Ланшин А.И., Луковников А.В., Полев А.С. «Формирование облика двигателей магистральных пассажирских самолетов 2030-х гг.» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 6-7 (2019)

Для существенного увеличения доли отечественной авиационной техники на мировом рынке, которое предусматривает Государственная программа РФ развитие авиационной промышленности на 2013–2025 гг., необходимо решение актуальных задач по увеличению надежности и ресурса существующих двигателей, обеспечению импортозамещения и созданию модельного ряда перспективных двигателей для магистральных пассажирских самолетов в широком диапазоне взлетной тяги/мощности. Разработка новых конкурентоспособных двигателей – затратный и продолжительный процесс. Как показывает практика, срок разработки новых технологий в авнадвигателесгроении занимает 10–16 лет, а их освоение для применения в летательных аппаратах (ЛА) – еще 10–15 лет. В ФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова» (ЦИАМ) проводятся исследования по формированию научно-технического задела (НТЗ) для разработки двигателей магистральных самолетов гражданской авиации (ГА) 2030-х гг. С целью определения основных направлений создания экспериментально обоснованного НТЗ по прорывным конструктивно-технологическим решениям и новым критическим технологиям в обеспечение разработки конкурентоспособных силовых установок (СУ) для перспективных магистральных и региональных самолетов ГА выполнены анализ состояния и прогноз развития ЛА и рынка авиационных двигателей на период до 2030-х гг. и далее. Выполнены оценка современного состояния и анализ тенденций развития двигателей для самолетов ГА с прогнозом параметров, конструктивных схем, технико-экономических показателей двигателей. Сформированы требования к показателям перспективных отечественных двигателей и их узлов, к номенклатуре и свойствам перспективных материалов, а также приоритетные направления работ по созданию НТЗ и оценке ожидаемой эффективности реализации новых технологий при разработке перспективных двигателей. В перспективе следует ожидать в области двигателей для магистральных самолетов ГА достижения ресурсов основных деталей «гор»/«хол» частей в 30/60 тысяч полетных циклов (цикл – примерно 2 часа) и снижение крейсерского удельного расход топлива на 20–30% по отношению к двигателям 2000 г. при существенном улучшении экологических показателей. При сохранении магистрального направления на разумное (с учетом проблем обеспечения все возрастающих требований к ресурсам конструкций и эмиссии вредных веществ) повышение параметров цикла и степени двухконтурности прогнозируется все большее внимание к исследованиям СУ нетрадиционных конструктивно-компоновочных схем, глубоко интегрированных с элементами планера, включая гибридные СУ, где привод вентиляторов осуществляется одновременно от турбин и электродвигателей. Переход к таким компоновкам может потенциально обеспечить существенное улучшение технико-экономических характеристик ЛА.

Страдомский О.Ю., Самойлов И.А., Лесничий И.В. «Развитие воздушного транспорта России» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 8-9 (2019)

