо зарекомендовавших себя при решении модельных задач (распад изотропной турбулентности и течение в плоском канале) для решения типовых задач аэродинамики и аэроакустики профиля.

Лещенко И.А., Юрлова Н.Ю. «Разработка методики многорежимной оптимизации входного устройства сложной пространственной конфигурации, предназначенного для летательного аппарата интегральной компоновки» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 193-194 (2016)

Увеличение требований к современным летательным аппаратам (ЛА) приводит к необходимости поиска новых конструктивных решений. Одним из перспективных способов улучшения аэродинамических характеристик самолета является применение интегральной компоновки силовой установки. При интеграции двигателя в планер входное устройство может иметь канал сложной пространственной конфигурации с изгибами в одной или нескольких плоскостях. Как правило, в таком воздухозаборнике течение имеет сложный характер. Возникающие на губе и в области изгиба канала отрывы пограничного слоя оказывают негативное влияние не только на работ) двигателя, но и на аэроакустические свойства самолета. При проектировании таких устройств используются методы математического моделирования. Такие подходы позволяют существенно сократить расходы на разработку, заменив собой дорогостоящий эксперимент. Однако опыт и интуиция исследователя, как правило, не позволяют найти самую эффективную геометрическую форму канала. Поэтому совместно с математическими методами необходимо применение современных методов оптимизации.

Лысенков А.В. «Метод расчета аэродинамических характеристик воздушного винта и его оптимизация с учетом шума в рамках пакета EWT-ЦАГИ» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 195-197 (2016)

Основным инструментом для получения надежных характеристик воздушных винтов (ВВ) является эксперимент в АДТ на специальных стендах. Для исследования характеристик однорядных и биротативных (в том числе типа «открытый ротор») ВВ в ЦАГИ созданы экспериментальные стенды, которые позволяют проводить испытания в широком диапазоне скоростей набегающего потока и частоты вращения исследуемого винта. В ходе эксперимента исследуются: тяговые и моментные характеристики. поле потока за винтом, распределение давления на лопасти винта (метод PSP). величины деформаций лопастей, акустические характеристики. Кроме того, для исследования характеристик ВВ используется технология вычислительного эксперимента. Как при исследовании АДХ ЛА. так и характеристик ВВ. технология включает в себя несколько этапов: подготовка математической модели исследуемого объекта, проведение расчета с использованием многопроцессорных систем, обработка результатов. Для выполнения всех этапов в ЦАГИ создан специализированный пакет прикладных программ (ППП EWT-ЦАГИ). Этот программный комплекс прошел обширную верификацию и валидацию для широкого класса задач вычислительной аэродинамики.

Любимов Д.А., Федоренко А.Э. «Спектральные свойства пульсаций давления в трехмерной каверне при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях основного течения» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 198-202 (2016)

Обтекание открытой полости внешним потоком часто встречается во внешней аэродинамике самолета: ниши для уборки шасси, различного вооружения и других элементов, где пульсации давления являются нежелательными. В ряде случаев каверны используются для турбулизации потока. Как видно, важным является поиск устройств, способных как уменьшать, так и увеличивать пульсационные характеристики потока. Перспективными в этом смысле являются так называемые синтетические струи (synthetic jet) – благодаря своей компактности, независимости от рабочего тела и незаметности в отключенном состоянии. Их работа сводится к чередующимся циклам выдува газа в поток из замкнутой полости за счет изменения ее объема с последующим всасыванием в нее низкоэнергетического внешнего потока. Полость сообщается только с внешним течением, поэтому суммарный по времени расход газа равен нулю. Синтетические струи с успехом используются для управления отрывными течениями.

Тимушев С.Ф., Гаврилюк В.Н., Волосенко К.И., Аксенов А.А. «Численное моделирование тонального шума лопаточных машин в пространстве с граничными условиями в форме комплексного акустического импеданса» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 224-227 (2016)

Снижение уровня шума с целью минимизации его негативного воздействия на жизнедеятельность человека в открытом пространстве, жилых. офисных и производственных помещениях, культурных и культовых заведениях, салонах автомобилей, поездов, самолетов и космических аппаратов. и т.п. становится все более актуальной задачей. В развитых странах этому уделяется постоянное внимание, что отражается в значительном ужесточении требований по ограничению уровня шумов в соответствие со стандартами ISO . Для практического решения этой задачи предлагается новый выcокоэффективный метод численного моделирования 3-мерных тональных акустических нолей на частотах следования лопаток и их высших и комбинационных гармониках, создаваемых лопаточными машинами в компьютерных устройствах, системах кондиционирования и в авиационных двигателях.

