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/

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.

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., Дубень А.П., Жданова Н.С., Козубская Т.К. «Вычислительный эксперимент для исследования турбулентного течения вокруг каверны в присутствии дефлектора» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 17-19 (2016)

Необходимость исследования влияния дефлектора на аэродинамические и акустические характеристики течения вязкой среды в каверне обусловлена практическим интересом. Натурные эксперименты и численные исследования показывают, что размещение дефлектора на передней кромке различных выемок (каверн) на поверхности летательных аппаратов (отсеки для размещения грузов, шасси) приводит при их обтекании высокоскоростным воздушным потоком к снижению уровня пульсаций давления на поверхности конструктивных элементов, расположенных у задней стенки. Это позволяет избежать повреждения конструкций и оборудования, вызываемых высокими акустическими нагрузками. Повышение эффективности использования дефлектора в этом качестве требует подробного изучения механизма его влияния на свойства течения. В работе представлены результаты такого исследования, проведенного посредством вычислительного эксперимента. В основе вычислительного эксперимента – математическая модель обтекания твердого тела вязким сжимаемым газом, определяемая системой полных уравнений Навье–Стокса. В работе применяется вихреразрешаюший гибридный метод DDES и модель турбулентности Спаларта–Аллмараса в качестве модели замыкания.

Богданов А.Н., Диесперов В.Н., Жук В.И. «К асимптотическому поведению дисперсионных кривых в задачах нестационарного свободного вязко-невязкого взаимодействия на трансзвуковых скоростях» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 74-75 (2016)

Губанов Д.А., Запрягаев В.И. «Многомодовые пульсации течения в осесимметричной полости, омываемой сверхзвуковым потоком» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 113-117 (2016)

Различные виды полостей, обтекаемых потоком, имеют место на летательных аппаратах, в рабочих частях аэродинамических труб, в теплообменниках и во многих других инженерных приложениях. Одной из разновидностей данной задачи является осесимметричная каверна, образующаяся в течении одного тела в следе за другим. При обтекании каверн может возникать интенсивное пульсационное течение, где уровень колебаний при определенных условиях достигает значительных величин. В работе представлены результаты экспериментального исследования структуры течения и спектральных характеристик пульсаций в осесимметричной полости, омываемой сверхзвуковым потоком при числе Маха 2. Данные включают шлирен-визуализацию структуры течения синхронизированных с измерениями пульсаций давления, измерение спектральных характеристик пульсаций давления внутри осесимметричной выемки в различных точках, данные о величине измеренной амплитуды пульсаций давления для отдельной моды колебаний в зависимости от времени.

Даньков Б.Н., Кудряшов И.Ю., Луцкий А.Е. «Численные исследования трансзвуковых перестроек течения и пульсаций давления при обтекании тел с изломами поверхности» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 128-131 (2016)

При запуске современных космических аппаратов широко используются ракеты-носители с надкалиберными головными частями, диаметр которых превосходит диаметр основной части корпуса. В процессе разгона ракеты режим обтекания меняется от существенно дозвукового до сверхзвукового. Свойства течений около таких объектов, особенно на трансзвуковых режимах, являются весьма сложными и исследованы к настоящему времени далеко не в полном объеме. В работах представлены результаты экспериментальных исследований, выполненных в ФГУП ЦНИИМАШ. Было показано, что при изменении числа Маха набегающего потока в диапазоне М=0.8–1.3 происходит существенная перестройка структуры течения. Процесс перестройки течения при увеличении числа Маха набегающего потока вызван возникновением и развитием на поверхности конусо цилиндрического тела области сверхзвукового течения. Особое значение имеет ее критическая стадия. Эта стадия характеризуется спонтанным качественным изменением структуры течения от одного устойчивого состояния к другому, наличием аэродинамического гистерезиса и нестационарностью. Характер перестройки обуславливается, прежде всего, наличием зоны отрыва пограничного слоя, резкое изменение размеров, формы и положения ко торой, а также интенсивности связанных с этой зоной скачков уплотнения может привести к существенному изменению локальных стационарных, но, главным образом, к значительному росту нестационарных аэродинамических нагрузок. Численное исследование таких течений является весьма актуальной задачей как с теоретической, так и практической точек зрения. С другой стороны, отмеченные свойства течения (взаимодействие ударной волны q пограничным слоем, свободный отрыв с гладкой поверхности и отрыв за точкой излома) определяют сложность задачи численного моделирования и высокие требования к используемым алгоритмам. В работе представлены результаты численных исследований турбулентного обтекания цилиндрического надкалиберного тела с изломом на носовой части и обратным уступом, проведенных с использованием нестационарных уравнений Рейнольдса в двумерной постановке, замыкаемых моделью турбулентности Menter SST.