Рынок авиаперевозок адаптировался к изменившимся в 2015–2016 годах экономическим условиям, а сформировавшиеся положительные тенденции в экономике страны обусловили восстановление спроса на пассажирские авиаперевозки по итогам 2017 года в объеме, на 7% превышающем показатели предкризисного 2014 года. В 2018–2019 годах темп роста иассажирооборота составил около 10% в год, что сопоставимо с темпами, характерными для воздушного транспорта России в среднем после 2000 года, в том числе и на внутреннем рынке, где в 2018 году был превышен исторический максимум по пассажирообороту. Восстановление рынка авиаперевозок стимулирует процессы обновления и расширения парка воздушных судов, которые в значительной мере были приостановлены в 2015–2016 годах. Произошедшее в эти годы сокращение численности пассажирского парка авиакомпаний сегодня уже преодолено. В 2017–2018 гг. в парк поступало более 130 самолетов в год, что означает восстановление существовавшего ранее среднего темпа поставок – около 120 самолетов в год (после его сокращения вдвое в 2015 году). В 2019 году обновление парка продолжилось. Гражданская авиация России обеспечивает удовлетворение спроса на авиаперевозки при повышающемся качестве авиатранспортного обслуживания, в том числе благодаря обновлению эксплуатируемого парка самолетов. Сегодня он не уступает среднемировым показателям по уровню экологического совершенства. Средний удельный расход топлива при выполнении коммерческих воздушных перевозок в 2018 году снизился на 1,3% (в 2017 году – на 3%) и составил 0,263 кг/ткм. Темпы снижения удельного расхода топлива в последние годы замедлились, поскольку основу российского парка самолетов уже преимущественно составляют самолеты с высокой топливной эффективностью. В первую очередь, это касается сегмента международных перевозок, где устаревшая техника практически не применяется, поэтому удельный расход топлива на этом сегменте рынка в 2018 году сохранился на уровне 2017 года – 0,24 кг/ткм. Однако выход на рынок ряда новых зарубежных типов самолетов (A-320neo, А-220 и др.) и ожидаемое завершение работ по новому российскому семейству самолетов МС-21, топливная эффективность которых примерно на 15% выше, чем у заменяемых ими моделей, позволяет ожидать повышения топливной эффективности авиаперевозок российских авиакомпаний. Но пока это достигается за счет зарубежных самолетов, которые выполняют более 95% транспортной работы российских авиакомпаний. Поэтому приоритетом отечественной гражданской авиации является завершение создания семейства МС-21 и в дальнейшем – предложение новых конкурентоспособных российских самолетов, в первую очередь, региональных. Сохранение положительных тенденций в экономике приведет к увеличению объемов перевозок российских авиакомпаний в 2,5–3,0 раза за 20 лет, что потребует соответствующего развития парка самолетов, которое будет происходить на фоне дальнейшего ужесточения экологических стандартов и расширения перечня нормируемых параметров, как это произошло в 2010-е годы в отношении уровня шума, эмиссии нлТЧ и СО₂. ИКАО продолжает реализацию политики, направленной на снижение неблагоприятного воздействия гражданской авиации на окружающую среду. Ужесточение стандартов Приложения 16 ИКАО, в основном, укладывается в существующие тенденции и соответствует потенциальным возможностям отечественных производителей по снижению шума, эмиссии загрязняющих веществ и парниковых газов в источнике. Тем не менее, это влияет на гражданскую авиацию России в части организации производства, модификации и создания авиатехники, а также развития парка воздушных судов. Это выражается не только в повышенных требованиях к новой авиатехнике, но и в необходимости модернизации выпускаемой авиационной техники как для обеспечения продолжения ее производства в долговременной перспективе, так и для повышения конкурентоспособности в части снижения выбросов СО₂, уровня шума и эмиссии NO_x, нлТЧ.

Долотовский А.В., Шевяков В.И., Николаев Д.И., Войтишина М.С. «Поддержание конкурентоспособности современного отечественного самолёта в эксплуатации за горизонтом 2025 с учётом вновь вводимых требований авиационных властей по шуму и импортозамешению» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 10-11 (2019)

Уровень конкурентоспособности самолётов транспортной категории определяется не только безопасностью полёта, топливной экономичностью, комфортом пассажиров и экипажа, но и экологичностью, в частности, уровнем шума на местности. Постоянное ужесточение сертификационных требований к самолётам транспортной категории связано не только со стремлениями повысить безопасность полётов, но и с конкурентной борьбой производителей авиационной техники. Требования ИКАО к уровню шума на местности постоянно повышаются. За период с 1970 до 2020 г. требования ужесточены на 37 EPNdB. Градиент ужесточения требований при переходе от Главы 4 к Главе 14 возрос по сравнению с переходом от Главы 3 к Главе 4. Проанализированы основные направления исследований, позволяющих обеспечить соответствие новым требования ИКАО по шуму. Наиболее общее и традиционное из них – повышение аэродинамического качества на взлёте, что позволяет снизить потребную тягу в точке замера шума или увеличить градиент набора высоты и соответственно высоту полёта в этой точке. В настоящее время для повышения аэродинамического качества отечественных самолётов используются инновационные подходы, требующие расчётно-экспериментальных исследований: проектирование специальных законцовок крыла с учётом эффектов аэроупругости, разработка адаптивной механизации крыла, применение композитных конструкций крыла с большими изменениями формы в полёте. Особое значение приобретают работы по аэроакустике планера. Работы проводятся в двух направлениях: оптимизация углов отклонения механизации крыла с учётом взаимодействия со струёй маршевого двигателя, а также нахождение локальных источников шума в элементах конструкции планера и минимизация их интенсивности. Расчётно-экспериментальные работы проводятся как для самолёта CR-929, так и для вариантов развития семейства самолётов SSJ. Направление, особо важное в последнее время – импортозамещение. Ремоторизация – использование отечественных маршевых двигателей с отечественными мотогондолами – ставит задачу оптимизации ЗПК, внешних обводов мотогондолы, зоны крыла в районе мотогондолы. Рассматривается возможность использования двигателей ПД-8, ПД-35.

