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.

Абалакин И.В., Вершков В.А., Жданова Н.С. «Численное моделирование звука от колеблющегося цилиндра с использованием методов деформируемых сеток и погруженных границ» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 10-11 (2018)

Интерес к исследованиям генерации звука подвижными препятствиями обусловлен их актуальностью в задачах снижения шума самолетов, вертолетов, скоростных поездов и других высокотехнологичных разработок.

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.

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.

Аксенов А.А., Дядькин А.А., Гаврилюк В.Н., Клименко Д.В., Рыбак С.П., Тимушев С.Ф. «Моделирование тонального шума центробежного вентилятора» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 17-19 (2018)

Снижение шума вентиляторов систем кондиционирования и очистки воздуха является важной задачей по обеспечению экологических требований в кабинах пилотируемых космических летательных аппаратов. В работе проводятся исследования с целью минимизация акустического излучения штатного вентилятора при заданной потребляемой мощности и создаваемом им напоре.

Аксенов А.А., Жлуктов С.В., Сорокин К.Э., Фишер Ю.В., Рыбак С.П. «Применение скошенной схемы в вихреразрешающей методике моделирования шума вентилятора» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 20-21 (2018)

Вихреразрешающие методики расчета движения сплошной среды основаны на применении расчетных схем высокого порядка точности (более 5-го) и очень подробных расчетных сеток, которые должны разрешить вихревую структуру течения, генерирующую акустические колебания и звуковые волны. Данный подход требует применения высокопроизводительной параллельной вычислительной техники. Однако, применение схем высокого порядка точности накладывает серьезные ограничения на масштабируемость вычислительного процесса с одной стороны, с друг ой стороны, противоречит турбулентному, т.е. хаотичному характеру движения жидкости. Применение расчетных схем более низкого порядка точности приводит к заметной схемной диссипации, что выражается в «срезании» высоких частот акустического поля. Вместе с тем, имеется известный подход, мало используемый в CFD-расчетах, связанный с применением гак называемых скошенных схем. Скошенная схема отличается от обычных тем, что информация между расчетными ячейками передается не только через грани ячеек, а также через ребра и вершины. В этом случае шаблон расчетной схемы несколько увеличивается, но не так сильно, как в схемах высокого порядка. Применение скошенной схемы позволяет уменьшить схемную диссипацию. Это положительно сказывается на разрешении мелких вихрей и уменьшает их диссипацию. Скошенная схема реализована в программном комплексе FlowVision. Данный программный комплекс основан на конечно-объемном подходе. Он генерирует и использует гексодоминантные динамически локально адаптируемые расчетные сетки. Адаптация (измельчение и укрупнение ячеек) производится автоматически. Решение уравнений Навье–Стокса основано на алгоритме расщепления. Введение в алгоритм скошенной схемы потребовало модификации метода расщепления. В данном докладе описываются скошенная схема и модифицированный метод расщепления.

Аксенов А.А., Ишаев Р.О., Клименко Д.В., Тимушев С.Ф. «Моделирование нестационарного течения поля давления и динамических нагрузок в автономной турбине» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 22-24 (2018)

Современный тренд развития ракетно-космической техники направлен на разработку и внедрение ракетных двигателей многократного использования. Создание новых транспортных ракетно-космических систем многоразового использования предъявляет повышенные требования к надежности и ресурсу безотказной работы турбонасосных агрегатов (ТНА) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Александров А.В., Дородницын Л.В., Дубень А.П. «Генерация трехмерных синтетических турбулентных полей на основе рандомизированного спектрального метода» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 25-27 (2018)

В современных задачах вычислительной аэроакустики, связанных с турбулентными течениями, часто возникает необходимость использования искусственно сгенерированных турбулентных полей скорости. В частности. такие поля используют для постановки нестационарных входных условий на границе LES зоны, когда необходимо задать нестационарный по природе турбулентный поток. Использование искусственно сгенерированных турбулентных полей представляется наиболее перспективным способом постановки таких условий. Принято считать . что синтетическое турбулентное поле должно обладать статистическими свойствами близкими к тем, которые известны о реальном физическом турбулентном поле. В частности, должны совпадать одноточечные моменты первого, второго и третьего порядков, двухточечные моменты второго порядка. Среди подходов к генерации искусственных турбулентных полей наибольшее развитие получил спектральный метод (СМ), предложенный в , и получивший развитие в ряде работ. В рамках этого метода поле строится на основе суммы косинусоидальных и/или синусоидальных мод, амплитуды которых определяются на основе энергетического спектра турбулентности. Хотя стохастический выбор параметров метода лучше соответствует природе турбулентности и. тем самым, в силу приведенного выше критерия соответствия искусственно сгенерированного поля физическому, кажется более предпочтительным, наибольшее распространение получил метод с детерминированным или полудетерминированным выбором параметров. В настоящей работе авторы развивают полностью стохастический метод генерации однородных изотропных турбулентных полей скорости, предложенный в для двумерного случая, основанный на рандомизированном спектральном методе (РСМ). Свойства описанного РСМ генератора исследовались на примере искусственно сгенерированного однородного изотропного турбулентного поля в кубе с безразмерной стороной 2π.

Александров В.Г., Осипов А.А. «Численное моделирование излучения внутреннего шума ГТД через слои смешения выхлопной струи» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 28-29 (2018)

В настоящей работе проведено исследование возможностей математического моделирования акустических явлений, сопряженных с распространением тонального шума, характерного для работы авиационной турбины, через струю, истекающую из сопла двигателя в окружающее пространство в условиях внешнего обтекания мотогондолы. Основным эффектом, определяющим вклад внутреннего шума газогенератора в суммарный шум авиационного двигателя в дальнем поле, состоит в рефракции распространяющегося звукового сигнала в слое смешения струи с внешним потоком. При этом, как показывают исследования, данное явление сопровождается интенсивным взаимодействием звука с вихревыми и энтропийными неоднородностями слоя смешения струи, которое, вообще говоря, носит нелинейный характер, приводит к интенсивному энергетическому обмену между различными составляющими процесса и может существенно повлиять на распространение внутреннего шума. Необходимо отметить, что слой смешения выхлопной струи авиационного двигателя содержит, кроме того, интенсивные пульсирующие турбулентные вихри, которые также влияют на распространение в нем звуковых волн. Однако изучение этой стороны рассматриваемого явления представляет собой самостоятельную чрезвычайно сложную проблему и выходит за рамки проведенного здесь исследования. Вопросы распространения звука через слой смешения сгруи представляют также значительный интерес в отношении распространения и излучения шума вентилятора вниз по потоку во внешнем контуре ТРДД и его вклада в шум двигателя в задней полусфере. Поэтому изучение рассматриваемых в настоящей работе эффектов имеет весьма широкое значение в авиационных приложениях. В связи с упомянутыми выше проблемами целесообразно сформулировать следующую модельную задачу в рамках приближения идеального (невязкого нетеплопроводного) газа. Рассматривается дозвуковая струя, истекающая из цилиндрической трубы круглого сечения, расположенной в дозвуковом внешнем потоке. Стенка трубы имеет нулевую толщину, а давление газа при стационарном истечении струи постоянно и одинаково в струе и во внешнем потоке. В этом случае струя вне грубы сохраняет цилиндрическую форму, а при разных величинах скорости потока в струе и вне ее граница струи является цилиндрической поверхностью тангенциального разрыва.