Босняков И.С., Судаков Г.Г. «Опыт применения метода больших вихрей к задаче о вихревом следе за самолётом» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 231-232 (2016)

Постановка задач об эволюции вихревого следа за самолетом сильно варьируется как но структуре, так и по ключевым параметрам, определяемым режимом полёта. Можно условно выделить две группы задач: полет на эшелоне и полет вблизи поверхности земли. Вихревой след за самолетом на эшелоне формируется, в основном, концевыми вихрями крыльев с очень малым радиусом ядра (0.2–0.5 м). Вблизи земли ситуация изменяется. т.к. появляются выпущенные закрылки, которые генерируют дополнительные вихри, а также изменяют радиус ядра концевых вихрей до величин порядка 1.5–3.5 м. Это принципиально меняет структуру потока. Кроме того, из-за разных скоростей полета и плотности воздуха на различных высотах изменяется циркуляция вихрей следа, хоть и не очень сильно. В настоящем докладе задачи решаются численно, в нелинейной постановке с помощью метода больших вихрей LES . Исследования выполняются с применением комплекса прикладных программ фирмы ANSYS. Задействованы схемы второго порядка точности по пространству и времени, при этом потребовалось привлечь значительные ресурсы. Погребное время для одного варианта расчёта оценивается тремя неделями непрерывного счета на компактной супер-ЭВМ с применением плотной расчетной сетки с числом ячеек порядка 100 миллионов. Проведено предварительное тестирование. Оно включило в себя оценку диссипативных свойств численного метода и достоверности результатов расчета на примере задач, имеющих аналитические или эталонные решения. Среди таких задач следует указать случай диссипации однородной и изотропной турбулентности. Также обсуждены различные пути построения расчетной сетки и адаптации задачи к архитектуре располагаемой вычислительной системы. При этом особое внимание уделено вопросу достоверности результатов в тех случаях, когда схемная вязкость может исказить физические свойства задачи. Часть доклада посвящена обсуждению результатов, полученных с помощью инженерных методологий. Проведено сопоставление численных и приближенных решений, и сделаны выводы по точности используемых инженерных моделей.

Абалакин И.В., Бобков В.Г., Дубень А.П., Козубская Т.К., Рыбак С.П. «Расчетное исследование пульсаций давления на двигательном отсеке головной части ракеты космического назначения» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 7-9 (2018)

Одной из важных задач, связанных с разработкой ракет космического назначения является оценка нестационарных пульсация давления на поверхности элементов космической головной части (возвращаемою аппарата и двигательного отсека), возникающих на этапе выведения в результате взаимодействия внешнего потока с отделяемым головным блоком.

Абдрашитов Р.Г., Корнев А.В., Останко Д.А., Попов О.Ю., Шарунов А.В., Логинов Г.М. «Анализ влияния нестационарных аэроакустических нагрузок на ресурс концевых частей створок полостей летательного аппарата» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 14-16 (2018)

Одним из технических решений, используемых при создании малозаметных авиационных боевых комплексов, является размещение авиационных средств поражений в отсеках самолёта носителя. Для реализации такого способа размещения необходимо решать проблемы обеспечения акустической усталостной прочности, вызванные повышенным воздействием неоднородного и нестационарного потока на внутренние и внешние элементы конструкции отсека, например, такие как створки.

Бакланов В.С. «Актуальные проблемы аэроакустики: какие спектры обещают самолеты с двигателями нового поколения» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 37-40 (2018)

Бурное развитие двигателестроения позволило создание целого ряда двигателей увеличенной степени двухконтурности (8,5–12). Семейство двигателей Leap. TRENT 1000. TRENT XWB. GE9X. ПД-14 и семейство двигателей типа PW1000G определило новый этап развития гражданской авиации и позволило проводить как ремоторизацию однопроходных массовых самолетов (типа В737. А320), занимающих 80% парка магистральных самолетов и популярных самолетов другого класса – В777 и А330. так и создание ряда новых самолетов. Самолеты, оснащенные такими двигателями, могут успешно выполнить новые шумовые стандарты (гл. 14 ICAO), обеспечить снижение вредных выбросов и существенное (12–15%) повышение топливной эффективности. Повышенная степень двухконтурности двигателя приводит не только к значительному увеличению акустической мощности вентилятора, но и к изменению спектра шума, где при существенном снижении шума струи, определяющую роль занимает шум вентилятора, излучаемого из передней и задней полусфер силовой установки. С увеличением диаметра вентилятора концы лопаток вращаются со сверхзвуковой скоростью, генерируя ударные волны. Взаимодействие ударных волн е 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 (шум на местности) и по направлению к стенке фюзеляжа, состоит из многократных тонов более низких частот, что отмечается и в спектре шума переднего пассажирского салона при испытании новых двигателей на самолета-демонстратора QTD1–В777 с двигателями TRENT 800. Одна из необходимых мер борьбы с ударными волнами – снижение окружной скорости вентилятора, что требует снижения частоты вращения вала вентилятора.