Елизарова Т.Г., Широков И.А. «Использование регуляриюванных уравнений гидродинамики для численного моделирования турбулентных течений при невысоких числах Рейнольдса» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 149-152 (2016)

В докладе представлены результаты численного моделирования ламинарных и турбулентных дозвуковых течений вязкого сжимаемого газа. Моделирование проведено на основе квазигазодинамических (КГД) уравнений. Рассмотрены свободные течения (вихрь Тейлора–Грина) и пристеночные (течение Куэтга). Сравнение результатов с эталонными данными из литературы, полученными посредством метода прямого численного моделирования (Direct Numerical Simulation. DNS) и метода крупных вихрей (Large-Eddy Simulation. LES). показывает, что КГД-алгоритм является адекватным средством моделирования свободного течения как в турбулентном. так и в ламинарном режимах. Сопоставление полученных результатов моделирования течения Куэтта с известными экспериментальными данными демонстрирует возможности КГД-алгоритма при моделировании ламинарных и турбулентных пристеночных течений. Отметим, что при переходе от ламинарного случая к турбулентному не требуется вносить изменения в КГД-алгоритм. достаточно увеличить число Рейнольдса. Аналогично. КГД-алгоритм не требует модификации при переходе от моделирования свободных течений к расчетам пристеночных течений. КГД-система может быть рассмотрена как система Навье–Стокса. усредненная на малом пространственно-временном интервале. Такое усреднение приводит к появлению дополнительных нелинейных слагаемых. пропорциональных малому параметру г. Эти слагаемые имеют вид производных второго порядка по пространственным координатам и приводят к увеличению энтропии течения, что позволяет говорить об их диссипативном характере. Подсеточная диссипация КГД-системы открывает перспективы её использования при моделировании ламинарно- турбулентного перехода и турбулентных течений в широком диапазоне чисел Рейнольдса. Различные варианты КГД-системы были опубликованы в монографиях и последующих работах по этой тематике.

Жучков Р.Н., Уткина А.А., Володченкова К.Б. «Применение модели SSG/LRR-ωRSM при моделировании нестационарных отрывных течений» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 155-156 (2016)

Кудрявцев А.Н., Хотяновский Д.В. «Прямое численное моделирование перехода к турбулентности в сверхзвуковых пограничных слоях» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 178-182 (2016)

Численно моделируется развитие неустойчивости и переход к турбулентности в сверхзвуковых пограничных слоях на плоской пластине при числах Маха набегающего потока М=2 и 6. Для аппроксимации конвективных членов уравнений Навье–Стокса применяется WENO схема 5-го порядка точности, диффузионные члены уравнений вычисляются с помощью центральных разностей 4-го порядка па компактном шаблоне. Расчеты ведутся в вычислительной области, входная граница которой находится на некотором расстоянии от передней кромки пластины

Кудрявцев А.Н., Хотяновский Д.В. «Численное моделирование нестационарных эффектов шероховатости поверхности в сверхзвуковом пограничном слое» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 183-185 (2016)