Архарова Н.В., Пягунин К.Р. «Влияние подхода к моделированию турбулентности на точность предсказания уровня шума вентилятора в дальнем поле» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 30-31 (2018)

Одним из приоритетных направлений стратегии развития Объединенной двигателестроительной корпорации является увеличение доли гражданской продукции в общем портфеле заказов и выход на международные рынки. Однако в условиях высокой конкуренции на рынке гражданских авиаперевозок необходимо уделять внимание не только технологическому совершенству силовых установок, но и их экологическим характеристикам. Вступление в силу в 2017 г. Главы 14 стандарта ICAO по шуму пассажирских самолетов на местности означает новый виток по принуждению производителей к активной работе по снижению шума, поэтому производители авиадвигателей и самолетов должны действовать в данном направлении совместно. Разработка современных авиационных двигателей – это комплексный процесс, который характеризуется высокой мультидисциплинарностью. Учет всех противоречивых требований по высоким удельным параметрам, уровню безопасности, экологичности, эргономичности и экономической эффективности в условиях сжатых сроков вывода продукции на рынок возможен только при опережающей отработке всех технических решений средствами вычислительного эксперимента. Для того, чтобы на самых ранних стадиях проектирования спрогнозировать уровень шума авиационного двигателя необходимо иметь виртуальную модель, отражающую изменение акустических характеристик основных его узлов при изменении облика. Такая модель с одной стороны должна обладать достаточной точностью для адекватного отражения малых конструктивных изменений и получения близких к реальным уровней шума, а с другой стороны должны обладать достаточной робастностью и скоростью получения результатов. В данной работе представлены результаты отработки промышленной методики расчета шума вентиляторной ступени авиационного двигателя с высокой степенью двухконтурности. Показано сравнение результатов расчета шума вентилятора в дальнем поле с использованием одномерной полуэмпирической методики, а также результаты расчета на основе модального состава генерируемого шума. Также представлена оценка влияния используемых подходов к моделированию турбулентности (RANS, DES, SAS SST) на модальный состав и общий уровень шума.

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.

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.

Бахнэ С.В., Босняков С.М., Михайлов С.В., Трошин А.И. «Сравнение методов аппроксимации градиентов в схемах семейства WENO» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 43 (2018)

В большинстве работ, посвященных вихреразрешающим расчетам турбулентных течений, основное внимание уделяется точности аппроксимации конвективных потоков. Диффузионные потоки часто вычисляются по центрально-разностной схеме второго порядка точности. Однако аппроксимация диффузионных потоков может играть заметную роль при вычислении подсеточных напряжений (LES). напряжений Рейнольдса и источниковых членов модели турбулентности (гибридные RANS/LES-методы) и вязких напряжений (DNS). В докладе рассматриваются различные методы аппроксимации градиентов параметров, входящих в диффузионные потоки и источниковые члены системы уравнений. Выводится порядок точности схем на равномерных и неравномерных сетках, проводится тестирование схем на одномерном уравнении диффузии. Три наиболее точные из рассмотренных схем сравниваются в вихреразрешающих расчетах турбулентных течений: задаче Тейлора–Грина (число Рейнольдса 1600, режим DNS) и задаче о распаде изотропной турбулентности (подсеточная модель из модели SST-DF.S). Демонстрируются возможности уточненных аппроксимаций градиентов по снижению ошибки решений.

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.

Богданов В.И., Кувтырев Д.В., Хаталин Д.С. «Исследования реактивного сопла ВРД с резонатором – усилителем тяги» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 47 (2018)

Можно ожидать значительного увеличения тяговой эффективности реактивного двигателя при пульсирующем высоконестационарном истечении газа из сопла. Источником высокочастотных колебаний газа в истекающей струе является сферический газодинамический резонатор – усилитель тяги реактивного двигателя. По экспериментальным данным (НТЦ имени А. Люльки) прирост тяги в резонаторе при определенном сочетании механико-геометрических соотношений в потоке, в сравнении е тягой идеального сопла с полным расширением, может достигать 100%.Такое увеличение тяговой эффективности происходит вследствие возрастания усилия на тяговых стенках в результате присоединения дополнительных масс газа, как в основной струе. так и из окружающей среды. В работе представлены результаты расчетных исследований сопла ВРД с резонатором с привлечением современных методов численного анализа и подходов к моделированию и разрешению турбулентности. Исследуется влияние внешнего обтекания на интегральные характеристики сопла и на структуру течения в сопле. Полученные предварительные результаты расчетов позволяют сделать вывод об эффективности применения резонатора в соплах ВРД в качестве усилителя тяги.

Боженко А.Н., Денисов С.Л. «Исследование звукового поля в акустичекой камере АДТ Т-1К с помощью метода последовательностей максимальной длины» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 48-51 (2018)

В данной работе представлены результаты экспериментальных исследований звукового поля в акустической камере АДТ Т-1К с точки зрения оценки вкладов паразитных отражений в измеряемый звуковой сигнал. Акустическая камера АДТ Т-1К сформирована вокруг открытой рабочей части аэродинамической трубы малых скоростей Т-1К и предназначена для проведения измерений акустических характеристик вертолетных винтов

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.

Босняков И.С., Босняков С.М., Власенко В.В., Волков А.В., Михайлов С.В., Подаруев В.Ю., Трошин А.И. «Валидация Солвера DDES на базе разрывного метода Галеркина для задач течений с использованием высокопроизводительной вычислительной техники» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 54-55 (2018)

В настоящей работе представлены текущие результаты разработки высокопроизводительного солвера LES/DDES в ЦАГИ. Солвер базируется на методе DG и направлен на моделирование нестационарных аэродинамических турбулентных течений. Это исследование проводится в рамках европейского проекта TILDA. Цель проекта – предложить методы и подходы, сочетающие современные и эффективные численные схемы высокого порядка с инновационными подходами к LES и DNS с целью разрешить все существенные особенности течения на десятках тысяч процессоров, за время расчета, не превышающее нескольких дней.

Босняков И.С., Волков А.В., Гаджиев Д.А., Трошин А.И. «Моделирование больших вихрей (LES/DES) с помощью разрывного метода Галёркина высокого порядка» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 56 (2018)

В основе разрывного метода Галёркина (РМГ) лежит алгоритм, позволяющий хранить внутри ячейки разложение функции по выбранному базису. Можно построить пример, когда выбор конкретного базиса позволяет получить точное решение аэродинамической или акустической задачи. Однако в большинстве случаев приходится иметь дело с приближенными решениями, при этом выбор конкретного базиса накладывает ограничения на точность такого приближения. Как показывает практика, наибольшую эффективность РМГ показывает при решении задач для течений без особенностей в условиях свободной турбулентности вдали от твёрдых стенок. Таким образом, можно ожидать наибольшей эффективности РМГ в задачах, решаемых методами LF.S/DES. К таким задачам можно отнести эволюцию дальнего вихревого следа за самолётом. Применение LES/DES означает решение уравнений для осредненных по пространству величин. В свою очередь представление решения в виде полиномов высокого порядка в РМГ делает процедуру фильтрации неочевидной. Обычное понимание параметров как осредненных по всей ячейке несправедливо. В работе на модельной задаче показано, что метод высокого порядка точности позволяет разрешать масштабы вихрей меньших, чем размер ячейки сетки. Поэтому для методов высокого порядка точности предложена специальная методика калибровки констант подсеточных моделей турбулентности.