Наквасин А.Ю. «Предварительные лётные испытания и оценка характеристик шума самолёта на местности в целях подготовки к сертификации согласно требованиям стандартов CS-36 и Приложения 16 ИКАО» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 12-13 (2019)

Рассматриваются основные вопросы подготовки, проведения и анализа результатов предварительных ЛИ опытного самолёта по оценке характеристик Шумана местности с использованием материалов работы, выполненной АО «ЛИИ им. М.М. Громова» в 2018 г. Особенностью предварительных испытаний является ограниченный объём выполняемых полётов (в рассматриваемой работе он составил 35% от обычной сертификационной программы ЛИ по шуму). В связи с этим методика анализа результатов предварительных испытаний имеет отличия от используемой в сертификации – применяются расширенные границы допусков по основным параметрам оценки зачётности испытательных режимов. Это необходимо для уменьшения количества исключаемых режимов и обеспечения достаточности объёма выборки статистических данных, используемых в регрессионном анализе результатов. В сертификационной практике из-за жёстких требований стандартов ИКАО к выдерживанию параметров пилотирования ВС и условиям внешней среды объём исключаемых из анализа режимов может достигать 50%, в данной работе из анализа исключено менее 10% испытательных режимов. Несмотря на небольшой объём экспериментальных данных и расширенные границы допусков по результатам предварительных испыта- нийбыли получены оценки уровней шума для трёх контрольных точек (шум под траекторией взлёта, боковой шум при взлёте, посадочный шум под траекторией) с 90%-ми доверительными интервалами в пределах от ±0.17 EPNдБ до ±1.1EPNдБ, что подтверждает достоверность этих оценок, учитывая, что стандарты CS-36 и Приложения 16 ИКАО ограничивают максимальное значение доверительных интервалов на уровне ±1.5EPNдБ. В ходе работы была проведена оценка влияния конфигурации механизации крыла на уровень шума параметров исходных траекторий испытательных режимов для сертификационных лётных испытаний. Результаты предварительных испытаний в настоящее время используются для оценки готовности опытного самолёта к проведению сертификационных испытаний по шуму на местности в соответствии с требованиями стандартов CS-36 и Приложения 16 ИКАО (Том 1 «Авиационный шум»).

Сыпало К.И. «Сверхзвуковой транспорт: новые возможности и пути развития» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 14 (2019)

В настоящее время остро стоит необходимость кардинального сокращения времени деловых авиаперелетов. Дозвуковые бизнесджеты позволяют совершать однодневные поездки, но на расстояние до 3500 км. использование “сверхзвука” увеличивает дальность до 7–8 тыс. км. Наиболее перспективным и реальным направлением реализации созданного научно-технического задела по сверхзвуковым пассажирским самолетам (СПС) видится создание сверхзвукового делового самолета (СДС). Прежде всего, подобный самолет и его создание будут значительно дешевле по сравнению со сверхзвуковыми аэробусами. Да и решение технических проблем, связанных с жесткими экологическими требованиями, становится более реальным. Проект СДС должен обладать высоким мультипликативным эффектом для российской промышленности и науки, так как при реализации этого проекта будет создан целый комплекс перспективных базовых и критических авиационных технологий, таких как: аэродинамический облик СДС, обеспечивающий высокую топливную эффективность при минимизации уровня звукового удара и шума на местности; технология создания высокоэкономичного высотного двигателя для СДС с пониженной степенью двухконтурности, акустически эффективным воздухозаборником и сопловым аппаратом; перспективные конструктивно-силовые схемы и материалы; технологии синтезированной реальности и 4D навигации и т.п. В результате исследовательских работ в ЦАГИ разработано техническое предложение на летный демонстратор СДС с низким уровнем громкости звукового удара L ∼65 dBA. Достигнутый низкий уровень звукового удара, соответствующий предполагаемым нормам ICAO, обеспечен в результате применения мультидисциплинарного проектирования и оптимизации на основе высокоэффективных методов математического моделирования и многочисленных испытаний в аэродинамических трубах.