Барышева Д.В., Царапин Г.В., Яшутин А.Г. «Численное моделирование вибропроводимости и звукоизолирующей способности фюзеляжных панелей самолета в диффузном звуковом поле» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 41-42 (2018)

Шум в салоне самолета и кабине экипажа является одной из важных характеристик пассажирского самолета, определяющих его конкурентную способность и возможность эксплуатации. В свою очередь вибрации, проходящие но конструкции самолета в полете, могут служить источником шума на борту самолета, а также способствовать развитию усталостных трещин. Поэтому умение моделировать процесс распространения вибраций и шумопоглощение может помочь увеличивать комфорт и ресурс самолета. В качестве одной из мер снижения вибрации используется вибропоглощаюшее покрытие. Для борьбы с авиационным шумом, проходящим через конструкцию самолета, применяют теплозвукоизоляцию. Статья посвящена численному определению вибропроводимости и звукоизолирующей способности фюзеляжных панелей самолета в диффузном звуковом поле. В работе с помощью метода конечных элементов воспроизведены определение виброчастотного отклика конструкции и эксперимент в реверберационной камере. Также произведено моделирование вибропоглощающего покрытия и теплозвукоизоляции и проведена оценка их влияния на вибропроводимость и звукоизоляцию конструкции. В качестве программных продуктов для решения задачи использовались LMS.Virtual Lab (Siemens) и Nastran.

Болсуновский А.Л., Брагин Н.Н., Бузоверя Н.П., Пущин Н.А., Чернышев И.Л. «Исследования аэродинамической компоновки малошумного регионального самолета с ламинарным крылом малой стреловидности» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 52-53 (2018)

Приведены результаты расчетном экспериментальных исследований компоновки малошумного|1 регионального самолета с двигателями над задней кромкой ламинарного I крыла, полученные за последнее время в ЦАГИ.

Гарбарук А.В., Стрелец М.Х., Шур М.Л., Дядькин А.А., Рыбак С.П. «Расчетные исследования распределения давления и пульсаций давления на поверхности пилотируемого транспортного корабля при отделении головного блока» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 75-79 (2018)

Одной из многих сложных задач, возникающих при проектировании пилотируемых транспортных кораблей (НТК), является расчет нестационарных воздействий на их элементы – возвращаемый аппарат (ВА) и двигательный отсек (ДО) – со стороны турбулентного потока, формирующегося в зазоре между ВА и обтекателем ДО (ОДО) в процессе экстренного отделения головного блока от ракеты носителя (PH). Решение данной задачи возможно лишь на основе вихреразрешаюших подходов к описанию турбулентности (например, метода моделирования крупных вихрей – LES). поскольку традиционные методы расчета, базирующиеся на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье–Стокса (RANS), не позволяют получить информацию об амплитудно-частотных характеристиках турбулентных пульсаций давления. Однако расчет обтекания полной конфигурации IITK методом LES требует огромных (пока недоступных) вычислительных затрат. В связи с этим возникает необходимость построения более экономичных гибридных RANS-LES методов, позволяющих достаточно точно решить рассматриваемую задачу с использованием существенно меньших вычислительных ресурсов, доступных уже в настоящее время. Именно такой метод предложен и реализован в данной работе.

Дегтярев В.В., Синер А.А., Степина Е.В., Стряпунина А.А. «Численный расчет распространения звука в каналах авиационного двигателя» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 85 (2018)

Для создания методологии выбора звукопоглощающих конструкций (ЗПК) применяемых для гашения шума в каналах двигателя требуется развивать методы численного расчета распространения звука в каналах 1ТД с использованием импедансных граничных условий. В данной работе представлены результаты расчетов распространения звука в каналах авиационного двигателя с жесткой и импедансной стенкой. Для расчета среднего стационарного поля течения используется коммерческий пакет ANSYS FLUENT, для расчета генерации шума вентиляторной ступени – ANSYS CFX, для выполнения акустических расчетов – MSC ACTRAN. В силу невозможности выполнения акустических расчетов в MSC ACTRAN на имеющихся ресурсах, на сетках порядка 20 млн. элементов, был проведен ряд расчетов для определения наиболее оптимальной постановки задачи. Расчеты проводились в осесимметричной и в полной 3D постановках, отдельно для распространения звука в переднее поле из воздухозаборника и в заднее поле из канала наружного контура двигателя, а также их совместное излучение звука. Для задания характеристик источника звука использовались модальные граничные условия, полученные по результатам нестационарных газодинамических расчетов вентиляторной ступени. Кроме того, в работе оценивается влияние пилона на распространение звука. Для удобства анализа результаты приведены в виде диаграмм направленности звука в дальнем акустическом поле.