Босняков С.М., Волков А.В., Дубень А.П., Запрягаев В.И., Козубская Т.К., Михайлов С.В., Трошин А.И., Цветкова В.О. «Численное моделирование течения струи из двухконтурного сопла с помощью различных вихреразрешающих подходов на неструктурированных сетках» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 57-58 (2018)

В работе представлены результаты расчетов струн, истекающей из двухконтурного сопла, с помощью различных вычислительных алгоритмов. реализующих вихреразрешающие подходы с использованием численных методов повышенной точности на неструктурированных сетках. Рассматриваемая конфигурация представляет собой двухконтурное сопло с дозвуковым режимом истечения из внутреннего контура (перепад давлений NPR, = 1.72. максимальное число Маха на срезе 0.86±0.02) и сверхзвуковым из внешнего (NPR=2.25, нсдорасшнренная струя с числом Маха на срезе 1.0). В оба контура подастся холодный воздух с температурой торможения T=269 К. Характерное число Рейнольдса, посчитанное по внешнему диаметру сопла, составляет Re=3·10⁶. Течение является осесимметричным с точностью до влияния поддерживающих пилонов. установленных внутри сопла. В расчетах пилоны не моделировались. Представлены результаты расчетов данного течения с помощью трёх вычислительных алгоритмов, разрабатываемых в ЦАГИ и ИПМ им. М.В. Келдыша РАН. В обеих группах расчеты проводились на базе вихреразрешающего гибридного RANS-LES-подхода с моделью DDES и поправкой на ускорение развития слоев смешения.

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.

Бурдаков Р.В., Старцева М.П., Синер А.А. «Анализ метода модальной декомпозиции звукового ноля в канале с помощью вычислительного эксперимента» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 61-62 (2018)

Проблемы снижения авиационного шума продолжают оставаться актуальными и составляют важную часть общих проблем обеспечения экологической безопасности. Экспериментальный анализ звуковых полей, генерируемых авиационным двигателем, является одной из важнейших и сложнейших задач авиационной акустики. Основная сложность задачи заключается в большом количестве акустических мод, излучаемых двигателем. Основная часть эффективно переносящих энергию акустических мод генерируется вентиляторной ступенью двигателя. Наиболее перспективным методом анализа звуковых полей, генерируемых вентиляторной ступенью, является модальный анализ в воздухозаборном канале и в канале наружного контура. Для отработки методов модального анализа в настоящей работе развивается специальная математическая модель.

Быков Д.И., Комкин А.И., Миронов М.А. «Экспериментальное исследование нелинейного акустического импеданса отверстий» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 63-65 (2018)

Акустический импеданс отверстия при высоких уровнях звукового давления исследовался экспериментально в большом числе работ. Теоретическим основанием для интерпретации результатов экспериментов служит закон Бернулли для стационарного потока через отверстия. Распространение этого закона на осциллирующие течения в отверстии дает, в частности, линейную зависимость действительной части акустического импеданса отверстия от амплитуды колебательной скорости в отверстии и независимость ее от диаметра отверстия. Однако внимательный анализ экспериментальных результатов показал, что диаметр отверстия существенным образом влияет на поведение импеданса при высоких уровнях звукового давления. Целью данной работы является получение надежных экспериментальных данных, демонстрирующих влияние диаметра отверстия перегородки на его акустический импеданс при высоких уровнях звукового давления. Она продолжает исследования авторов в этом направлении

Ворошнин Д.В., Маракуева О.В., Муравейко А.С. «Программный комплекс NUMECA для решения задач газодинамики и акустики» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 66-67 (2018)

Па сегодняшний момент CFD-моделирование применяется при решении многих практически важных задач, выступая в качестве альтернативы натурного эксперимента. Преимущество вычислительных методов перед экспериментом заключается в значительной экономии ресурсов и времени, обеспечении большого количества выходных данных, что позволяет проводить более тщательный и детальный анализ. В рамках коммерческого программного продукта Nimieca реализовано несколько специализированных модулей для решения задач гидро- и газодинамики, вибро- и аэроакустики, аэроупругости и др.

Ворошнин Д.В., Маракуева О.В., Муравейко А.С. «Моделирование нестационарных эффектов в осевом компрессоре» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 69-71 (2018)

Для расчета шума многоступенчатых турбомашин необходимо учитывать аэродинамическое взаимодействие между различными венцами, которое приводит к возникновению пульсаций потока. В спектре данных пульсаций доминируют дискретные составляющие, формирующие тональный шум. Моделирование течения с использованием полной нестационарной постановки URANS занимает значительное время и требует больших вычислительных ресурсов. Применение упрощённых методов, таких как нелинейный гармонический метод NLH. реализованный в ПК Numeca Fine Turbo, может существенно ускорить процесс оценки нестационарных явлений в тракте турбомашины, в том числе и для проведения дальнейшего акустического анализа. Целью работы является сравнение результатов подходов URANS и NLH при исследовании нестационарных явлений в многоступенчатом осевом компрессоре для оценки эффективности использования гармонического метода.

Ворошнин Д.В., Муравейко А.С. «Расчётное исследование газодинамических и аэроакустических характеристик вентилятора» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 72-74 (2018)

Создана трёхмерная газодинамическая модель модельного вентилятора – Advanced Noise Control Fan (ANCF). Ступень вентилятора разработана в NASA для исследования влияния различных конструктивных особенностей на характеристики шума. Трёхмерные газодинамические расчёты выполнены в ПО NUMECA FINE/Turbo v.11.2. Задача решалась с использованием нелинейного гармонического (NLH) метода. Данные по газодинамическому эксперименту взяты из работы McAlister Jю и др. (2009). Геометрическая модель получена от Dr. Daniel L. Sutlity и NASA Glenn Research Center. Профили полного и статического давлений на входе в ступень хорошо согласуются с экспериментальными. Отмечены заметные различия в распределении углов в сечении за ступенью между расчётными и экспериментальными данными.

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.

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.