Иноземцев А.А., Алексенцев А.А., Синер А.А. «Акустические характеристики двигательных установок» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 15-16 (2019)

АО «ОДК-Авиадвигатель» является разработчиком двигательных установок авиационного и наземного применения. Основным двигателем для отечественных гражданских средне- и дальнемагистральных самолетов на сегодняшний день является разработанный и изготавливаемый в Перми двигатель ПС-90А и его модификации. В 2018 году получен сертификат типа на новый российский авиационный двигатель ПД-14. Создание новых перспективных двигателей для гражданской авиации является приоритетной программой Объединенной двигателестроительной корпорации (АО «ОДК») с государственным финансированием и строгим контролем. Двигатели создаются при широкой кооперации российских авиационных предприятий с головным разработчиком АО «ОДК-Авиадвигатель». Рассматриваются основные акустические характеристики двигательных установок и их влияние на шум самолета на местности. Освещаются перспективы производства, эксплуатации, модернизации двигателей семейства ПС-90А, ПД-14 и состояние разработки двигателей нового поколения, находящейся на этапе НИОКР. Одним из приоритетов являются работы но экологии, определяющие конкурентоспособность гражданской авиационной продукции. Обладая полувековым опытом совершенствования акустических характеристик авиационных двигателей собственной разработки, АО «ОДК-Авиадвигатель» имеет необходимый задел, материальную базу и персонал для дальнейших работ по улучшению этих характеристик. Рассматриваются задачи, проблемы, мероприятия по акустике авиационных двигателей: снижение шума основных источников на основе трехмерных акустических расчетов элементов и узлов двигателя;- совершенствование звукопоглощающих конструкций (ЗПК); проведение полноразмерных акустических испытаний двигателей на открытом стенде с разработкой, верификацией новых измерительных и расчетных методик. Самолеты с двигателями семейства ПС-90А удовлетворяют требованиям Главы 4 Стандарта ИКАО по шуму на местности. Перспективные российские двигатели должны обеспечить новым самолетам МС-21, SSJ-75/100, Ил-276, CR929 (и др.) возможность удовлетворять с запасом требованиям Главы 14 Стандарта ИКАО. По результатам стендовых испытаний ПД-14 прогнозируется соответствие по шуму на местности самолета МС-21 нормам Главы 14 с запасом 8 EPNдБ и, следовательно, техническому заданию.

Руденко О.В. «Звуковой удар и связанные с ним проблемы нелинейной акустики» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 17-18 (2019)

Звуковой удар генерируется при движении со сверхзвуковой скоростью. Вблизи обтекаемого тела акустические давления – 3–5 кПа. Форма волны – сложная. Вдали фронты становятся конусами Маха, форма волны (N-импульс) – универсальной. Два ее фронта – слабые ударные волны со скачком давления 100–200 Па. На форму волны влияют особенности трассы. Например, турбулентность атмосферы на высотах порядка сотен м формирует локальные фокусирующие неоднородности. Ниже этого слоя появляются “сверхудары – выбросы давления, вредные для людей и животных. Наряду с N-волной, на местности наблюдаются сглаженные профили, а также сигналы, содержащие пики, осцилляции и другие проявления случайных неоднородностей трассы. Необычные U-волны появляются из-за дифференцирования N-волны после пересечения фокальной области или каустики. Однако за повреждения ответственно не акустическое давление (не его уровни в дБ), а 1радиенты на ударном фронте. Они зависят от ширины фронта, определяются молекулярной релаксацией атмосферных газов, рассеянием и поглощением волны. Известны попытки подавить удар, варьируя формы фюзеляжа. Этот путь не очень продуктивен, поскольку после подавления упадет и подъемная сила. Наши исследования (начало 1990 годов) показали, что перспективно создание экспертной системы для выбора оптимальных режимов и трасс полета в конкретных атмосферных и погодных условиях. Основные факторы, которые должны быть учтены: характеристики полета: скорость, аэродинамика, маневры, маршрут; атмосфера: стратификация, турбулентность, ветер, влажность, молекулярный состав; волна: нелинейность, дифракция, рефракция, рассеяние, поглощение, релаксация; местность: рельеф, акустические свойства границ, импульсный отклик, проникновение в океан и грунт; воздействие на организмы (людей, морских и сухопутных животных), а также строения и технику. Кратко описан математический аппарат (нелинейные интегро-дифференциальные уравнения) и физические явления, существенные для оценки параметров удара и его влияния на организмы, сооружения и технику.

