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

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

Абалакин И.В., Аникин В.А., Бахвалов П.А., Бобков В.Г., Козубская Т.К. «Численное моделирование аэродинамических и акустических характеристик винта на основе рёберно-ориентированных схем повышенной точности на неструктурированных сетках» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 10-13 (2016)

Доклад посвящен численному моделированию аэродинамических и акустических характеристик винтов вертолета в режиме висения с использованием экономных алгоритмов повышенной точности на неструктурированных сетках.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Аношкин А.Н., Паньков А.А., Писарев П.В. «Численный анализ акустического давления в модельном канале с резонатором Гельмгольца биконической формы» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 31-33 (2016)

Задача акустического совершенствования авиационных двигателей становится всё более актуальной, так как акустические характеристики являются важнейшими показателями конкурентоспособности самолетов, и современные звукопоглощающие конструкций являются предметом исследований многих отечественных и зарубежных ученых. Перспективным путем решения данной задачи является использование резонансных звукопоглощающих сотовых панелей, устанавливаемых в канале воздухозаборника и во внешнем контуре двигателя. Принцип действия звукопоглощающих сотовых панелей основан на эффекте поглощения и рассеяния излучения отдельными резонансными ячейками; акустическая шумовая волна входит через отверстия перфорации в обшивке панели в ячейку и, после некоторой задержки внутри, выходит из нее в противофазе к шуму и гасит его благодаря эффекту деструктивной интерференции. Цель работы – повышение эффективности шумоглушения в конструкциях современных авиационных двигателей на основе совершенствования геометрической формы резонансной ячейки и математического моделирования процесса распространения, взаимодействия с резонансной ячейкой и затухания акустической волны; в авторами предложена биконическая форма резонансной ячейки типа «песочные часы», которая позволила минимизировать акустические потери и сделать максимально более полным преобразование потенциальной энергии сжатия воздуха внутри нижней конической части ячейки в кинетическую энергию движения воздуха в коническо-цилиндрическом горле ячейки.

Асфандияров Д.Г., Глотов В.Ю., Головизнин В.М., Данилин А.В., Зайцев М.А., Канаев Л.А., Кондаков В.Г., Соловьев А.В. «Новые вехи в развитии схемы КАБАРЕ» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 34-36 (2016)

В методе конечных объемов, ставшим стандартом при численном решении систем законов сохранения, наиболее вариативным элементом является определение потоков на гранях расчетных ячеек. Словосочетание «схема КАБАРЕ» определяет технику задания таких потоков через процедуру экстраполяции, в отличие от всех других алгоритмов, где используется интерполяция. Для гиперболических систем уравнений это приводит к разностным схемам, обладающим свойством временной обратимости на течениях, в которых характеристики одного семейства не пересекаются. Схема КАБАРЕ известна достаточно давно. Она прошла все этапы развития – от простейшего одномерного линейного уравнения переноса до квазилинейных систем законов сохранения гиперболическою типа в случае многих пространственных переменных, и подробно описана в монографии. Дальнейшее развитие схемы КАБАРЕ происходит в процессе опытной эксплуатации и наращивания функционала комплекса программ CABARET-Slages. реализующего эту методику на трехмерных неструктурированных гексагональных сетках, адаптированных к границам области.

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

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

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

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

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

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

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

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

Беляев И.В., Берсенев Ю.В., Бурдаков Р.В., Ершов В.В., Кустов О.Ю., Пальчиковский В.В., Вискова Т.А. «Измерения азимутальных мод с помощью решетки микрофонов в ограниченном диапазоне углов'» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 50-52 (2016)

Измерения азимутальных мод достаточно распространены в аэроакустике и выполняются как для звуковых полей внутри каналов, так и в свободном пространстве. Для этих измерений в основном применяются микрофонные решетки на вращающейся траверсе или круговые стационарные. Однако существуют практические ситуации, когда азимутальные моды должны измеряться в условиях, нс допускающих установку микрофонов в диапазоне азимутальных углов. Поэтому данная работа посвящена проблеме возможности определения азимутальных мод с помощью микрофонной решетки, которая состоит из микрофонов, расположенных в ограниченном диапазоне углов вместо полной окружности.

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

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

Бендерский Л.А., Крашенинников С.Ю. «Определение местоположения источников шума дозвуковой струи с помощью RANS/ILES-метода» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 54-57 (2016)

Одна из важных задач расчета струйных течений для практических приложений состоит в определении шума струи, а также в исследовании влияния различных факторов на ее шум. Одним из инструментов, способных дать детальное представление о структуре течения, является I.ES. Однако на сегодняшний момент, по оценкам . использование метода LES для совместного расчета течения в сопле и струи с помощью LES требует порядка 40·10⁹ расчетных ячеек. Использование различных комбинированных подходов, например RANS/ILES-метода высокого разрешения , позволяет снизить эти требования и получать хорошее соответствие с экспериментом при расчете струйных течений даже при относительно больших числах Рейнольдса. В работах большое внимание было обращено на сравнение расчетов с экспериментальными данными, как по характеристикам течения, так и по шуму в дальнем поле струй. Полученное хорошее соответствие по шуму в дальнем поле струй говорит о возможно правильном описании механизмов шумообразования в струе. Цель данной работы определить расположение источников шума в струе на основе данных расчета струи с помощью RANS/ILES-метода .