Гурбатов С.Н., Демин И.Ю., Тюрина А.В. «Эволюция интенсивных акустических шумов. Асимптотическое представление (численный анализ)» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 84 (2018)

Приведен обзор результатов численного моделирования интенсивных акустических шумов волн в недиспергирующих средах. Рассмотрены численные методы решения на стадии формирования развитых разрывов, т.е. представлены асимптотические решения интегро-дифференциальных уравнений для интенсивных начальных условий, носящих случайный характер. Результаты численного моделирования эволюции интенсивных акустических шумовых волн рассмотрены для различных методов решения: спектральное представление, метод быстрого преобразования Лежандра, метод опускания параболы и т.д. Показано, что физическая причина различия в эволюции шумов периодических сигналов связана с тем. что для синусоидального возмущения период волны сохраняется, а для шумов многократное слияние разрывов приводит к увеличению характерного масштаба случайной волны. На спектральном языке это различие объясняется следующим образом: для тонального возмущения нелинейность приводит только к генерации высших гармоник, которые на поздней стадии затухают и асимптотически основной является первая гармоника; напротив, для шумового же сигнала нелинейное взаимодействие приводит к генерации "разностных медленно затухающих, низкочастотных компонентов.

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.

Дубень А.П., Козубская Т.К. «О моделировании акустики турбулентных струй на неструктурированных сетках» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 86-89 (2018)

Турбулентные струи являются часто встречающимися и принципиально значимыми объектами в авиационных приложениях. Точность математического моделирования определяет корректность расчёта аэродинамических и акустических характеристик всей конструкции в целом. В общем случае произвольной сложной конфигурации исследуемого об та удобно пользоваться неструктурированными сетками. Однако, как известно, численные алгоритмы, работающие на неструктурированных сетках, не всегда могут обеспечить требуемую точность моделирования особенно таких тонких и сложных явлений, какими являются, например, акустические характеристики турбулентных струй. Происходит это, главным образом, из-за высокой численной диссипации традиционных «неструктурированных» методов, реализованных в большинстве коммерческих пакетов. Методы же очень высокой точности (в частности, разрывный метод Галеркина, алгоритмы, основанные на полной полиномиальной реконструкции, спектральные методы и др.) на сегодняшний день являются чрезвычайно «дорогими» с вычислительной точки зрения и недостаточно виты для их широкого применения. Последнее особенно касается задач с разрывами. В данной работе для расчета акустики турбулентных струй мы применили алгоритм, основанный на экономной EBR схеме, чья повышенная точность на неструктурированных сетках достигается за счёт квазиодномерных реконструкций потоковых переменных на расширенных но-ориентированных шаблонах. Соответствующий «неструктурированный» метод реализован в исследовательском коде NOlSEtte ИПМ им. М.В. Келдыша РАН.

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

Запрягаев В.И., Кавун И.Н., Губанов Д.А., Дядькин А.А., Рыбак С.П. «Экспериментальные исследования влияния шероховатости сопла на параметры течения в слое смешения осесимметричной трансзвуковой струи» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 94-98 (2018)

Развитие методов математического моделирования сдвиговых турбулентных высокоскоростных течений приводит к необходимости детального описания условий формирования таких потоков. В частности, при моделировании струйных течений встает вопрос об уровне начальных возмущений в потоке и их влиянии на развитие слоя смешения. В работе на примере высокоскоростной воздушной струи, истекающей из осесиметричного сопла исследуются характеристики слоя смешения! вблизи среза сопла и на некотором расстоянии от него. Целью работы являлось исследование влияния состояния пограничного слоя сопла на характеристики слоя смешения в начальном участке дозвуковой высокоскоростной струи.

Зюзина Н.А., Ковыркина О.А., Остапенко В.В. «Монотонные разностные схемы сквозного счёта, сохраняющие повышенную точность в областях влияния ударных волн» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 99-102 (2018)

Ким С К., Костенко В.М., Стегачёв Е.Е. «Исследования по разработке мощных источииков звука для акустического нагружения авиационных конструкций» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 103-104 (2018)

В 70–90-х годах 20-го века результате значительных но объему научно-исследовательских и проектно-конструкторских работ, выполненных в ЦАГИ и СибНИА. был разработан ряд низкочастотных и среднечастотных генераторов звука, которые стали основными средствами воспроизведения акустического нагружения для созданных тогда акустических установок – реверберационной камеры PK-1500 и канала бегущей волны МАК-1. Они полностью удовлетворили потребности эксперимента в диапазоне частот нагружения – до 700 Гц. Воспроизведение звука на более высоких частотах (примерно до 1200 Гц) было обеспечено за счёт использования зарубежных генераторов звука, т.к. на тот момент работы по созданию отечественного высокочастотного генератора нс увенчались успехом. В настоящее время существует насущная необходимость в разработке и создании перспективного высокочастотного отечественного генератора звука. На основании анализа конструкций и характеристик существующих источников высокоинтенсивного акустического нагружения зарубежных фирм и опыта разработки в ЦАГИ предложена конструктивная концепция отечественного высокочастотного звука с частотой звуковой модуляции существенно выше 700 Гц. В качестве базовой выбрана конструкция среднечастотного генератора звука ГЗ-3000. разработанного в ЦАГИ.

Копьев В.Ф., Зайцев М.Ю., Воронцов В.И. «О влияниям формы лопасти в плане на широкополосную и тональную составляющую шума несущего винта вертолета» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 105-106 (2018)

Современные способы снижения шума несущей системы вертолета могут быть реализованы следующими пассивными и активными конструктивными средствами: снижение скорости вращения винта; увеличение числа лопастей винта, современная 3-D конструкция лопасти (радиус. хорда, крутка, форма в плане, выбор профилей и их распределение по радиусу, форма законцовки). активные методы (активная крутка, управление высшими гармониками, активный закрылок). Основным рычагом для снижения шума несущего винта является уменьшение скорости вращения. Этот эффект проявляется для всех режимов полета, однако, может иметь неблагоприятные последствия с точки зрения других дисциплин, используемых при проектировании перспективных скоростных вертолетов. По сравнению с вращательной скоростью, другие конструктивные параметры несущего винта влияют на шум в меньшей степени и зачастую оказывают влияние только на конкретный источник шума, проявляющийся при специфических условиях полета. В частности, конструкция лопасти. которая минимизирует шум для одною режима полета, может дать отрицательный вклад в уровни шума на других режимах, поэтому создание конструкции лопасти, которая универсально снижает шум, является труднодостижимой задачей.

Копьев В.Ф., Храмцов И.В. «О расчетно-экспериментальном исследовании турбулентного вихревого кольца» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 107 (2018)

В дозвуковых турбулентных струях, представляющих собой один из основных источников шума современных авиационных силовых установок. шум генерируется турбулентными вихрями. Поскольку в турбулентных струях присутствуют вихри различных масштабов, взаимодействующие друг с другом, картина излучения, оказывается очень сложной. Поэтому важной представляется возможность исследования фундаментальных вопросов излучения звука турбулентными потоками на примере отдельного изолированного вихря. Для исследования аэроакустических характеристик данного вихря в Лаборатории механизмов генерации шума и модального анализа был создан генератор вихревых колец. Проведен совместный эксперимент по регистрации движения поршня генератора вихревых колец, перемещения кольца и излучения шума единичным вихрем. Полученный в результате данного эксперимента закон движения поршня использовался в численном моделировании с целью повышения соответствия расчетной модели эксперименту. Перемещение вихревого кольца, полученное в расчете, на начальном участке траектории совпадает с перемещением в эксперименте. С помощью расчета получены размеры данного вихря, которые затем использовались в автомодельных теориях для оценки свойств вихревого кольца на большом удалении от среза сопла, где кольцо излучает шум. В результате проведена оценка собственной частоты излучения шума свободно летящим турбулентным вихревым кольцом. Полученные значения собственной частоты хорошо совпадают с экспериментальными значениями на большом участке траектории. Полученные в данной работе результаты подтверждают механизм излучения шума вихревого кольца, представляющий собой колебания тонкого ядра.