Елизарова Т.Г., Широков И.А. «Вычислительный эксперимент в задаче нестационарного обтекания сверхзвукового летательного аппарата» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 90-93 (2018)

В работе приводятся результаты прямого численного моделирован обтекания трехмерной модели сверхзвукового летательного аппарата и формирование вблизи его поверхности нестационарных отрывных вихревых зон, которые могут вызывать генерацию акустических колебаний. Расчет нестационарного течения впервые производится с использование квазигазодинамических (КГД) уравнений без применения традиционных для подобных задач вычислительных процедур вида лимитеров или ограничителей потоков. Ранее было показано, что численный алгоритм, основанный на КГД уравнениях, позволяет моделировать турбулентные течения при небольших числах Рейнольдса и Маха без привлечения дополнительных моделей турбулентности, таких как алгебраические моде или модели LES. В представленных далее расчетах модели турбулентности также не применяются

Абалакин И.В., Бобков В.Г., Козубская Т.К., Крицкий Б.С., Миргазов Р.М. «Развитие метода расчета аэродинамических и акустических характеристик несущего винта вертолёта в горизонтальном полете» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 164-167 (2018)

В работе представлены результаты численного моделирования обтекания внешним потоком вращающегося жесткого четырехлопастного винта с фиксированным углом установки лопастей. Для расчета применялась методика расчета аэродинамических и акустических характеристик винта вертолета разработанная авторами и применявшаяся ранее для моделирования винтов в режиме осевого обтекания. В основе методики лежит оптимальный выбор подходов, описывающих течение в ближнем поле и распространение акустических возмущений в дальнем поле. Под оптимальностью понимается компромисс между необходимой точностью описания течения, требованиями к точности результата и задействованными в расчете вычислительными ресурсами. Для описания течения вблизи винта использовались модель на основе уравнений Навье–Стокса, записанной во вращающейся с постоянной угловой скоростью системе координат в виде законов сохранения относительно вектора абсолютной скорости

Ипагов М.С., Копьев В.Ф., Круглякова А.Е., Остриков Н.Н., Яковец М.А. «Экспериментальное исследование в заглушенной камере различий диаграмм направленности излучения звука из открытого конца воздухозаборника при моделировании условий статических испытаний и полета» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 197-201 (2018)

Численное моделирование, выполненное ранее, продемонстрировало существенное различие в диаграммах направленности излучения акустических мод из воздухозаборника при работе в статическом режиме (реализуется только всасывающий поток без спутного потока) по сравнению е режимом полета (одновременно реализуется всасывающий и спутный потоки). Было показано, что существенное изменение направленности излучения является результатом комбинированного действия эффектов дифракции и рефракции вблизи открытого конца канала, вызванных сильной неоднородностью всасываемого потока в статических условиях. Настоящая работа направлена па экспериментальное исследование указанного эффекта, для чего в заглушенной камере АК-2 была собрана установка (схема и фотография собранной установки представлены на рисунке), состоящая из маломасштабной модели воздухозаборника, в которой азимутальные вращающиеся моды генерируются с помощью 12-ти акустических драйверов, установленных заподлицо на внутренней поверхности канала с равномерным шагом в азимутальном направлении, радиального вентилятора Веза ВРАН6-6,3 для создания всасывающего потока внутри канала модели воздухозаборника, воздуховода внутреннего диаметра 200 мм, совпадающего с диаметром канала модели воздухозаборника. секций ЗПК для глушения шума вентилятора.

Крашенинников С.Ю., Пудовиков Д.Е. «Вихревое течение от аэродромной поверхности на вход в ТРД. Модель торнадо и смерча» Двигатель, № 4-5, с. 2-6 (2016)

Анализируется вихревое течение, возникающее при работе воздушно реактивного двигателя вблизи аэродромной поверхности, сопровождающееся забрасыванием на вход в двигатель крупных частиц. Проведено вычислительное моделирование рассматриваемого газодинамического процесса на основе численных расчётов течения и траекторий частиц. Определены основные свойства рассматриваемого явления. На основании полученных данных предлагаются уточняющие пояснения для природных явлений типа торнадо и смерчей.

Кочетков Ю.М. «Неравновесные пристенные течения в двигателях летательных аппаратов» Двигатель, № 1, с. 32-34 (2018)

Записано в дифференциальной форме неравновесное уравнение движения в пределе, переходящее в уравнение Навье–Стокса. Для пристенной вязкой области записано уравнение движения в неравновесной постановке, позволяющее решать задачи теплообмена и вязкого трения на поверхностях стенок камер и сопел ракетных двигателей.