Бендерский Л.А., Крашенинников С.Ю., Миронов А.К. «О турбулентном смешении и шумообразовании в струях по результатам экспериментов и вычислительного моделирования» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 58-64 (2016)

Установившееся представление о турбулентном смешении в струях, как о процессе, подобном обменным процессам, происходящим под действием градиентов концентрации, температуры и т.п. противоречит результатам отдельных экспериментальных и расчётных исследований.

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

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

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

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

Берсенев Ю.В., Пальчиковский В.В., Синер А.А., Храмцов И.В. «Исследование формирования вихревого кольца с учетом экспериментально определенного закона движения поршня вихревого кольца» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 73 (2016)

Механизмы генерации шума интенсивными турбулентными течениями на данный момент являются мало изученными. При этом основные физические закономерности должны проявляться уже в самых простых вихревых течениях. Примером такого течения является вихревое кольцо. Для исследования аэроакустических характеристик данного вихря в Лаборатории механизмов генерации шума и модального анализа был создан генератор вихревых колец. Однако экспериментальное исследование свойств интенсивных турбулентных вихревых колец, особенно процессов, происходящих при их формировании, существенно осложнено их высокой скоростью. В данной работе предложено исследование характеристик вихревых колец с помощью численного моделирования. Рассматривается формирование вихревого кольца с высокой начальной скоростью V₀>30 м/с, образующихся с помощью поршневого генератора.

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

Бондаренко А.А., Ляхов П.А., Якобовский М.В. «Накладные расходы, связанные с обеспечением отказоустойчивых вычислений» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 76-79 (2016)

Цель работы состоит в определении величины накладных расходов на организацию отказоустойчивых вычислений по сравнению со временем работы исходной программы, в которой отсутствуют средства обеспечения отказоустойчивости. Для достижения поставленной цели рассмотрена теоретическая модель выполнения параллельных вычислений и приведены результаты вычислительного эксперимента, в котором тестовая задача реализована с функциями ULFM и запускалась на вычислительном кластере.

Босняков С.М., Михайлов С.В., Подаруев В.Ю., Трошин А.И. «Параллельная реализация разрывного метода Галеркина высокого порядка точности и решение классических тестовых задач» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 80-81 (2016)

Приводится краткое описание разрабатываемого в ЦАГИ кода, основанного на методе Галеркина с разрывными базисными функциями высокого порядка точности. Реконструкция функций осуществляется для консервативных переменных. Эго позволяет существенно упростить формулировку схемы для нестационарных течений. Градиенты параметров для расчета диффузионных потоков рассчитываются с использованием метода Bassi-Rebay-2. Схема требует точного интегрирования по объему и поверхности ячейки. Для этого используются квадратурные правила Гаусса, которые записываются для стандартного куба. Преобразования координат осуществляются при помощи сирендиповых элементов. Расчеты для К=2 и К=3 проводятся с учетом кривизны поверхности. Количество квадратурных точек в ячейке и на стороне ячейки приведены в таблице.

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

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

Бурдаков Р.В., Синер А.А., Стёпина Е.В., Стряпунина А.А. «Математическая модель звукопоглощающей конструкции с тканевой вставкой» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 85 (2016)

Для создания методологии выбора звукопоглощающих конструкций (ЗПК) применяемых для гашения шума в каналах требуется разрабатывать математические модели ЗПК. Качественная математическая модель позволит более точно выбирать конструктивные параметры ЗПК. В данной работе представлены три математические модели, разрабатываемые авторами, применяемые для расчета акустических свойств однослойных резонансных звукопоглощающих конструкций с тканевой вставкой. Представленные модели являют ся полуэмпирическими с применением эмпирических данных на различных этапах моделирования. Все модели не учитывают касательный поток. Звукопоглощающая конструкция состоит из перфорированного листа, сотовой ячейки и тканевой вставки. Первая модель использует экспериментальные данные по импедансу перфорированного листа и тканевой вставки. Для построения импеданса звукопоглощающей конструкции используется соотношение предложенное авторами. Вторая модель базируется на известных аналитических соотношениях (Transmission line model) и использует сокращенный набор эмпирических данных по сравнению с первой моделью. Третья модель отличается от первых двух еще меньшим количеством эмпирических данных и основывается на решении волновых уравнений в многослойной среде. Для решения уравнений используется пакет ACTRAN. В работе проводится сравнение данных моделей по точности и скорости вычислений, анализируются их сильные и слабые стороны. Рассматривается возможность модификации данных моделей для учета касательного потока. Также, в работе формулируются рекомендации по использованию данных моделей для выполнения практических расчетов.