Одним из наиболее важных факторов, влияющих на возникновение и развитие турбулентности в пограничном слое, является присутствие шероховатости на поверхности летательного аппарата. Наличие шероховатости может способствовать более раннему ламинарно-турбулентному переход). и как следствие, приводить к значительному увеличению сопротивления. снижению эффективности двигателей и органов управления, а также повышенному нагреву при высоких сверхзвуковых скоростях полета. Неустойчивость течения в следе за одиночной шероховатостью исследовалась экспериментально и численно . Было показано, что искажение среднего течения на элементе шероховатости характеризуется долгоживущими продольными полосчатыми структурами, которые могут вызывать появление неустойчивостей, не существующих в отсутствие элемента шероховатости. В данной работе на основе прямого численного моделирования проводится детальное исследование нестационарных явлений в пограничном слое за распределенной шероховатостью на поверхности тела, их влияния на возбуждение неустойчивости пограничного слоя и переход к турбулентности. Расчеты проводятся с помощью кода CFS3D для численного решения уравнений Навье–Стокса и его гибридной CPU/GPU CUDA версии HyCFS. Они позволяют надежно проводить сквозной счет течений с сильными ударными волнами и. в то же время, с высокой точностью моделировать нестационарные волновые процессы, такие как акустика, турбулентность и волны гидродинамической неустойчивости. Имеющиеся параллельные программы позволяют с высокой эффективностью производить моделирование на сетках с десятками и сотнями миллионов расчетных ячеек на вычислительных кластерах с распределенной памятью, компьютерах с графическими сопроцессорами и гибридных кластерах.

Абалакин И.В., Дубень А.П., Жданова Н.С., Козубская Т.К. «Вихреразрешающее моделирование турбулентного обтекания тел, заданных методом погруженных границ, на неструктурированных сетках» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 12-13 (2018)

Использование методов вычислительной аэродинамики в промышленных приложениях требует обеспечения их применимости к моделированию течений вокруг тел с подвижными границами сложной геометрической формы при больших числах Рейнольдса. В работе предложена методика численного моделирования таких течений, основанная на совместном применении метода погруженных границ и вихреразрешающих подходов. Метод погруженных границ (в работе используется его разновидность – метод Бринкмана штрафных функций) применяется для моделирования влияния твердых тел на течение, т.е. обеспечения выполнения граничного условия на границе раздела двух сред. Это достигается добавлением источниковых членов в систему газодинамических уравнений, при этом они дискретизируются на сетке, покрывающей всю расчетную область. Таким образом, существенно упрощается моделирование обтекания препятствий сложной геометрии – не нужно строить согласованную с границей сетку. Учет движения препятствий сводится к относительно простой процедуре перераспределения источниковых членов между расчетными узлами. Моделирования турбулентных течений при высоких числах Рейнольдса проводится в работе с помощью вихреразрешающего гибридного RANS-LES подхода DDES (Delayed Detached Eddy Simulation) последней модификации . В качестве модели замыкания используется модель Спаларта–Алламараса с модифицированным Источниковыми членами в соответствии с применяемым методом погруженных границ.

Аюпов Р.Ш., Бендерский Л.А., Любимов Д.А. «Анализ влияния неоднородного набегающего потока на спектральные свойства и уровень пульсаций давления в сверхзвуковом воздухозаборнике с помощью RANS/ILES метода» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 32-36 (2018)

При эксплуатации летательных аппаратов возможны ситуации, когда в набегающем потоке распределение тех или иных параметров неоднородное. Неоднородность поля температуры в набегающем потоке может возникать при попадании в воздухозаборник горячего следа двигателя другого летательного аппарата. Для правильного определения безопасности эксплуатации летательного аппарата требуется знать поведение узлов его силовой установки, в том числе в условиях неоднородного набегающего потока перед воздухозаборником.

Босняков С.М., Дубень А.П., Козубская Т.К., Матяш С.В., Михайлов С.В., Енгулатова М.Ф. «Численное моделирование сверхзвукового потока за обратным уступом методами RANS и LES» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 59-60 (2018)

В рамках программы сотрудничества ЦАГИ–РАН А.А. Желтоводовым получены экспериментальные данные, которые позволили провести валидацию применяемых в настоящее время расчетных методов. Исследовался обратный уступ с углом скоса –45°. обтекаемый сверхзвуковым потоком с М=2.9. Число Рейнольдса, посчитанное по высоте уступа, равнялось 4.9·10⁶.

Губанов Д.А., Запрягаев В.И., Киселев Н.П. «Аэроакустическое взаимодействие в сверхзвуковой струе при наличии тонкой преграды» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 80-83 (2018)

Работа посвящена исследованию влияния наличия тонкой преграды в потоке сверхзвуковой струи на её характеристики.