Корольков А.И., Шанин А.В. «Метод мортарных элементов в сочетании с явно-неявными схемами в задачах аэроакустики» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 108 (2018)

Одной из важных численных задач является задача численного решения уравнений акустики в присутствии подвижных границ. Подвижными границами могут, например, служить винты и пропеллеры летательных аппаратов. Как правило, геометрия таких задач позволяет разбить пространство на две области, сравнительно просто перемещающиеся относительно друг друга. Таким образом, в каждый момент времени необходимо решать систему дискретных уравнений на неконформных сетках. Существуют множество методов, позволяющих моделировать уравнения в частных производных на неконформных сетках. В частотности, применяется метод мортарных элементов, и разрывный метод Галеркина. К сожалению, авторам данные методы известны лишь в сочетании с явными в неявными схемами интегрирования по времени. Однако, во многих задачах явные схемы не могут быть использованы в связи с их неустойчивостью при увеличении шага по времени, в то время как неявные схемы требуют трудоемкого обращения матриц большой размерности. Альтернат вой являются явно-неявные схемы, являющиеся достаточно устойчивыми и требующие обращения сравнительно небольших матриц. В работе авторы обобщают явно-неявные схемы на случай пространственной дискретизации с помощью метода мортарных элементов. Результаты демонстрируются на конкретном примере решения уравнений акустики в присутствии движущейся границы.

Крашенинников С.Ю., Миронов А.К. «Теория Лайтхилла и результаты исследования шумообразования в турбулентных струях» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 109-114 (2018)

Основные положения теории Лайтхилла, касаются процесса шумообразования при распространении дозвуковой турбулентной струи в неподвижной среде того же состава. что и вещество струн. Примером определения связи акустических пульсаций в звуковом поле струи с гидродинамическими является акустическая аналогия Лайтхилла. Система уравнений Навье–Стокса преобразуется таким образом, что для пульсаций плотности в акустическом поле получается волновое уравнение

Крашенинников С.Ю., Миронов А.К., Токталиев П.Д. «Исследование переходных процессов во внутренних и внешних течениях с локальной закруткой потока» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 115 (2018)

На примере нескольких турбулентных течений, реализующихся в элементах авиационного двигателя, на основе численного моделирования методами URANS/DES/LES. проведен анализ переходных процессов. приводящих к существованию в поле течения глобальных устойчивых динамических неоднородностей. Рассмотрены примеры дозвукового отрывного течения в S-образном кольцевом переходном канале, течения вблизи мотогондолы при работе воздухозаборника над поверхностью аэродрома, течения в затопленной закрученной струе за завихрительным устройством. Во всех этих случаях устойчивой квазистационарной формой течения являются течения с регулярными динамическими неоднородностями в окружном направлении – прецессия потока в случае закрученной струи, круговые области пониженного давления в переходном канале, вихревая нить под воздухозаборником. В работе рассмотрены фазы развития неустойчивости в окружном направлении для каждого из рассмотренных течений и соответствующие этим фазам газодинамические структуры. Предпринята попытка уточнения на основе проведенного анализа основных критериев устойчивости глобально или локально закрученных течений.

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

Любимов Д.А. «Анализ RANS/ILES методом влияния дросселирования на спектральные свойства пульсаций давления в канале изолятора высокоскоростного ВЗ _{воздухозаборника}» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 120-124 (2018)

Макаров В.Е., Федорченко Ю.П., Шорстов В.А. «Использование многоуровневых декартовых сеток для задач аэроакустики» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 125-128 (2018)

Макаров В.Е., Шорстов В.А. «Развитие метода расчета широкополосного шума элементов силовых установок на основе зонного подхода к вихреразрешению» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 129-131 (2018)

Представленный доклад содержит три раздела, связанных с развиваемым в ЦИАМ численным методом решения аэродинамических и акустических задач на основе RANS-IDDES зонного подхода к вихреразрешению.

Медведский А.Л., Денисов С.Л. «Расчет напряжённо-деформированного состояния и излучения звука полигональной ортотропной пластиной с помощью численно аналитического метода при произвольном акустическом воздействии» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 132-135 (2018)

Развитие гражданской авиационной техники связано с одной стороны с повышением требований к надежности и долговечности конструктивных элементов планера самолёта, а с другой стороны приводит к ужесточении требований с точки зрения снижения акустического воздействия на чело века и окружающую среду. Необходимость одновременного удовлетворения указанным требованиям приводит к междисциплинарным задача» механики деформируемого твердого тела и акустики. В качестве объекта исследования в предлагаемой работе рассматривается являющаяся элементом обшивки планера летательного аппарате плоская полигональная анизотропная пластина неканонической форм которая расположена в бесконечном, акустически жёстком экране, разделяющем акустическую среду на верхнее и нижнее полупространства.

Милешин В.И., Панков С.В., Россихин А.А. «Расчетное исследование тонального шума модельного вентилятора со сверхнизкой окружной скоростью» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 136-137 (2018)

Доминирующий вклад в шум ТРДД вносит вентилятор. Одним и подходов к снижению шума вентилятора является снижение окружной скорости вентилятора. В работе исследуется тональный шум вентилятора со сверхнизкой окружной скоростью в передней и задней полусферах на режиме «посадка».

Миронов М.А. «Поглощение волн "шепчущей галереи"» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 138-139 (2018)

Рассматривается проблема выбора акустических параметров облицовки для поглощения спиральных мод с большими угловыми номерами, в том числе и для поглощения волн «шепчущей галереи».

Мошков П.А., Попов В.П., Рубановский В.В. «Определение роли различных источников в общем уровне шума в кабине экипажа современного пассажирского самолета RRJ-95 по результатам наземных и летных испытаний» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 140-141 (2018)

Актуальность проблемы численного моделирования шума в герм) кабинах гражданских самолетов не вызывает сомнения. На пути решен этой проблемы необходимо решать следующие основные задачи: моделировать аэроакустическое нагружение фюзеляжа, приводящее к колебаниям конструкции и акустическому излучению в салон; моделировать шум при работе агрегатов системы комплексного кондиционирования и вентиля воздуха (КСКВ); моделировать шум от вибрационного воздействия дви гелей, моделировать общее акустическое ноле в гермокабине с учет интерьера и т.д. При этом решение поставленных задач невозможно без комплекса экспериментальных наземных и летных испытаний. Исследованию шума в салонах пассажирских самолетов посвящен значительное количество исследований, выполненных в нашей стране и за рубежом. Вместе с тем проблема шума в кабине экипажа занимает отдельное место. Согласно Авиационным правилам , шум и вибрации не должны мешать выполнению членами экипажа своих функции, предусмотренных летным руководством, также существуют коммерческие требования к характеристикам акустического поля в кабине экипажа современных проектируемых самолетов. Данная работа является первым этапом исследований, направлена на идентификацию основных источников и определение их относительного вклада в общем шуме в кабине экипажа RRJ-95 типовой конструкции с целью разработки рекомендаций по дальнейшему снижению шума.