Быков А.И., Комкин А.И., Миронов М.А. «Поглощение звука резонатором Гельмгольца в канале» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 86-87 (2016)

Резонатор Гельмгольца является одним из самых распространенных элементов глушителей шума. Основы теории резонаторов Гельмгольца впервые были обстоятельно рассмотрены Ингардом. Вместе с тем. до настоящего времени не получено хорошего соответствия между экспериментальными и расчетными характеристиками поглощения резонаторов Гельмгольца, не смотря на проводимые в этом направлении исследования. В данной работе рассмотрены характеристики поглощения резонатора Гельмгольца, размещенного на торцевой стенке круглого каната. Экспериментально исследована зависимость коэффициента поглощения резонатора от диаметра и длины его горла и глубины полости резонатора. Установлено, что на получаемые экспериментальные данные могут существенно влиять нелинейные явления в резонаторе. Поэтому генерируемые в канале звуковые волны следует ограничивать уровнями, обеспечивающими линейный режим работы резонатора Гельмгольца, что соответствовало уровню звукового давления в канале на собственной частоте резонатора 85 дБ. На основе полученных экспериментальных данных была проведена верификация линейной аналитической модели резонатора Гельмгольца, в которой учитывались тепловые потери в полости резонатора, также вязкие потери в резонаторе, оцениваемые через диссипативную присоединенную длину горла резонатора. При этом вязкие потери в резонаторе складывались из потерь в горле резонатора, на передней стенке резонатора, и потерь кромках горла. Если потери на стенке горда хорошо изучены, потери на передней стенке резонатора исследованы ранее, то на кромках горла вязкие потери не теоретически не исследованы в силу сложности теоретического рассмотрения такой задачи. В работе определяется величина потерь на кромке горла на основе данных измерений таким образом, чтобы эти данные соответствовали результатам расчетов, проведенных с помощью рассматриваемой линейной модели резонатора Гельмгольца. В результате были получены зависимости потерь на кромках горла от геометрических параметров резонатора Гельмгольца. Установлено, что потери на кромках горла не зависят от его диаметра, но изменятся с изменением длины горла и глубины полости резонатора.

Валиев Х.Ф., Осипов А.А., Пянков К.С., Яковлев Е.А. «Математическое моделирование звукопоглощения в сотовых резонансных конструкциях: проблемы вычислительного эксперимента» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 88-90 (2016)

Как известно, для глушения шума, излучаемого со стороны входа в авиационный газотурбинный двигатель (ГТД), обычно используются звукопоглощающие конструкции (ЗПК) резонансного тина, которые устанавливаются на стенках входного канала воздухозаборника и настраиваются на доминирующие частоты указанных источников шума. При использовании упомянутых шумоглушащих устройств возникает вопрос о рациональном выборе их конфигурации и параметров, которые обеспечивали бы их эффективную работу в условиях типичных для воздухозаборника ГТД. Эффективным подходом для изучения этого вопроса является теоретический расчет характеристик шумоглушения с использованием численного моделирования тех нестационарных аэродинамических процессов, которые определяют основные механизмы шумоглушения. Такие численные модели необходимы для установления связи между характеристиками шумообразовапия в источнике (компрессоре и вентиляторе) и параметрами дальнего акустического поля двигателя самолета и позволяют проводить расчетное моделирование зависимости акустического излучения от режима полета и конфигурации воздухозаборника, а также оценить снижение излучаемого шума за счет звукопоглощающей облицовки его канала или использования других шумоглушащих устройств.

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

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

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

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

Гладилин А.В., Миронов М.А. «Поле точечного источника над слоем с постояным градиентом скорости звука» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 100-102 (2016)

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

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

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

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

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

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

Губанов Д.А., Запрягаев В.И., Киселев Н.П., Кундасев С.Г., Пивоваров А.А. «Экспериментальное исследование течения в двухконтурной сверхзвуковой струе» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 118-121 (2016)

Представлено описание оборудования, конструкция модельного двухконтурного сопла и результаты экспериментального исследования структуры струйного течения. Данные эксперимента включают визуализацию поля течения и результаты измерения методом PIV. а также результаты зондирования поля течения микроприемником полной) давления и распределение давления по внутреннему контуру сопла. Приведены результаты измерения величины и спектрального состава пульсаций массового расхода с использованием проволочного термоанемометра.

Гурбатов С.Н., Демин И.Ю., Прончатов-Рубцов Н.В. «Численное моделирование эволюции интенсивных акустических шумов в обратных задачах аэроакустики (с использованием спектрального и биспектрального анализа)» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 122-123 (2016)

В докладе представлены результаты численного моделирования эволюции интенсивных акустических шумов в недиспергирующих средах. Основным уравнением, описывающим распространение нелинейных акустических волн в средах без дисперсии, является уравнение Бюргерса (УБ). Предложена спектральная схема численного решения УБ. которая позволила определить спектр и профиль волны на различных расстояниях от источника (как до образования ударного фронта, так и после). Преимущества данной схемы решения УБ заключаются в её возможностях использования для численного анализа эволюции как детерминированных, так и случайных сигналов. Очень важно, что данная схема численного решения УБ позволяет учесть и геометрию начальных условий, т.е. пригодна для описания цилиндрических и сферических волн. Все это позволяет сделать вывод о возможности использовать данную схему численного решения эволюции интенсивных акустических случайных волн применительно к задачам аэроакустики реактивных шумов.