Кудрявцев А.Н., Хотяновский Д.В. «Численное исследование развития возмущений, генерируемых элементами шероховатости, при сверхзвуковом обтекании затупленного конуса» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 116-119 (2018)

Проведено прямое численное моделирование влияния отделы) элементов шероховатости и распределенной шероховатости на среди течение и генерацию возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на сферически затупленном конусе при числе Маха М = 6. Моделирование выполнено в трехмерной расчетной области над криволинейной поверхностью затупленного конуса. Граничные условия па входной и внешней границах трехмерной расчетной области задаются с использованием данных, полученных из предварительного осесимметричного расчета стационарного среднего течения. Типичный размер области по азимуту варьировался в пределах от 15 до 30 градусов. Вблизи входного сечения расчет области на поверхности конуса размещены элементы шероховатости. Рассматривается шероховатость двух различных типов: в виде отдельно элемента или группы элементов заданной формы и размера, а также распределенная шероховатость, которая моделируется несколькими десятка

Травин А.К., Стрелец М.Х., Шур М.Л., Запрягаев В.И., Кавун И.Н., Губанов Д.А., Дядькин А.А., Рыбак С.П. «Расчетно-экспериментальное исследование трансзвуквого обтекания модели сопла ракетного блока аварийного спасения» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 157-160 (2018)

Как показано в работе . нестационарные характеристики турбулентного следа за соплами ракетного блока аварийного спасения (РБАС) во многом определяют интенсивность аэроакустических воздействий потока на обитаемый модуль (возвращаемый аппарат) при выведении пилотируемою транспортного корабля на орбиту. Расчетное определение этих характеристик представляет собой весьма сложную вычислительную задачу. решение которой требует применения ресурсоемких вихреразрешающих подходов к описанию турбулентности. Для верификации и усовершенствования таких подходов необходимы надежные экспериментальные данные, что диктует необходимость проведения тщательных согласованных между собой экспериментальных и расчетных исследований. В данной работе такое комплексное исследование выполнено для модельного сопла РБАС. находящегося в трансзвуковом потоке (число Маха 0.85) на выходе из сопла Витошинского

Бычков О.П., Фараносов Г.А. «Метод предсказания шума взаимодействия струи и крыла на низких частотах» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 177-179 (2018)

Значимость проблемы шума струи в компоновке видна из большого числа недавних публикаций. Многие работы посвящены разработке упрошенных аналитических моделей этого эффекта. Аналитические подходы обычно основаны на значительном упрощении исходной геометрии, например, реальное крыло заменяется плоской пластиной (все модели), угол атаки принимается равным нулю, спутный поток не учитывается. Для получения физических оценок для реалистичных конфигураций и параметров потока могут использоваться численные методы с высоким разрешением . однако их применение обычно ограничено единичными случаями из-за высоких вычислительных затрат и во многом поэтому они не подходят для параметрических исследований или задач оптимизации. Отметим, что этот пробел могут заполнить недавно разработанные решатели, основанные на использовании графических процессоров и работающие на обычном настольном компьютере. Однако инженерное приложение требует надежных и быстрых низкоуровневых моделей, способных с приемлемой точностью прогнозировать аэроакустические эффекты, связанные с интеграцией струи в компоновку, например, на начальных этапах проектирования самолета. В работе основное внимание уделяется разработке такой низкоуровневой модели. Эта работа продолжает предыдущие исследования авторов, связанные с аналитическим моделированием эффекта установки струи вблизи крыла для модельных геометрий различной степени сложности: двумерная модель . круглая струя и пластина с рассеянием осесимметричной моды ближнего поля , круглая струя и пластина с учетом рассеяния вращающихся мод. Модель проверена на экспериментальных данных и данных численного моделирования. Показано, что спектр дальнего поля установленной конфигурации может быть предсказан на основе данных о ближнем поле изолированной или установленной струн для упрощенных и реалистичных конфигураций.