Нигматуллин Р.З., Терентьева Л.В. «Моделирование тонального шума турбины низкого давления с использованием разделения акустических мод» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 142-145 (2018)

Метод расчета тонального шума, генерируемого турбиной низкого давления, основан на численном интегрировании системы эрехмерных нестационарных осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье–Стокса (URANS). Полученное в результате расчета поле пульсаций давления преобразуется методами частотно-модального анализа, что позволяет получить тональные характеристики шума, генерируемого в выходном сечении турбины.

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.

Синер А.А., Храмцов И.В., Кустов О.Ю., Федотов Е.С. «Математическая модель многослойной звукопоглощающей конструкции на основе вычислительного эксперимента» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 148 (2018)

Представлена математическая модель двухслойной и трехслойной звукопоглощающей конструкции основанная на решек полных нестационарных уравнений Навье–Стокса с помощью коммерческого пакета ANSYS Fluent. Для верификации математической модели выполняются расчеты одиночной ячейки двух- и трехслойной конструкции, установленной в акустический интерферометр. Выполненные расчеты показывают результаты очень близкие к результатам эксперимента, как по коэффициенту поглощения, так и по акустическому импедансу. В работе исследуется влияние особенностей постановки задачи на результаты расчета коэффициента поглощения и акустического импеданса. Расчеты выполняются при различных уровнях звукового давления на поверхности образца: 130, 140.150 дБ.

Синер А.А., Шуваев Н.В., Большагин Н.Н., Колегов Р.Н. «Численный анализ влияния положения точечного источника на резонансные характеристики замкнутой полости» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 149-150 (2018)

Рассматривается задача численного определения акустических резонансных характеристик замкнутых полостей. Задача об оценке резонансных свойств канатов и полостей газотурбинного двигателя (ГТД) очень слабо освещена в существующей литературе, в связи с тем. что дефекты. вызываемые резонансными процессами в элементах ГТД. как правило. выявляются только на этапе эксплуатации, иногда только через несколько лет. После выявления таких дефектов они исправляются путем экспериментальной доводки, что приводит к удорожанию жизненного цикла двигателя. В связи с этим, разработка методик численного анализа резонансных акустических характеристик полостей ГТД является актуальной задачей в области авиационного двигателестроения. Одной из наиболее подробных монографий по акустическим резонансам в компрессоре является диссертационная работа Helmich B., в которой, однако используются в основном экспериментальные методы исследования. Среди теоретических можно отмстить работу , в которой акустический резонанс рассматривается как причина поломки центробежной ступени компрессора. В качестве объекта исследования рассматривается замкнутая прямоугольная воздушная полость с абсолютно жесткими стенками. В полости расположен точечный источник акустических колебаний, имеющий спектр частот в диапазоне 100–5000 Гц с линейным затуханием интенсивности колебаний на его концах по частоте. Спектр звукового давления в заданном диапазоне частот является равномерным, уровень звукового давления на каждой частоте составляет 100 дБ. Положения источника внутри полости варьируются для возбуждения различных резонансных частот. Строятся спектры звукового давления в различных точках полости для различных положений источника в объеме. Все расчеты выполнены в пакете ANSYS Fluent. Используется модель идеального политропного газа, источник задан в виде граничного условия на поверхности сферы малого по сравнению с длинной волны радиуса.

Синер А.А., Шуваев Н.В., Большагин Н.Н., Колегов Р.Н. «Численным расчет отражения звуковой волны от вращающегося лопаточного колеса» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 151 (2018)

Один из видов нестационарных нагрузок, действующих на детали или узлы авиационного двигателя, является аэроакустичсское напряжение. Такие акустические нагрузки могут приводить к существенным поломкам, которые можно диагностировать только на этапе эксплуатации авиационного двигателя, что приводит к увеличению затрат на ремонт двигателя и снижению экономической эффективности предприятия. Поэтому становится актуальным научиться моделировать сложные аэроакустические процессы, происходящие внутри двигателя. Экспериментальное исследование таких явлений затруднено, поскольку существенные акустические нагрузки возникают в узком диапазоне режимов или при сочетании факторов. которые необходимо знать до проведения эксперимента. Таким образом, наиболее перспективным методом исследования подобных процессов является математическое моделирование. В работе проводилось исследование влияния частоты вращения лопаточного венца на коэффициент отражения.

Сухоруков А.Л., Чернышев И.А. «Определение нестационарных гидродинамических воздействий на элементы водометного движителя с использованием методов вычислительной гидродинамики» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 152-155 (2018)

В настоящее время водометный движитель признается как перспективная альтернатива традиционным гребным винтам, используемым для движения подводных лодок (ПЛ). Этот движитель представляет собой рабочее колесо (РК) в направляющей насадке (НН) со встроенным в нее неподвижным направляющим аппаратом (НА). Размещение РК в НН уменьшает неравномерность потока, что в свою очередь, приводит к уменьшению шумоизлучения движителя и переизлучения корпуса ПЛ. Таким образом, водометный движитель может иметь меньшую шумность но сравнению с гребным винтом, что важно для обеспечения общей скрытности ПЛ. Одна из основных задач при проектировании водометного движителя связана с расчетом его гидродинамических (пропульсивных) характеристик. которые сегодня определяются, в основном, на основе экспериментальных исследований. Кроме того, для прогнозирования акустических параметров в ходе экспериментов определяются нестационарные гидродинамические силы на элементы движителя в значительной степени связанные с взаимодействием вихревых следов от лопастей НА с лопастями РК. Эти работы сопряжены со значительными материальными и временными затратами. В работе на основе методов вычислительной гидродинамики проведена оценка характеристик водометного движителя, параметры которого взяты из открытых зарубежных источников . С целью верификации методики выполнен расчет гидродинамических характеристик перспективного отечественного водометного движителя совместно с корпусом ПЛ и проведено сопоставление с экспериментальными данными.

Титарев В.А. «Разработка параллельного решателя для численного моделирования аэроакустики винта с пилоном» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 156 (2018)

В НИО-9 ЦАГИ ведется разработка собственного параллельного пакета программ, позволяющего исследовать аэродинамику и аэроакустику различных самолетных винтовых конфигураций с использованием неструктурированных сеток и неявных разностных схем второго порядка аппроксимации. В программном комплексе реализована гибридная двухуровневая модель параллельных вычислений, позволяющий проводить расчеты на системах с большим числом ядер. До недавнего времени основные имеющиеся результаты относились к решению уравнений Эйлера сжимаемого газа. В настоящей работе строится численный метод решения нестационарных уравнений Навье–Стокса сжимаемого газа для многозонных вращающихся сеток. Основными новыми элементами метода являются алгоритмы аппроксимации численных потоков и модификация неявной схемы итераций в псевдо-времени на стыках вращающихся областей. Программная реализация метода существенно усложняется, так как для расчета потоков необходимо создавать дополнительные связи между областями, а также обмениваться значениями макроскопических переменных и правых частей схемы. В докладе будут представлены результаты расчетов для одиночных и биротативных винтов на системах Торнадо и Петастрим, установленных в МСЦ РАН и СКЦ СПбПУ с использованием десятков тысяч гиперпотоков.