Даньков Б.Н., Дубень А.П., Жданова Н.С., Козубская Т.К. «Численное моделирование турбулентного течения возле каверны для фундаментальных и прикладных исследований» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 124-127 (2016)

Прямым следствием постепенного развития вычислительной техники. математических моделей и численных методов является появление возможности использовать вычислительный эксперимент для решения как фундаментальных, так и прикладных задач, стоящих перед авиационной промышленностью. При этом наиболее широким потенциалом при моделировании турбулентных течений и создаваемых ими акустических полей обладают вихреразрешающие подходы (DNS, LES и гибридные RANS-LES подходы). Помимо того, что они гарантируют достаточно высокую точность моделирования, их использование позволяет получать нестационарные характеристики (например, турбулентные или акустические пульсации), важные для понимания физики течения и анализа создаваемых им возмущений. Для этого широкие возможности предоставляют методы спектрального и корреляционного анализа. В отличие от натурных экспериментов, численное моделирование, в принципе, нс имеет ограничений по пространственному и временному разрешению выдачи нестационарных характеристик, что, безусловно, является его неоспоримым преимуществом. Использование неструктурированных сеток, способных описывать сложные геометрические конфигурации, и современных вычислительных технологий (например, метода погруженных граничных условий) предоставляет возможность решать также и прикладные задачи, стоящие перед авиационной промышленностью. Принципиальным требованием, обеспечивающим как корректное решение прикладных задач, так и достоверный результат фундаментальных исследований, является тщательная валидация вычислительного алгоритма и реализующего его программного комплекса. Такая валидация проводился на наиболее близких к решаемым задачам тестовых случаях, для которых имеются надёжные экспериментальные данные. Это требование становится особенно критичным, если речь идет о сложных турбулентных течениях, моделируемых с использованием вихреразрешающих подходов. В работе рассматривается класс задач, связанных с трансзвуковым турбулентным течением возле каверны. В качестве инструмента для проведения численных экспериментов используется программный комплекс NOISEtte для решения задач аэродинамики на неструктурированных сетках.

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

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

Дегтярев В.В., Синер А.А. «Анализ влияния постановки задачи на результаты расчета шума, генерируемого вентиляторной ступенью» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 132-135 (2016)

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 постановки задачи (модель турбулентности и величина расчетной области) на уровень звукового давления в дальнем акустическом поле и модальный состав шума, генерируемого вентиляторной ступенью вперед. Всего было проведено четыре расчета: три в секторной постановке 60 градусов с различными моделями турбулентности (κ-ε, DES. SAS SST) и один в полной постановке 360 градусов с SAS SST моделью. Объектом исследования являлась вентиляторная ступень двигателя, включающая вентилятор, спрямляющий аппарат (СА) наружного контура и направляющий аппарат (НА) внутреннего контура, режим полета – посадочный.

Денисов С.Л., Остриков Н.Н. «Экранирование авиационных некомпактных источников шума при наличии спутного потока: экспериментальные и теоретические исследования» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 136-139 (2016)

Милешин В.И., Панков С.В., Россихин А.А. «Метод расчета тонального шума многоступенчатой турбомашины в частотной области» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 140-142 (2016)

Дубень А.П., Козубская Т.К., Стрелец М.Х., Шур М.Л. «Применение структурированных и неструктурированных численных алгоритмов для расчета шума турбулентных струй на основе усовершенствованного метода DDES, обеспечивающего ускоренный переход от RANS к LES в слоях смешения» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 143-146 (2016)

Постепенное развитие гибридного RANS-LES подхода DES (Detached Eddy Simulation) привело к значительному расширению сферы его применимости. В частности, модификация DES, предложенная в недавно опубликованной работе , позволила существенно продвинуться в решении одной из фундаментальных проблем оригинальной формулировки метода, а именно, так называемой проблемы «серой области», следствием которой является затягивание перехода от RANS к LES моде DES в свободных или оторвавшихся слоях смешения. Ускорение развития неустойчивости и формирования развитой трехмерной турбулентности в таких слоях смешения достигается в за счет модификации подсеточного масштаба для LES, который обеспечивает автоматическую идентификацию начальных участков слоев смешения и соответствующее уменьшение подсеточной вязкости в этих областях. В то же время, в области развитой турбулентности новый (адаптированный к слоям смешения – Shear-Layer Adapted) подсеточный масштаб Δ_SLA автоматически переходит в масштаб, близкий к стандартному подсеточному масштабу LES-ветви DES Δ = Δ_тax = max(D_x, D_y, D_z). Это открывает возможность применения данного подхода для решения достаточно широкого круга задач, в которых задержка появления развитой трехмерной турбулентности в слоях смешения приводит к неприемлемо большим погрешностям в определении наиболее важных («целевых») характеристик. Одним из ярких примеров таких задач является рассматриваемая в настоящей работе задача о расчете шума турбулентных струй. Расчеты выполнены для дозвуковой круглой необогреваемой затопленной струи с числом Маха М_jet=0.9. которая традиционно служит «полигоном» для тестирования численных методов аэроакустики.