Кочетков Ю.М. «Неравновесные пристенные течения в двигателях летательных аппаратов» Двигатель, № 2, с. 10-13 (2018)

Получено главное уравнение колебательного звена, справедливое для условий любой колебательной системы, работающей на вязком сжимаемом рабочем теле (камера ЖРД, полости ТНА, трубы Ранка–Хилша и др.). Получены критерии появления неустойчивости, с помощью которых можно прогнозировать ее наступление, и разработана методика прогноза неустойчивости в тепловых турбомашинах.

Благодырёва О.В. «Задача об аэроупругих колебаниях крылатой ракеты на основе метода Ритца» Труды Московского авиационного института, № 100, http://trudymai.ru/published.php?ID=93332 (2018)

На основе метода Ритца построена математическая модель аэроупругих колебаний крылатой ракеты. Корпус и стабилизатор ракеты рассматриваются как абсолютно жёсткие тела, а крыло представляется упругой балкой, работающей на изгиб с поперечным сдвигом и на кручение. Аэродинамические нагрузки определяются на основе квазистационарной теории плоско-параллельного обтекания поперечных сечений крыла. Расчёты произведены в программной среде «WolframMathematica 8».

Харитонов В.В., Зинкин В.Н., Солдатов С.К., Драган С.П., Кленков Р.Р., Сомов М.В., Пенчученко В.В., Шешегов П.М. «Современные проблемы обеспечения акустической безопасности летного и инженерно-технического состава государственной авиации» Проблемы безопасности полетов, № 10, с. 3-15 (2017)

Обоснована необходимость разработки и реализации специальных средств и методов обеспечения акустической безопасности профессиональной деятельности летного и инженерно-технического состава государственной авиации как неотъемлемой части системы обеспечения безопасной эксплуатации воздушного транспорта.

Булкин В.В. «Акустолокационные измерительные средства систем управления воздушным движением: эффективность функционирования и оптимизация» Приборы и системы. Управление, контроль, диагностика, № 9, с. 51-55 (2006)

Рассмотрена возможность применения акустолокаторов в качестве измерительных систем в управлении воздушным движением. Проанализирована оптимизация акустолокатора как измерительной системы.

Дмитриев В.Г., Самохин В.Ф., Маслова Н.П. «Оценка уровня шума самолета на местности при заходе на посадку» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 49, № 4, с. 112-119 (2018)

Предложены три приближенных метода расчетной оценки уровня шума самолета, совершающего заход на посадку. Уровень шума от силовой установки определяется с помощью существующих программных комплексов. В первых двух методах оценка уровня шума планера базируется на современных представлениях о соотношении шумности акустического излучения от силовой установки и планера самолета, либо на известных данных о соотношении между шумностью излучения от шасси и от механизации крыла, а уровень шума шасси рассчитывается с помощью известных полуэмпирических методов. В третьем методе для оценки шума самолета предлагается использовать экспериментальные данные о статистически минимальном уровне шума на местности при заходе на посадку самолета с традиционной компоновкой планера.

Бычков О.П., Фараносов Г.А. «Экспериментальное исследование и теоретическое моделирование шума взаимодействия струи и крыла самолета» Акустический журнал, 64, № 4, с. 437-453 (2018)

Использование в гражданской авиации двигателей высокой степени двухконтурности привело к появлению дополнительного источника шума, связанного с шумом взаимодействия реактивной струи и крыла самолета. В работе предложена теоретическая модель для предсказания характеристик шума взаимодействия на основе параметров ближнего поля изолированной струи. Необходимые характеристики ближнего поля получены экспериментально в заглушенной камере АК-2 ЦАГИ с использованием системы азимутальных микрофонных решеток. Также измерен шум в дальнем поле как для изолированной струи, так и для струи с близкорасположенной пластиной, имитирующей крыло. Результаты сравнения направленностей и спектров шума взаимодействия, полученные с помощью предложенной модели и измеренные в эксперименте, находятся в хорошем соответствии.

Копьев В.Ф., Храмцов И.В., Зайцев М.Ю., Черенкова Е.С., Кустов О.Ю., Пальчиковский В.В. «Параметрическое исследование шума вихревых колец различного диаметра» Акустический журнал, 64, № 4, с. 499-507 (2018)

Разработана методика исследования аэроакустических параметров вихревых колец разного диаметра в заглушенной камере. Исследованы траектории движения вихревых колец, создаваемых поршневым генератором с сопловыми насадками разных диаметров выходного сечения. Проведен спектральный анализ шума вихревых колец при их различном удалении от сопловых насадков для различных диаметров. Впервые получены зависимости основной частоты излучения от времени движения кольца в безразмерном виде. Приведенные данные о шуме турбулентных вихревых колец позволяют сделать вывод об одинаковом механизме излучения звука кольцами разных диаметров и скоростей.