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

Чепрасов С.А. «Моделирование термо-акустических эффектов в камерах сгорания» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 161-162 (2018)

Излучение звука в результате пульсаций тепловыделения – известное явление. Например, когда порыв ветра попадает на костёр, что приводит к интенсификации горения и появлению заметного звука. Проблема снижения шума горения встречается во многих отраслях – шум промышленных и бытовых горелок, камер сгорания газотурбинных установок и перспективных газотурбинных двигателей и мн. др. Кроме того, в камерах сгорания при определенных параметрах возникает согласованная связь между тепловыми и акустическими пульсациями, что приводит к значительной интенсификации теплообмена и мощным пульсациям давления. Это неблагоприятное явление может приводить к повреждениям и разрушению камер сгорания. Это явление гак же называют неустойчивостью горения, виброгорением, термоакустическими колебания. Около десяти лет назад начали активно развиваться «прямые» методы расчета турбулентного горения, основанные на решении трехмерных нестационарных уравнений газовой динамики для вязкого теплопроводного газа совместно с кинетикой горения. При этом турбулентный перенос моделируется методом крупных вихрей (LES). а процесс горения описывается с использованием глобальных кинетических механизмов, содержащих 2–3 реакции. Одна из основных трудностей применения этой методологии заключается в моделировании локального взаимодействия турбулентности и горения, и разрешении структуры фронта пламени при умеренных вычислительных затратах. Возможности и ограничения этой методологии пока ясны нс полностью, а сама методика находится в стадии становления, и требуется дальнейшее сё развитие. В данной работе предлагается модель турбулентного горения для описания термоакустических эффектов в камерах сгорания, работающих на углеводородных топливах. Модель основана на методе крупных вихрей совместно с глобальным механизмом горения метана. Проведены расчеты для двух гомогенных камер сгорания. Одна из них имеет квадратное сечение и уступ для стабилизации горения, другая – цилиндрическая камера сгорания с осесимметричным стабилизатором. Анализ результатов моделирования горения за уступом показал, что в расчете удалось получить удовлетворительное согласование расчетных и экспериментальных данных по профилю средней температуры и пульсациям температуры в различных сечениях.

Шанин А.В., Алешин А.Р., Белоус А.А. «Комбинированный FEM/BEM метод с частичной дискретизацией. численное моделирование резонансов в блокфлейте» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 163 (2018)

Ставится задача точного предсказания резонансов блокфлейты (духового музыкального инструмента со свистком в качестве генератора колебаний). Для моделирования применяется матричная модель поршневой моды в трубе. Такая модель требует точного описания рассеяния поршневой моды на боковом отверстии в стенке трубы. Строится комбинированный численный метод. Внутренность и внешнее пространство флейты описывается граничными интегральными операторами, а воздух в дырочке моделируется с помощью МКЭ. При этом для граничных интегральных операторов радиальная переменная является непрерывной, а осевая и угловая – дискретными. Импеданс мундштука оценивался в результате прямого эксперимента на импедансной трубе с помощью метода двух микрофонов. Обсуждаются достоинства и недостатки нового численного метода, а также результаты моделирования.

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

Бендерский Л.А., Любимов Д.А., Пильняков Н.А. «Анализ RANS/ILES методом влияния синтетических струй на уровень и спектральные свойства шума нерасчетной сверхзвуковой струи» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 168-171 (2018)

li различных приложениях требуется уменьшить длину начального участка струй, в том числе и сверхзвуковых. Это может быть достигнуто! различными способами, как пассивными, например, с помощью шевронов, так и активными, с помощью выдува небольших струй в основную струю. Синтетические струи обладают заметным преимуществом по сравнению с другими методами газодинамического управления: отсутствует специальное рабочее тело и магистрали для его подвода и отвода. Однако, управление турбулентными струями с помощью синтетических струй недостаточно изучено, ч то обусловлено сложностью, а порой и невозможностью проведения эксперимента. В настоящей работе с помощью комбинированного RANS/ILES-метода высокого разрешения исследовано влияние синтетических струй на длину начального участка и уровень шума нерасчетной сверхзвуковой струе из биконического сопла.

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.

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.

Грязев В.М., Карабасов С.А. «О влиянии температуры на положение эффективных источников шума в турбулентной струе» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 184-188 (2018)

В настоящей работе проводится исследование влияния температуры на положение эффективных источников шума в горячей турбулентной струе на основе акустической аналогии Голдстейна. Еще со времен Лайтхилла акустические аналогии зарекомендовали себя как один из важных инструментов для анализа источников звука, порождаемых турбулентностью.

Денисов С.Л., Остриков Н.Н. «Экспериментальные и теоретические исследования экранирования шума, излучаемого некомпактными источниками типа волн неустойчивости» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 189-192 (2018)

Исследование различных аспектов снижения шума на местности с помощью расположения двигателей над планером самолёта началось в 70-х годах прошлого столетия. Расчёты, выполненные в , продемонстрировали высокий потенциал снижения шума на местности при помощи подобных компоновок, реализующих эффект экранирования. Однако необходимо отметить, что при расчетах эффективности экранирования в использовались простые методы расчета дифракции: приближение физической оптики, приближение Френеля или метод Маскавы . При расчетах авиационная силовая установка, являющаяся некомпактным источником шума, моделировалась точечным источником с диаграммой направленности, измеренной в дальнем поле. Некорректность моделирования некомпактного источника монопольным источником с диаграммой направленности, описываемой набором сферических функций, была продемонстрирована ранее. Также ранее, вопрос некомпактности был подвергнут тщательному изучению и было показано, что применение простых теорий дифракции совместно с заменой некомпактного источника на точечный с диаграммой направленности. опирающейся на измерения в дальнем поле, приводят к ошибке в предсказании эффективности экранирования в зоне геометрической тени до 20–30 дБ и даже более. Причиной столь значимой ошибки состоит в том, что фазовые характеристики дальнего поля от некомпактного источника формируются на значительном расстоянии от источника, а упрощенные методы расчета дифракции крайне чувствительны именно к фазовым характеристикам поля вблизи от источника. А поскольку экранирующая поверхность планера размещается в непосредственной близости от источника, – в ближней или индукционной зоне. Это фазовое распределение, используемое в приближённых теориях расчета дифракции, не успевает сформироваться, что и приводит к значительным ошибкам. Основываясь на результатах сравнительных расчетов, выполненных ранее, наиболее перспективным методом расчёта экранирования показал себя метод Геометрической Теории Дифракции. который позволяет точно рассчитывать не только амплитуду, но и фазу звукового поля, что является чрезвычайно важным свойством для некомпактных источников.