Евдокимов И.Е., Епихин А.С., Калугин М.Д., Крапошин М.В. «Открытая библиотека для численного моделирования шума в дальнем поле» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 147-148 (2016)

В докладе сообщается текущее состояние разработки библиотеки с открытым исходным кодом libAcoustics для конечно-объёмного программного комплекса вычислительной гидродинамики OpenFOAM. К настоящему времени основные усилия разработчиков сосредоточены на создании базовых задач для тестирования версий библиотеки и возможной отработки специальных решателей и граничных условий, которые могут быть реализованы в OpenFOAM в перспективе. Рассматриваемые тестовые задачи включают в себя ряд простейших тестов, имеющих аналитическое решение: Одномерный домен, реализующий передачу гармонической волны для сравнения с решениями волнового уравнения, особенно в случае границы раздела двух сред (многофазные задачи); Одномерный домен, являющийся сильно упрощённой реализацией монополя – пульсирующей сферы, для тестирования численных схем; Двумерный домен, реализующий циклическую симметрию для моделирования сферы, колеблющейся вдоль одной оси (диполь). Данная задача может быть полезна как для тестирования численных схем, так и для тестирования решателей и библиотеки libAcoustics. Двумерный домен, реализующий циклическую симметрию для моделирования поршня в стенке. Данная реализация монополя может быть использована как для тестирования решателей (особенно, при использовании точных решений в ближнем поле). так и для тестирования библиотеки. На текущий момент в библиотеке реализована акустическая аналогия Кёрла для расчета шума, создаваемого обтекаемыми поверхностями при дозвуковом обтекании тела.

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

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

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

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

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

Зиновьев В.Н., Лебига В.А., Миронов Д.С., Пак А.Ю. «Прохождение акустических возмущений через слой смешения до- и сверхзвукового потоков» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 157-160 (2016)

С помощью термоанемометра экспериментально исследовано прохождение акустических возмущений через плоский слой смешения дозвукового и сверхзвукового потоков с расчетными числами Маха М=0.5 и 2 соответственно. Акустические возмущения частотой f=5–9 кГц создавались в дозвуковом потоке с помощью генератора, представляющего собой свисток, образованный наклонным отверстием на стенке канала с регулируемой глубиной. В большинстве экспериментов частота искусственных акустических пульсаций составляла 6,8 кГц.

Зюзина Н.А., Ковыркина О.А., Остапенко В.В. «О монотонности схемы КАБАРЕ при расчете гиперболических уравнений со звуковыми линиями» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 161-164 (2016)

Проведен анализ монотонности двухслойной по времени схемы КАБАРЕ, аппроксимирующей гиперболические дифференциальные уравнения со знакопеременными характеристическими полями. Получены условия монотонности этой схемы в областях, в которых скорость распространения характеристик имеет постоянный знак, а также в областях, содержащих звуковые линии, на которых скорость распространения характеристик аппроксимируемого уравнения меняет знак. Приведены тестовые расчеты, иллюстрирующие данные свойства схемы КАБАРЕ.

Колегов Р.Н., Любимова Т.П., Синер А.А. «Разработка методики расчета резонансных свойств полостей в каналах газотурбинного двигателя» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 165 (2016)

В авиационном двухконтурном двигателе для повышения давления на входе в компрессор высокого давления устанавливают подпорные ступени. Для обеспечения устойчивой работы подпорных ступеней на нерасчетных режимах осуществляют перепуск воздуха за вентилятором при помощи заслонок перепуска. В результате осевые скорости воздуха увеличиваются, а углы атаки приближаются к расчетным, что обеспечивает работу ступеней без срыва.

Копьев В.Ф., Зайцев М.Ю., Воронцов В.И., Аникин В.А., Громов В.В. «Экспериментальная проверка результатов расчета акустических и интегральных аэродинамических характеристик модельного несущего винта вертолета в двух и четырехлопастной конфигурации на режиме висения» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 166-170 (2016)

В работе представлены результаты сравнения экспериментальных аэродинамических и акустических характеристик крупномасштабной модели несущего винта вертолета, полученных на открытом стенде, с результатами численного моделирования. Измерения проводились для двух и четырехлопастных конфигураций при трех различных углах общего шага и четырех скоростях вращения на режиме висения. Эксперимент сравнивается с численным решением, для расчета которого используется гибридный метод моделирования шума . Отличительными особенностями используемого метода является разбиение области задачи на две подобласти: в ближней области проводится сквозной расчет уравнений Эйлера в неинерциальной системе координат, а в дальней области применяется метод Фокса–Вильямса–Хокингса.