Белов В.Г., Дегтярев В.В., Синер А.А. «Численный расчет генерации звука вентиляторной ступенью авиационного двигателя» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 44 (2018)

Современная конкуренция на рынке авиационного двигателестроения заставляет двигателестроительные фирмы развивать все более совершенные методы расчета и экспериментального анализа акустических характеристик авиационного двигателя. В работе представлены результаты расчетов по оценке влияния радиального зазора на уровень звукового давления в дальнем акустическом поле и модальный состав шума, генерируемого вентиляторной ступенью вперед на высоких и низких режимах. Для выполнения расчетов используются коммерческие пакеты ANSYS CFX и ANSYS FLUENT широко применяемые в авиационной отрасли. Объектом исследования является вентиляторная ступень двигателя, включающая вентилятор, спрямляющий аппарат наружного контура и направляющий аппарат внутреннего контура, режимы – посадочный и взлетный. Рассматриваются методические вопросы расчетов на высоких режимах (взлетный) в ANSYS FLUENT с использованием сеточной адаптации: различные критерии адаптации и их пороговые значения, численные схемы. Так как размер расчетной сетки для задачи в полной постановке составляет 100 млн. элементов, для ускорения на данном этапе работ расчеты проводятся в секторной постановке 20°. В пакете ANSYS CFX выполняются расчеты генерации звука вентиляторной ступенью авиационного двигателя в полной постановке 360° с различными радиальными зазорами (без зазора, 0.2 мм, 0.6 мм) на посадочном режиме. Также разрабатывается методика расчета генерации шума на высоких режимах (набор высоты, взлет). Анализируется влияние величины радиального зазора на модальный состав генерируемого звука, а также на диаграмму направленности акустического излучения. На основе проведенного анализа в работе формулируются рекомендации по дальнейшему развитию методов расчета шума генерируемого вентиляторной ступенью.

Берсенев Ю.В., Бурдаков Р.В., Городкова Н.А. «Исследование модального состава шума вентилятора авиационного двигателя на модельном генераторе и в составе двигательной установки» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 45-46 (2018)

Для снижения пролетного шума существующих и проектируемых самолетов, оснащенных ТВРД. необходимо понимание процессов образования и распространения авиационного шума. Основным источником пролетного шума современных самолетов является двигатель. В свою очередь. шум двигателя определяется множеством источников, таких как струя, компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, камера сгорания, вентилятор. На современном этапе развития технологии проектирования ТВРД максимальный вклад в общий уровень шума вносит вентилятор. Шум вентилятора обладает преимущественно тональными составляющими, связанными с частотами следования лопаток вентилятора и их гармониками на различных режимах работы двигателя. Таким образом. система звукопоглощения воздухозаборника должна обеспечивать максимальное поглощение звука на указанных частотах. Согласно современным исследованиям звукопоглощающие конструкции (3ПK) должны подбираться исходя из модального состава шума вентилятора, а не максимума коэффициента звукопоглощения. Вместе с тем измерение модального состава представляет собой сложную процедуру, требующую отдельного исследования в лабораторных условиях при наличии источника с задаваемыми и контролируемыми параметрами. Для отработки методики измерения модального состава и изучения его влияния на звукопоглощение при размещении в воздухозаборнике различных типов ЗПК была создана установка генерации мод. Установка состояла из тридцатиточечного источника звука, установленного на специально изготовленную платформу, и канала, состоящего из трех участков экспериментального воздухозаборника: участок ЗПК. корпус микрофонов и воздухозаборник авиационного двигателя. В участке микрофонов выполнены размещения линейного и кольцевого массива микрофонов. Расположение кольцевого массива предусмотрено в двух положениях по краям линейного массива. Были проведены испытания в различных вариантах сборки экспериментального воздухозаборника: участок микрофонов; участок микрофонов и входное устройство: участок ЗПК. участок микрофонов и входное устройство. Для каждого варианта испытания проводились при двух положениях кольцевого массива. Регистрация сигналов звукового давления с микрофонов проводилась по 130 каналам одновременно.