Голубев А.Ю., Кузнецов С.В. «Пространственно-временная структура полей пристеночных пульсаций давления при обтекании уступа» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 180-183 (2018)

Пульсации давления на поверхности фюзеляжа являются существенным источником шума внутри пассажирского самолёта, гак как их воздействие на обшивку вызывает колебания упругой конструкции, сопровождающиеся излучением звука в салон. В то же время, жёсткие ограничения размеров и массы бортовой конструкции предъявляют крайне высокие требования к задаче оптимизации её звукоизоляционных характеристик. В связи с этим, для снижения шума в салоне летательного аппарата необходим точный учёт структуры полей пристеночных пульсаций давления. Для поля пристеночных пульсаций давления турбулентного пограничного слоя на гладкой поверхности с малыми градиентами среднего давления в акустическом отделении ЦАГИ в результате обобщения экспериментальных данных серии летных и лабораторных исследований были построены основные соотношения, позволяющие определять характеристики ноля на обтекаемой поверхности. Однако особенности конструктивного исполнения летательных аппаратов приводят к тому, что помимо однородного поля пульсаций давления невозмущённого безградиентного пограничного слоя, на обтекаемой поверхности формируются дополнительные возмущения. Одним из источников такого рода возмущений являются локальные отрывные течения, формирующиеся при обтекании поверхностных неоднородностей. Основные характеристики дополнительных возмущений изменяются по пространству в существенно большей степени, чем характеристики пульсаций давления невозмущённого пограничного слоя.

Симоненко М.М., Зубков А.Ф. «Экспериментальное исследование сверхзвукового трехмерного обтекания осесимметричного тела с кольцевым выступом на поверхности» Известия высших учебных заведений. Машиностроение, № 5, с. 52-59 (2018)

Экспериментально исследовано сверхзвуковое обтекание заостренного на конус осесимметричного цилиндрического тела с выступом в форме прямой кольцевой ступеньки на поверхности под углом атаки. Испытания проведены в аэродинамической трубе А-7 НИИ механики МГУ при числе Маха М=3. На основе данных визуализации структуры течения и измерения давления на поверхности выступа рассмотрена эволюция структуры обтекания при изменении протяженности тела перед выступом под разными углами атаки. Выявлены режимы течения, когда на подветренной стороне выступа наблюдается парадоксальное повышение давления по сравнению с таковым на наветренной стороне. Это явление можно объяснить развитием поперечного отрыва пограничного слоя с последующим образованием вихревой пары вблизи подветренной стороны. Вихри вызывают поперечный отток газа в двух противоположных направлениях от плоскости симметрии. Как следствие, на подветренной стороне высоконапорный поток проникает в область отрыва.

Липатов И.И., Устинов И.Н. «Процессы взаимодействия течения в ламинарном пограничном слое с внешним трансзвуковым потоком» Доклады академии наук, 480, № 5, с. 545-547 (2018)

Исследованы процессы взаимодействия течения в ламинарном пограничном слое с внешним трансзвуковым потоком в условиях сильного локального взаимодействия. Найдены два вида решений, описывающих течение сжатия (вблизи точки отрыва) и течение разрежения.

Реутов В.П., Рыбушкина Г.В. «Генерация нелинейных волн на вязкоупругом покрытии в турбулентном пограничном слое» Прикладная механика и техническая физика, № 6, с. 50-59 (2000)

Исследуется самовозбуждение периодических нелинейных волн на вязкоупругом покрытии, взаимодействующем с турбулентным пограничным слоем несжимаемого потока. Отклик течения на многоволновое возмущение поверхности покрытия определяется в приближении малых наклонов. Получена система уравнений для комплексных амплитуд кратных гармоник медленной (дивергентной) волны, возникающей в результате развития гидроупругой неустойчивости на покрытии с большими потерями. Показано, что трехволновые резонансные связи между гармониками приводят к развитию взрывной неустойчивости, которая стабилизируется благодаря деформации среднего (по периоду волны) сдвигового течения в пограничном слое. Определяются условия мягкого и жесткого возбуждения дивергентных волн. На основе проведенных расчетов объясняются качественные особенности возбуждения дивергентных волн в известных экспериментах.

Никифорова С.В. «Сравнительный анализ формул для аэродинамических характеристик ламинарного пограничного слоя» Вестник Казанского государственного технического университета им. А. Н. Туполева, 74, № 1, с. 119-124 (2018)

Аксенов А.А., Бартенев Г.Б., Жлуктов С.В., Сон Э.Е. «Применение скошенных схем для расчета течения газа и жидкости в программном комплексе FlowVision» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 30 (2016)