Копьев В.Ф., Шур М.Л., Травин А.И., Беляев И.В., Замтфорт Б.С., Медведев Ю.В. «Оценка шума на местности для самолета с двигателями типа открытый ротор на основе численного моделирования» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 171-174 (2016)

Биротативные винтовентиляторы (открытый ротор) имеют потенциал снижения топлива до 20% по сравнению с современными турбовентиляторами. Однако их более высокая аэродинамическая эффективность сопровождается более высокими уровнями шума. Это представляет собой основное препятствие к широкому практическому использованию авиационных двигателей этого типа и делает необходимым оптимизацию параметров открытого ротора, направленную на снижение уровня излучаемого шума при сохранении хороших аэродинамических характеристик. Спектры и направленности шума открытого ротора достаточно сложны, что значительно усложняет анализ влияния модификаций геометрии открытого ротора на их акустические характеристики (например, подавление некоторых тональных компонент может сопровождаться увеличением амплитуд других тонов). По этой причине имеет смысл проводин. соответствующие оптимизационные исследования, используя оценку шума в метрике EPNдБ. так как именно эта метрика используется для сертификации самолета по шуму на местности. Именно такой подход используется в данной работе, чьей задачей является численное исследование влияния геометрических параметров открытого ротора на шум на местности для реалистичного самолета е двигателями типа открытый ротор, и оценка возможности удовлетворить требованиям норм ИКАО по шуму на местности для такого самолета.

Крицкий Б.С., Миргазов Р.М. «О влиянии балансировки на акустические характеристики несущего винта» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 175-177 (2016)

Проектирование несущего винта вертолета является сложной, многокритериальной задачей. Учитывая специфику работы вертолета. НВ должен проектироваться с учетом основных режимов его работы, таких как режим висения и крейсерский режим. На каждом режиме, в зависимости от параметров полета и внешних условий необходима балансировка вертолета. Как правило, она осуществляется за счет циклического управления несущим винтом. Таким образом, возникает рад задач при создании новой компоновки несущего винта вертолета: выбор схемы вертолёта, проектирование лопасти и др. Необходимо, чтобы полученная компоновка была оптимальна по аэродинамическим и акустическим характеристикам. Из различных зарубежных и отечественных источников установлено, что расчет акустических характеристик требуется большое количество вычислительных ресурсов и времени. На начальном этапе проектирования, где требуется проведение широких параметрических исследований по компоновкам и режимам, целесообразно применять упрощенные подходы к определению аэродинамических и акустических характеристик несущего винта.

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

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

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

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

Кустов О.Ю., Синер А.А., Федотов Е.С., Храмцов И.В. «Определение импеданса резонатора Гельмгольца с помощью численного моделирования» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 186-188 (2016)

Шум. распространяющийся по внешним контурам авиационного двигателя, подавляется за счет облицовывания стенок каналов звукопоглощающими конструкциями (ЗПК). Степень снижения шума зависит от общей площади ЗПК и ее акустической эффективности. Возможны различные варианты увеличения эффективности звукопоглощения 3ПK. Одним из способов оценки и изучения процессов такой эффективности является численный эксперимент. Для проведения экспериментальных исследований в Лаборатории механизмов генерации шума и модального анализа ПНИПУ была разработана установка "Интерферометр с нормальным падением волн". Отличительной особенностью установки от аналогов известных мировых производителей. которые ориентированы на строительную акустику, является наличие массивной импедансной трубы, позволяющей реализовывать уровни акустического давления до 160 дБ. что характерно для каналов авиационных двигателей. В интерферометре определение характеристик ЗПК основано на двух микрофонном методе. Метод является наиболее распространенным и стандартизованным. Численное моделирование основывалось на прямом решении системы уравнений Навье–Стокса (DNS) с учётом сжимаемости. В качестве геометрической модели использовалась внутренняя область интерферометра. которая представляют собой цилиндрическую трубу с резонатором Гельмгольца на одном конце и высокочастотный драйвер (динамик) на другом. Для упрощения была принята осесимметричная постановка, которая значительно сокращает требуемые ресурсы и время расчёта.

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

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

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

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

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

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

Меньшов И.С., Китамура К. «Аномальное усиление звука при переходе через косую ударную волну» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 203-204 (2016)

Настоящая работа посвящена проблеме взаимодействия малых возмущений в форме плоской звуковой монохроматической волны с плоским косым скачком. В однородном постоянном потоке газа возможны 3 типа малых возмущений. Один представляет собой изоэнтропическую акустическую волну, распространяющуюся со скоростью звука относительно газа. Два других – вихревая и энтропийная волны, которые движутся со скоростью среды. Взаимодействие этих волн с ударной волной приводит в общем случае к генерации волн всех трех типов за ударным скачком. Задача взаимодействия звука с ударной волной исследовалась в нескольких работах. Д.И. Блохинцев решил задачу для случая нормального падения звуковой волны на нормальную ударную волну в совершенном идеальном газе. J. Brillouin рассмотрел задачу косого падения звука на фронт нормальной ударной волны, но получил ошибочные результаты. Эти результаты в дальнейшем были исправлены В.М. Конторовичем . где также было построено решения для случая произвольного уравнения состояния. В докладе обсуждаются результаты теоретического и численного анализа взаимодействия плоской звуковой волны с косым скачком.