Дружинин Я.М., Милешин В.И., Россихин А.А. «Опыт использования гармонических методов для расчета распространения тонального шума через воздухозаборник и сопло ТРДД» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 193-196 (2018)

В процессе моделирования тонального шума турбомашины необходимо провести расчет взаимодействия венцов, а также расчет распространения возмущений, генерируемых при взаимодействии венцов наружу из проточного тракта турбомашины. Хотя обе эти задачи возможно и даже желательно совместить в одном расчете, обычно с целью экономии ресурсов используется гибридный подход к расчету, в рамках которого сначала производится расчет ротор-статор (ротор-ротор) взаимодействия, а затем на основе результатов этого расчета – расчет распространения

Зиновьев В.Н., Дебита В.А., Пак А.Ю. «Фоновые акустические возмущения в аэродинамических трубах» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 196 (2018)

Рассматриваются основные соотношения, связывающие выходной сигнал термоанемометра с характеристиками акустического ноля, включая ориентацию акустических волн в потоке – углом между нормалью к фронту акустической волны и вектором средней скорости потока. Направление распространения (угол /) определяет положение точки пересечения диаграммы пульсаций, го есть зависимости нормированною выходного сигнала термоанемометра от параметра нагрева датчика, с осью абсцисс. Показано, что термоанемометрический метод позволяет не только получить информацию об интенсивности акустических возмущений, распространяющихся в потоке, но и идентифицировать источники пульсаций и их локализацию. Приводятся результаты измерений фоновых пульсаций в аэродинамических трубах различных научно-исследовательских центров – ЦАГИ, ИТПМ СО РАН, ETW (Кёльн, Германия), ASTRC NCKU (Тайнань, Тайвань). Показано, что в прямоточных аэродинамических трубах наибольший вклад в пульсации потока в рабочих частях дают акустические возмущения. создаваемые пограничным слоем на стенках, перфорацией, щелями в рабочих частях, в то время как в аэродинамических трубах с замкнутым контуром преобладающими могут быть температурные неоднородности при отсутствии или неэффективности теплообменных устройств, а также в криогенных аэродинамических трубах. При этом доля акустических возмущений в общих пульсациях уменьшается.

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.

Като Йошихиро, Меньшов И.С. «Метод расщепления для задач аэроакустики» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 202-205 (2018)

В докладе рассматривается численный метод решения задач аэроакустики для низкоскоростных режимов течения, когда газ фактически можно рассматривать как несжимаемую среду. Метод основывается на принципе расщепления поля течения на основную и акустическую составляющие. Метод имеет ряд преимуществ по сравнению с методами, в которых основное течение и акустические поля рассматриваются в связной постановке и описываются полными уравнениями сжимаемой жидкости. В частности, численные схемы для расчета основного течения и акустического поля могут быть выбраны независимо с учетом особенностей соответствующих уравнений. Для получения расщепленных уравнений мы применяем метод асимптотических разложений по малому параметру (квадрату характерного числа Маха). В первом приближении уравнения течения оказываются независимыми от параметров акустического поля, т.е. генерация и распространение звуковых волн определяется нестационарным основным течением, в то время как обратное влияние акустики на параметры основного течения является эффектом высших порядков малости, которые мы здесь не рассматриваются. Основные идеи асимптотического анализа, используемого в настоящей работе, были заложены ранее. Мы рассматриваем сжимаемые уравнения Навье–Стокса и ищем их решения в виде асимптотических разложений по квадрату числа Маха набегающею потока. Уравнения, описывающие главные члены разложения, соответствуют стандартной несжимаемой модели, уравнения более высокого порядка отвечают акустическому полю. Таким образом, решая одновременно две группы уравнений – уравнений нестационарного несжимаемого течения и уравнений акустического поля – можно рассчитывать характеристики не только дальнего, но и ближнего звукового поля.

Копьев В.Ф., Фараносов Г.А., Чернышев С.А., Бычков О.П. «О возможности активного управления волнами неустойчивости в невозбужденных турбулентных струях» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 206 (2018)

Разработана стратегия активного управления естественными волнами неустойчивости в турбулентных дозвуковых струях. За основу взят подход, отработанный ранее на тонально возбужденных струях, в рамках которого была продемонстрирована возможность управления искусственно возбужденными волнами неустойчивости путем линейной настройки возбуждения и управляющего воздействия. Проведенный анализ предыдущих результатов по управлению возбужденной струей показал, что подход, в котором волны неустойчивости создаются с помощью воздействия вблизи кромки сопла, наиболее эффективен с точки зрения и потребной амплитуды воздействия, и реализации линейного взаимодействия волн в струе. Исследованы особенности такого управления в широкой полосе частот и предложен способ достижения интегрального снижения уровня сигнала. На реально измеренных случайных сигналах продемонстрирована принципиальная реализуемость предложенной стратегии управления волнами неустойчивости в невозбужденной струе и определены характерные ограничения, которые необходимо учитывать при ее реализации в эксперименте.

Крашенинников С.Ю., Миронов А.К., Токталиев П.Д. «Исследование возможности создания акустических актуаторов для управления потоком в закрученной струе» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 207 (2018)

Ранее было показано, что закрученные струи, используемые в подавляющем большинстве камер сгорания ГТД для интенсификации смешения и стабилизации горения могут быть при определенных условиях восприимчивы к малым внешним воздействиям, как газодинамического. так и акустического типа. Известно, что режимы течения, характеризующиеся глобальной неустойчивостью закрученной струи соответствуют параметру закрутки S∼1 и не используются в качестве рабочих в камерах сгорания. Однако, наличие регулярного периодического движения среды (в частном случае прецессии), обладающего набором собственных частот, даже при S>1 приводит к возможности существования в струе резонансных и интерференционных явлений. В настоящей работе проведено расчетно-экспериментальное исследование резонансных и интерференционных явлений в закрученной струе при S>1 и внешнем акустическом воздействии. а также анализ возможности создания использующих эти явления акустических актуаторов для активного управления характеристиками закрученной струи – в первую очередь длиной зоны обратных токов и профилями скорости в слоях смешения.

Пахов В.В., Михайлов С.А. «Аэроакустическая экспериментальная установка на основе аэродинамической трубы малых скоростей для валидации CFD-методов расчета аэродинамических характеристик» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 208-212 (2018)

В данной статье приводится опыт модификации аэродинамической трубы малых скоростей общего назначения для аэроакустических исследований. Модификация включает в себя постройку звукопоглощающей камеры, создание измерительной системы, измерение характеристик отражений звука внутри камеры и пробные эксперименты для валидации CFD-методов. Схема экспериментальной установки представлена на рисунке. Установка состоит из аэродинамической трубы Т-1 К. оборудованной звукопоглощающей камерой, вертолетным прибором и измерительной системой на основе микрофонов DBX RTA-M и оборудовании National Instruments.

Хотяновский Д.В., Кудрявцев А.Н. «Прямое численное моделирование взаимодействия ударной волны с переходным пограничным слоем» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Седьмая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 17–22 сентября 2018 г.: Сборник тезисов, с. 213-215 (2018)

Проведено численное исследование влияния нестационарных возмущений в переходном сверхзвуковом пограничном слое на плоской пластине на взаимодействие течения с падающим косым скачком уплотнения.