Синер А.А., Коромыслов Е.В., Деменев А.Г., Русаков С.В., Кнутова Н.С. «Расчет генерации звука вентиляторной ступенью авиационного двигателя методами высокого порядка точности с использованием GPU» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 146-147 (2018)

Главным источником шума гражданского авиационного двигателя является вентиляторная ступень. На всех режимах работы двигателя она вносит основной вклад. Поскольку наблюдается тенденция к увеличению степени двухконтурности двигателя, доля шума вентилятора будет только расти. Основными механизмами генерации шума вентиляторной ступенью являются собственно вращение лопаточного колеса и взаимодействие вязких следов за рабочими лопатками вентилятора со спрямляющим аппаратом. Для проектирования малошумной вентиляторной ступени требуется с высокой точностью определять её шумовые характеристики. Для этой цели требуется использовать подробные сетки и специальные численные схемы высокого порядка точности с высокими диссипативными и дисперсионными свойствами (схемы DRP и LDDRK). Поскольку требуется накапливать длинные временные реализации на подробных сетках необходимо использовать графические ускорители (GPU) для максимального сокращения времени расчета. В работе представлены результаты расчета звукового поля, генерируемого вентиляторной ступенью авиационного двигателя, в программном комплексе использующем указанные схемы и GPU.

Бендерский Л.А., Любимов Д.А., Терехова А.А. «Применение RANS/ILES метода для исследования влияния дросселирования и синтетических струй на спектральные свойства и уровень пульсаций давления в воздухозаборнике силовой установки, интегрированной с планером самолета» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 172-176 (2018)

При разработке перспективных ЛА рассматриваются различные варианты интеграции силовой установки с планером летательного аппарата. Как правило, рассматриваются силовые установки, расположенные в хвостовой части планера или на крыле. Близкое расположение воздухозаборника к планеру самолета приводит к тому, что на вход воздухозаборника попадает толстый пограничный слой, который образовался на элементах планера. Это. в свою очередь, вызывает большую неравномерность течения в самом воздухозаборнике и на выходе из него.

Kopiev V.F. «Особенности валидации вычислительного эксперимента в аэроакустике» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 7-9 (2016)

Проблема снижения авиационного шума, изучаемая в рамках аэроакустики, является одной из сложнейших в авиационной науке вследствие того, что основным источником шума являются различные виды турбулентных течений около летательного аппарата (турбулентные струи и следы, турбулентный пограничный слой на поверхности фюзеляжа), для которых в принципе отсутствуют динамические модели, позволяющие описывать тонкие нестационарные эффекты, ответственные за генерацию шума. Исследование этих задач требует использования уникальной экспериментальной базы, способной обеспечить условия неотражения при одновременном моделировании турбулентных характеристик течения. В такой ситуации перспективным инструментом является численное моделирование. Зачастую решаемые задачи не могут быть эффективно промоделированы с использованием даже самой современной экспериментальной базы, например, если речь идет об условиях крейсерского полета. Тогда численное моделирование становится единственным прямым способом получения нужного знания. Однако применение численных методов для решения аэроакустических задач встречает значительные трудности, не имеющие аналога при решении традиционных задач аэродинамики. Необходимость разрешения одновременно многих характерных пространственно-временных масштабов с помощью мало дисперсионных и мало диссипативных численных методов делают эти задачи крайне затратными с точки зрения потребных вычислительных ресурсов. Важной спецификой задач аэроакустики является необходимость проведения расчетов на очень длительных физических временах для того, чтобы собрать статистику, достаточную для описания случайных процессов. Трудности достижения компромисса между точностью результата и потребными ресурсами делает проблему валидации численных решений в аэроакустике одной из ключевых.

Абалакин И.В., Бахвалов П.А., Доронина О.А., Жданова Н.С., Козубская Т.К. «Моделирование аэродинамики движущихся тел с использованием сеточной адаптации к погруженным границам на неструктурированных треугольных сетках» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 14-16 (2016)

Наиболее распространенным методом задания граничных условий на поверхности обтекаемых твердых тел при численном моделировании является метод описания границы раздела двух сред узлами расчетной сетки. В них необходимые граничные условия задаются алгебраическими соотношениями. Методы погруженных границ является альтернативным подходом к моделированию граничных условий на твердом теле, «погруженном» в сетку и поверхность которого, вообще говоря, не отслеживается сеточными узлами. Такие методы в настоящее время активно развиваются и применяются, в первую очередь, по причине упрощения построения требуемой расчетной сетки для объектов сложной конфигурации, а также в силу возможности их естественного обобщения па задачи с подвижными телами и/или телами с изменяемой формой. Следуя идее метода погруженных границ, расчет ведётся на сетке, покрывающей всю расчетную область, а граничные условия на его поверхности моделируются заданием специальных источниковых членов в системе уравнений газовой динамики, отличных от нуля внутри обтекаемого препятствия. Точность обеспечения требуемых граничных условий на поверхности тела а следовательно, и результатов численного расчета при использовании метода погруженных границ существенно зависит от качества сеточного разрешения вблизи границы. Одним из методов его улучшения является применение сеточной адаптации, уменьшающей размер ячейки сетки в окрестности границы. В работе рассматривается методика моделирования аэродинамики подвижных твердых тел е использованием метода погруженных границ на неструктурированных сетках и исследуется возможность ее улучшения ценой малых вычислительных затрат путем внедрения динамической адаптации расчетной сетки , не меняющей сеточную топологию.