Любимов Д.А. «Об особенностях численного моделирования задач генерации шума турбулентными сдвиговыми потоками» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 19 (2019)

Представлены особенности численного моделирования задач аэроакустики с помощью вихреразрешающих подходов на примере шума и пульсаций давления, порождаемых турбулентными течениями на примере струй и слоев течений. Расчет шума и пульсаций давления, порожденных турбулентными вихрями, представляет собой сложную в расчетном плане задачу, которая часто встречается в практических приложениях. Рассмотрены основные особенности указанных типов течений, которые необходимо учитывать при их численном моделировании: значительное изменение масштабов турбулентных вихрей по длине, большая протяженность в азимутальном/трансверсальном направлении по сравнению с толщиной в начале начального участка, близкая к нулю толщина в окрестности схода слоя смешения с твердой поверхности. Отмечена специфика постановки граничных условий для затопленных струй, в том числе при их взаимодействии с преградами, а также сложности расчета струй и слоев смешения при наличии спутного потока, нерасчетных сверхзвуковых струй. Показаны основные способы вычисления аэроакустических интегралов, указаны их специфические особенности. Представлены различные варианты постановки граничных условий в начальном сечении струй и слоев смешения. Приведены примеры расчетов различных дозвуковых и сверхзвуковых струй и слоев смешения с помощью разных численных методов с указанием использованных расчегных сеток и полученных результатов по уровню и спектральным характеристикам шума и пульсаций давления.

Шамаев В.Г., Горшков А.Б. «Информационное поле русскоязычных публикаций и роль Интернета» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 20-24 (2019)

Заканчивается печатная эра научной информации и наступает электронная. Пока можно говорить лишь о первом этапе агрегирования русскоязычных электронных ресурсов. Рассматриваются политематические ресурсы (Банк данных ВИНИТИ РАН, Научная электронная библиотека, «Истина» МГУ им. М.В. Ломоносова, Scopus) и несколько тематических ресурсов, имеющих большое будущее. Обсуждаются проблемы создания государственной наукометрической системы. Обращается внимание на унификацию технологии оцифровки ретроспективных печатных изданий.

Воронцов В.И., Зайцев М.Ю., Карабасов С.А. «Исследование направленности первой гармоники тонального шума несущего вертолётного винта для режимов полёта и висения» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 27 (2019)

Работа посвящена численному исследованию направленности первой гармоники тонального шума несущего вертолётного винта на режиме висения и горизонтального полёта. Для расчета акустических характеристик, обусловленных нестационарной нагрузкой на лопастях, используется программный комплекс, провалидированный с помощью экспериментальных данных на режиме висения. Применяется гибридный метод расчета, согласно которому вначале рассчитывается ближнее поле, а затем находятся акустические характеристики в дальнем поле. В ближнем ноле находятся значения параметров поля около вращающейся лопасти из прямого расчета решения нестационарных уравнений Эйлера в неинерциальной системе координат. Для расчета дальнего поля применяется интегральный метод Фокс Уильямса–Хокинга (ФВХ) с использованием проницаемых контрольных поверхностей, охватывающих лопасть. Описывается обновленная программная часть расчёта сигнала в дальнем поле. Обновление позволило значительно ускорить расчёт сигнала в дальнем поле для большого количества точек наблюдения и в целом упростить операцию.

Денисов С.Л., Зайцев М.Ю. «Исследование шума крупномасштабных моделей несущих вертолётных винтов на основе результатов сравнительных измерений» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 28-29 (2019)

Проводится сравнение измерений шума для трёх различных крупномасштабных моделей пятилопастного несущего вертолётного винта, выполненных на гоночной площадке и в аэродинамической трубе.