Дружинин Я.М., Милешин В.И., Россихин А.А. «Расчетно-экспериментальное исследование тонального шума биротативного вентилятора» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 205 (2016)

Одной из перспективных компоновочных схем авиационных двигателей является схема ТРДД высокой степени двухконтурности с биротативным вентилятором. Такие двигатели обладают высокой топливной эффективностью. В то же время им свойственен ряд недостатков. В частности для них характерны более высокие уровни шума, чем для аналогичных по характеристикам турбовентиляторных двигателей с однорядным вентилятором. В данной работе описываются расчетные исследования тонального шума модельного биротативного вентилятора на режиме «посадка» (одном из трех сертификационных режимов по нормам ИКАО). Исследования проводились с помощью 3D методики нестационарного расчеса взаимодействия венцов, реализованной в программном комплексе ЦИАМ 3D AS. Метод, используемый в программном комплексе, базируется на решении линейных или нелинейных уравнений Эйлера для возмущений поверх вязкого стационарного среднего поля течения в системе отсчета вращающихся венцов. Взаимодействие между венцами турбомашины обеспечивается с помощью специальных интерфейсов типа «скользящие сетки». Эти интерфейсы передают нестационарные акустические (а также вихревые и энтропийные) возмущения и неоднородности среднего поля течения через границу между расчетными областями для различных венцов, тем самым обеспечивая непрерывность полных параметров течения при переходе через границу. Дискретизация уравнений по пространству в рамках используемого метода построена на основе метода конечных объемов и с использованием обобщенной на метод конечных объемов аэроакустической DRP (Dispersion Relation Preserving Scheme) схемы четвертого порядка. Для дискретизации уравнений по времени применяется явная оптимизированная 4-х шаговая схема Рунге–Кутта (LDDRK – Low Dissipation and Dispersion Runge–Kutta Schemes) второго порядка. Для расчета излучения в дальнее поле используется полуаналитическая методика, основанная на уравнении Фокса–Вильямса–Хокингса. В работе представлено сравнение результатов акустического расчета (диаграмм направленности в дальнем поле для наиболее интенсивных тонов взаимодействия) с имеющимися экспериментальными данными.

Остапенко В.В. «О монотонности и сильной монотонности разностных схем» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 206-209 (2016)

Поблет-Пуиг Ж., Шанин А.В. «Комбинированный дискретный метод МКЭ/МГЭ для решения внешних задач рассеяния в акустике» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 210-211 (2016)

Ранее авторами был предложен «комбинированный метод CFIE-ВАЕ» для решения внешних задач рассеяния в акустике . Аббревиатура CFIE означает, что в данной версии метода граничных интегральных уравнений используется техника "combined-field integral equations", а аббревиатура ВАЕ соответствует методу «граничных алгебраических уравнений». Предложенный комбинированный метод представлял собой метод граничных интегральных уравнений (МГЭ). в реализации которого удалось избавиться от его характерных недостатков. Дискретная природа ВАЕ позволяет избежать вычисления интегралов, а для подавления фиктивных резонансов используется техника CFIE. Однако предложенный метод CFIE-BAE все-таки обладал важным недостатком. Поскольку моделирование происходило в исходно дискретизованном пространстве, форма рассеивателя должна была быть собрана из элементарных «кирпичиков» кубической формы, поэтому гладкие рассеиватели (сферы, цилиндры и др.) описывались с недостаточной точностью. Авторы поставили перед собой задачу преодолеть этот недостаток метода. В данной работе представлен усовершенствованный метод.

Родионов А.В., Тагирова И.Ю. «Искусственная вязкость в методах сквозного счета для борьбы с численной неустойчивостью типа "карбункул»» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 212-213 (2016)

Многие популярные методы сквозного счета, базирующиеся на точном или приближенном решении задачи Римана (например, схема Годунова. схема Роу, схема HLLC). подвержены феномену «карбункула», который также называют ударно-волновой неустойчивостью. Известные методы решения этой проблемы не являются универсальными: они ориентируются только на методы приближенного решения задачи Римана и представляют собой либо их модификации, либо их различные комбинации в зависимости от локальных условий течения. Авторами работы был предложен новый метод решения проблемы «карбункула», являющийся внешним по отношению к конкретной схеме и не меняющий алгоритм расчета «невязких» потоков. Идея метода заключается в следующем: на фронте УВ в базовый метод решения уравнений Эйлера добавляется некоторое количество диссипации в форме правых частей уравнений Навье–Стокcа, но с заменой коэффициента молекулярной вязкости на коэффициент искусственной вязкости. Предложенное выражение для коэффициента искусственной вязкости согласуется с . но имеет отличительные черты: обобщение на многомерность, введение «пороговой» величины и добавление искусственной теплопроводности. Новый подход к подавлению «карбункуле-неустойчивости находит свое развитие: используемая ранее формула для коэффициента искусственной вязкости корректируется, на модельных задачах типа задачи Керка выбираются входящие в нее свободные коэффициенты и проводится всестороннее тестирование нового метода.