Абдрашитов Р.Г., Корнев А.В., Танненберг И.Д. «Опыт использования программного комплекса "Логос" в вычислительном эксперименте по аэроакустике боевых самолетов» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 20-24 (2016)

В практике создания многофункционального боевого самолета возникает множество задач, связанных с аэроакустическими явлениями, решение которых невозможно без применения методов суперкомпыотерной вычислительной гидродинамики (ВГД). Особую актуальность методы суперкомпьютерной ВГД приобретают па этапе выбора рациональной конструкции – т.е. когда необходимо рассчитать эффективность различных вариантов конструкторских решений в условиях временных, технических и финансовых ограничений.

Бахвалов П.А., Козубская Т.К. «Метод коррекции потоков для решения задач аэроакустики на неструктурированных сетках» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 47-49 (2016)

При решении аэроакустики обязательным условием, накладываемым на численный метод, является его высокая точность. На структурированных сетках наиболее эффективными являются конечно-разностные методы, позволяющие добиться высокого порядка точности при минимальных временных затратах. Для разрывных задач хорошо зарекомендовала себя конечно-разностная WENO-схема. На неструктурированных сетках схемы высокого порядка, такие как метод Галёркина с разрывными базисными функциями или конечно-объёмная схема с полиномиальной реконструкцией переменных, являются вычислительноёмкими. При решении разрывных задач применение монотонизаторов существенно сказывается на точности решения, что сводит преимущество схем очень высокого порядка к минимуму. Этот факт побуждает к поиску альтернативных методов для получения решений с высокой точностью.

Беляев И.В., Еременко В.О., Титарев В.А. «Использование массивно-параллельных супер-ЭВМ в задачах численного моделирования аэроакустики винтов» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 53 (2016)

В НИО-9 ЦАГИ ведется разработка собственного аэроакустического параллельного пакета программ, позволяющего исследовать различные винтовые конфигурации с точки зрения как шума на местности, так и шума в салоне. Отличительными особенностями создаваемого комплекса программ являются совместимость с коммерческими программами построения структурированных и неструктурированных сеток, реализация разностных схем высокого порядка аппроксимации, моделирование течения на произвольном количестве вращающихся сеток, что позволяет перейти к моделированию конфигураций два ротора+пилон и два ротора+пилон+крыло. В настоящей работе обсуждается адаптация пакета программ для проведения расчетов па современных массивно-параллельных суперЭВМ с большим числом ядер / гиперпотоков на узел , таких как РСК Торнадо (56 гиперпотоков на узел) и РСК Петастрим (240 гиперпотоков на узел). СуперЭВМ данного типа являются одним из этапов построения компьютеров экзафлопного диапазона. В программном комплексе реализована гибридная двухуровневая модель параллельных вычислений, в которой в пределах одного узла кластера используется технология ОрепМР. в то время как обмен между узлами осуществляется с помощью MPI. Неявная схема дискретизации по времени, используемая в расчетах, адаптирована для проведения расчетов на большом количестве нитей. Представлены результаты расчетов для одиночных и биротативных винтов на системах Торнадо и Петастрим, установленных в МСЦ РАН и СКЦ СПбПУ с использованием десятков тысяч логических процессоров.

Бендерский Л.А., Любимов Д.А., Макаров А.Ю. «Измерение и визуализация уровня пульсаций градиента плотности газа на основе спектрального разложения светового потока теневого прибора. сравнение с расчетом RANS/ILES методом нерасчётного истечении сверхзвуковых струй» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 65-67 (2016)

Теневые методы наблюдения за потоком используются давно. Их привлекательность заключается в простоте конструкции прибора и отсутствию необходимости добавления к потоку примесей. Метод основан на том. что показатель преломления газа зависит от его плотности, градиенты плотности вызывают отклонение лучей света, что и фиксируется прибором. Обычно такой подход используется для качественной диагностики сверхзвуковых течений, т.к. градиенты плотности максимальны именно на скачках уплотнения. Количественные .данные получить трудно, из-за того, что градиент плотности пропорционален яркости картинки, которая зависит от десятых долей миллиметра установки оптического ножа, при длине хода оптических лучей порядка 10 метров, и может сильно меняться от температуры или вибрации. Различные варианты подобных приборов используются в разных лабораториях. Целью работы было определение способа получения не только качественных, по и количественных данных о величине градиента плотности течения и его уровне пульсаций. Это является важным для тестирования численных методов расчета, в частности сверхзвуковых течений, а также для получения новой информации о структуре течения.