При моделировании сложных течений жидкости и газа для разрешения вихревых структур используются схемы высокого порядка точности (выше второго). Однако в подавляющем большинстве программ, моделирующих движение газа и жидкости, используются нескошенные схемы, т.е. схемы, у которых потоки передаются только через грани соседних ячеек. Такой подход, несмотря на высокий порядок аппроксимации расчетной схемы, приводит к искажению существенно скошенного течения (скошенность – это преимущественное движение газа по диагонали к сетке). Примером является вихревое течение жидкости, возникающее при торнадо и при турбулентном движении жидкости. Авторы сделали попытку использования скошенных схем в индустриальном программном комплексе FlowVision. FlowVision использует конечно-объемные дскартовые локально-адаптивные сетки вдали от криволинейных границ и неструктурированную расчетную сетку около границ. Из-за доступности высокопроизводительных расчетных ресурсов, FlowVision все больше применяется для расчета турбулентных течений без использования моделей URANS. поэтому повышение точности вихреразрешения является актуальной задачей. Изложены детали расчетной скошенной схемы, решены некоторые тестовые задачи, показывающие преимущества скошенной схемы перед ее нескошенным вариантом. Продемонстрировано решение задачи о зарождении торнадо. Также в докладе показаны актуальные практические задачи, решенные с помощью описываемого подхода: приводнение возвращаемого космического аппарата с включённой двигательной установкой и вибрация дросселя под действием турбулентного потока. Показано, что применение этих схем позволяет существенно увеличить точность вихреразрешающих методов вычислительной гидродинамики.

Бендерский Л.А., Любимов Д.А., Честных А.О. «Исследование RANS/ILES-методом влияния ветра на акустическое поле и "зону безопасности" при взаимодействии нерасчетных горячих сверхзвуковых пристеночных струй с газоотбойником» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 68-72 (2016)

При газовке самолетов около газоотбойника на аэродроме или при старте палубной авиации выхлопная струя ТРД при попадании на газоотбойник растекается и может представлять опасность для находящихся рядом людей и техники. Кроме того, и поверхность аэродрома (палуба), и газоотбойник испытывают значительные нестационарные нагрузки, вызванные турбулентными пульсациями давления. По этой причине важно знать зону безопасного нахождения людей и техники. В реальности обычно имеется ветер, а для палубной авиации – спутный поток, вызванный движением корабля. Он влияет на течение в струи и может изменить границы зон безопасности. Целью работы было исследование влияния полной температуры струи, расстояния от среза сопла до газоотбойника, скорости спутного ветра на течение в струе около газоотбойника, на размер «зон безопасности» по температуре и пульсациям давления на поверхности аэродрома и дальнее акустическое поле.

Епихин А.С., Калугин В.Т. «Анализ численных схем для моделирования турбулентных течений с применением открытого пакета OpenFOAM» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 153-154 (2016)

При решении практических задач по моделированию нестационарных турбулентных течений и генерируемыми ими акустических полей необходимо определить закономерности развития вихревых структур, их распространения в пространстве и взаимодействие с обтекаемыми поверхностями. На данный момент, несмотря на стремительный прогресс в области экспериментальных методов исследования потоков, в случае сложного пространственного течения, определение структуры обтекания трехмерных объектов и акустического шума представляют значительные трудности. поэтому повышение точности и достоверности их вычисления целесообразно осуществлять с применением различных методов численного моделирования. В настоящее время находят применение большое количество универсальных коммерческих пакетов. Но они являются закрытыми, как и их коды. Альтернативой является развитие открытых пакетов, например OpenFOAM, который позволяет решать широкий круг задач механики сплошной среды, не только с использованием стандартных решателей и утилит, но и проводить их доработку. В свою очередь моделирования нестационарных турбулентных течений и генерируемыми ими акустических полей целесообразно осуществлять с применением прямого численного моделирования (DNS) и вихреразрешающих методов, таких как DES (и его модификации DDES, IDDDES), моделирование крупных вихрей (LES), гибридные подходы. Однако, применение DNS ограниченно располагаемыми вычислительными ресурсами и высокой требовательностью к разностным схемам. А важной особенностью подсеточных моделей для LES подхода является то, что входящие в них эмпирические константы. зависят от используемого для решения задачи численного метода. Выходом является проведение исследования используемой численной схемы в рассматриваемой задаче и при необходимости калибровка констант подсеточной модели LES. Таким образом, выбор оптимальной схемы дискретизации – одна из основных проблем при моделировании вихревых течений и акустического шума.