Крицкий Б.С., Миргазов Р.М. «Оценка влияния взаимного расположения лопастей на аэродинамические и акустические характеристики соосного несущего винта вертолета» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 30-31 (2019)

К вертолету соосной схемы предъявляются требования об исключении соударения лопастей верхнего и нижнего винтов в процессе летной эксплуатации, уменьшения вибраций, обусловленных пульсациями тяги винтов, уменьшения шума, генерируемого, главным образом, соосным несущим винтом (НВ). Установлено, что начальный азимут лопасти, например, верхнего винта, не совпадающий с начальным азимутом лопасти нижнего винта, влияет на отмеченные выше особенности соосного вертолета. В данной работе выполнены численные исследования по оценке влияния начального азимута лопастей верхнего винта на пульсации силы тяги соосного НВ вертолета и его акустических характеристик. Исследования проводились в помощью метода расчета, основанного на нелинейной вихревой теории в нестационарной постановке

Пахов В.В., Михайлов С.А. «Анализ акустических характеристик модельного несущего винта на различных режимах работы» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 32-33 (2019)

Представлены результаты экспериментальных исследований, проведенных в аэродинамической трубе Т-1 К КНИТУ-КАИ (Казань), модифицированной для акустических исследований. Аэродинамическая труба АДТ Т-1 К – малых скоростей (до 50 м/с), замкнутого типа, с открытой рабочей частью диаметром 2.25 м и длиной 3 м. Модификация аэродинамической трубы заключается в создании вокруг открытой рабочей части шумопоглощающей камеры. Целью исследований было получение аэроакустических характеристик модели несущего винта вертолета в ближнем акустическом поле. Такие данные могут быть использованы для валидации численных методов расчетов аэроакустических характеристик.

Беляев И.В., Копьев В.Ф., Самохин В.Ф., Фараносов Г.А., Замтфорт Б.С. «Возможность достижения перспективными СПС норм по шуму на местности на основе оценки допустимой скорости струи СПС» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 34-36 (2019)

Цель работы состояла в исследовании возможности удовлетворения действующим и перспективным нормам по шуму на местности для различных концепций сверхзвукового пассажирского самолета (СПС), рассматривая шум струи в качестве доминирующего источника и предполагая, что другие источники шума существенно заглушены.

Замтфорт Б.С., Беляев И.В. «Двигатель для сверхзвукового пассажирского самолета следующего поколения» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 37-39 (2019)

Известно, что в двухступенчатом вентиляторе классической (или биротативной) схемы ту же степень повышения полного давления в вентиляторе (лв) можно получить с большим КПД (до 7%), чем в одноступенчатом, рассчитанном на те же параметры. Возврат к двухступенчатому вентилятору позволит повысить и его КПД и КПД двигателя, но приведет к увеличению числа деталей и масс вентилятора и двигателя, повысив заметно экономичность двигателя. Именно экономичность на крейсерском режиме будет определять дальность СДС/СПС для реализации беспосадочных межконтинентальных полетов. СДС/СПС нового поколения должен будет удовлетворять жестким экологическим требованиям по шуму на местности, уровням эмиссии NO_x и СО₂, а также ограничениям по уровню звукового удара. В последнее время в литературе рассматриваются интегральные схемы компоновки силовой установки над обтекаемыми поверхностями планера, имеющие ряд существенных преимуществ, как по экранированию шума вентилятора фюзеляжем и крыльями, так и по снижению уровня его шума в нестандартно длинных воздухозаборном и наружном каналах вентилятора с ЗПК. Оценим с помощью постоянно обновляемого и расширяемого программного комплекса БАСТОН акустические характеристики двигателя СДС/СДС при замене одноступенчатого вентилятора на двухступенчатый.

Мирзоян А.А., Халецкий Ю.Д. «Подход к снижению шума СПС за счет малошумного управления тягой СУ на взлете.» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 40-41 (2019)

Одним из возможных способов снижения шума сверхзвукового пассажирского самолета (СПС) на взлете является специальное управление взлетной тягой двигателей. Возможности такого управления тягой ограничиваются условиями действующей сертификационной процедуры по шуму (ИКАО, Приложение 16, том I; АС 36-4D, CS-36, АР-36), нормами летной годности (FAR 25, CS-25, АР-25), а также строгими требованиями к длине ВПП. Представленная работа посвящена исследованию возможности снижения шума двухдвигательного СПС при использовании специальных малошумных программ управления.