Рыбаков А.А. «Двухуровневое распараллеливание для оптимизации вычислений на суперкомпьютере при расчете задач газовой динамики» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 214-217 (2016)

Численные расчеты задач газовой динамики как правило связаны с большим объемом вычислений, поэтому при использовании суперкомпьютеров важную роль имеет как скорость вычислений, так и оптимальность загрузки вычислительных мощностей. При использовании часто используемых в расчетах блочно-структурированных сеток с достаточно большим количеством блоков можно добиться близкого к равномерному распределения блоков сетки по вычислительным узлам суперкомпьютера. При этом отдельный узел суперкомпьютера должен обрабатывать несколько блоков сетки, а взаимодействие между узлами осуществляется с помощью технологии МР1. Внутри вычислительного узла обработка отдельного блока сетки выполняется с применением распараллеливания на несколько потоков с помощью ОрепМР. Однако программный код обработки блока может содержать и последовательные участки. Таким образом, при последовательной обработке блоков сетки внутри вычислительного узла возникают потери производительности, связанные с простоем вычислительных мощностей. Выходом из данной ситуации служит использование двухуровневого распараллеливания внутри вычислительного узла. На первом уровне осуществляется распараллеливание по блокам, на втором – распараллеливание вычислений для одного конкретного блока

Старцева М.П., Синер А.А. «Математическая модель для создания и проверки методов акустического модального анализа» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 218-220 (2016)

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 развивается специальная математическая модель.

Сурначёв М.Д. «О единственности решений задачи о стационарной диффузии в несжимаемом турбулентном потоке» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 221-223 (2016)

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

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

Токталиев П.Д., Миронов Л.К. «Расчетно-экспериментальное исследование характеристик акустического поля закрученной струи» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 228-229 (2016)

Большинство современных камер сгорания турбореактивных авиационных двигателей используют закрутку потока за фронтовой плитой для интенсификации смешения, однако, ряд закономерностей, в том числе условия и механизм вторичной потери устойчивости закрученной струей, до сих пор остаются не определенными в полной мере. Исследования закрученных турбулентных струй показывают, что при интенсивности закрутки больше единицы, закрученная струя создаёт интенсивное акустическое излучение в виде дискретных тонов. В отличие от обычной турбулентной струи, шум которой является широкополосным, закрученная струя, создает тональный шум. Таким образом, закрученная струя представляет собой удобный объект исследования акустического поля, поскольку в спектре пульсаций давления и скорости имеется выраженная частота. В работе, в продолжение ранних работ, представлены результаты расчетов и экспериментов аэродинамических и акустических характеристик затопленной закрученной струей с умеренным значением параметра закрутки. Расчеты выполнены с использованием гибридного RANS-LES подхода – модификации метода отсоединенных вихрей (Improved Delayed Detached Eddy Simulation-IDDES) . Для расчета шума в дальнем поле использована интегральная формулировка метода Фокса–Вильямса–Хокингса. В работе проанализирована зависимость результатов расчетов от геометрических характеристик присоединенной области. Также проведен сравнительный анализ влияния формулировок описания пристеночной области в IDDES на амплитудные и фазовые характеристики пульсаций давления и скорости в ближнем поле струи. Для верификации расчетов проведены экспериментальное исследование структуры течения и акустического поля закрученной струи с высокой интенсивностью закрутки. Исследованы осредненные и нестационарные характеристики течения в струе. Исследование проведено на основе термоанемометрических. микрофонных и PIV моголов измерений скорости и пульсаций скорости и давления.

Юрова А.А., Юров А.В. «Солитоны Перегрина, волны убийцы и новые связи между интегрируемыми волновыми уравнениями» Вычислительный эксперимент в аэроакустике: Шестая всероссийская конференция, г. Светлогорск Калининградской обл., 19–24 сентября 2016 г.: Сборник тезисов, с. 230 (2016)

Развитие теории интегрируемых иерархий привело к открытию большого количества «солитонных чудес»: бесконечное число законов сохранения, пары Лакеа. преобразования Дарбу–Бэклунда. суперсимметрия. одевающие цепочки, билинейный формализм Хироты, свойство Пенлеве, алгебры Каца–Муди, вершинные операторы. До сих пор отсутствует унифицированный взгляд, позволяющий увидеть все эти объекты, как следствия некоторой единой структуры. Одна из идей связана со следующим удивительным наблюдением: изоспектральные симметрии позволяют не только строить точные решения, но и устанавливают связи между интегрируемыми иерархиями. Стоит отметить и соответствие между моделями НУШ (нелинейного уравнения Шредингера) и цепочками Тоды. которое генерируется преобразованиями Шлезингера. В свете сказанного, возникает естественная гипотеза о том. что все солитонные уравнения являются. в определенном смысле (который еще следует строго определить) калибровочно эквивалентными друг другу. Недавно появился новый аргумент в пользу этого предположения: изучение солитонов Перегрина (волн-убийц) в модели НУШ позволило установить неожиданную связь между, казалось бы. совершенно не связанными моделями: нелинейным уравнением Шредингера и уравнениями Кадомцева–Петвиашвили (двумерным интегрируемым обобщением знаменитого уравнения КдФ). Мы обсуждаем эту связь, а также задачу построения двумерных волн-убийц в рамках модели Дэви–Стюартсона 1.

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

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