Бендерский Л.А., Любимов Д.А., Мамышев Д.Л., Польняков Н.А. «Применение RANS/ILES метода для исследования течения и шума струи из сопла сверхзвукового делового самолета» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 42-43 (2019)

Для исследования течения и шума в струе и модельного сопла сверхзвукового делового самолета (СДС) применен вихреразрешающий RANS/ILES метод. Описаны условия эксперимента. Анализ результатов показал, что течение в струе существенно турбулентное. Установлено, что потенциальное ядро струи разрушается на расстоянии одной высоты пилона от кромки нижней отражающей поверхности. Быстрое разрушение потенциального ядра вызвано наличием разнонаправленных шевронов и эжекторных каналов, интенсифицирующих смешение. Замечен переворот осей струи для двух режимов течения. Ранее было получено, что при наличии экрана переворот осей в струе из прямоугольного сопла пропадает. Получены параметры течения в различных сечениях и параметры турбулентности в слоях смешения на продолжении кромок шевронов, эжекторных каналов и отражающих поверхностей. Проанализированы особенности спектральных и интегральных характеристик шума в ближнем поле струи.

Шорстов В.А., Макаров В.Е. «Расчетное исследование особенностей истечения струй из прямоугольных сопел и генерируемого ими шума в дальнем поле» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 44-45 (2019)

Представлены результаты исследования с использование разрабатываемого в ЦИАМ нового численного метода течений в струях, истекающих в затопленное пространство из различных модельных сопел с прямоугольным поперечным сечением.

Крашенинников С.Ю., Миронов А.К., Алексенцев А.А., Берсенев Ю.В. «Оценка эффективности шевронных сопел для снижения шума авиационных двигателей» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 46-48 (2019)

Шевронные сопла используются в гражданской авиации для снижения шума струи. Примерами технического решения являются самолеты Боинг-787, Боинг-747-8 и Боинг-737-max, на которых установлены двигатели с шевронами на соплах наружного контура. Совместные работы ФГУП «ЦИАМ» и АО «ОДК-Авиадвигатель» но шевронным соплам проводятся на протяжении последних 14-ти лет. Акустические измерения проводились как в натурных условиях на стенде ОС-5 (Авиадвигатель), так и на моделях (Ц-17А4 ЦИАМ). Проточные части моделей были практически идентичны выхлопным соплам двигателей, в экспериментах воспроизводились натурные условия истечения (перепады давления по контурам и температуры потоков). В настоящей работе представлен анализ результатов исследований акустической эффективности шевронных сопел для двигателей со степенью двухконтурности m=2.36, m=4.5 и m=8.5. В заключение следует отметить, что анализ зарубежного опыта двигателестроения показывает, что проблемы с аномальным усилением высокочастотного шума при использовании шевронных сопел либо не возникают, либо они имеют адекватное решение. Примером является двигатель LEAP lb на самолете Boeing-737-max, шевронное сопло которого является аналогом сопла двигателя (АО «ОДК-Авиадвигатель») с m=8.5.

Сафронова М.А., Ширяев А.Д., Коренбаум В.И. «Исследование гармоник свистящих звуков в шумах форсированного выдоха человека» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 49-50 (2019)

Методы аэроакустики имеют широкое применение. Помимо решения задач в области самолетостроения, их можно также использовать для решения некоторых задач в медицинской акустике. Одна из таких задач – поиск достоверных акустических признаков нарушений бронхиальной проходимости, которая по сей день является весьма актуальной. Маневр форсированного выдоха (ФВ) сопровождается узкополосными свистящими звуками (СФВ). Они исследуются как потенциальные индикаторы обструктивных заболеваний легких, но до сих пор так и не ясны механизмы их формирования, а также локализация источников по уровням бронхиального дерева человека. Ранее, при анализе спектрограмм трахеальных шумов ФВ как больных, так и здоровых добровольцев, было замечено, что СФВ часто сопровождаются гармониками – «дорожками» спектральных пиков на частотах, примерно, кратных основной частоте СФВ. Цель работы – исследование гармоник СФВ, что вероятно, может служить одной из ступеней к пониманию механизмов формирования этих звуков. Выяснение вопроса, могут ли выявленные эффекты дать что-либо для уточнения механизмов формирования СФВ, требует дальнейшего изучения.

Пимштейн В.Г. «Некоторые теневые фотографии турбулентных струй при аэроакустических взаимодействиях» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 51-54 (2019)

В Акустическом отделении ЦАГИ на протяжении нескольких лет проводятся исследования процессов аэроакустических взаимодействий, результаты которых изложены в альбоме «Аэроакустические взаимодействия в турбулентных струях» (Физматлит, М., 2010), в котором подробно описаны методы получения фотографий, схемы опытов, параметры струй и излучателей звука. Приведены некоторые теневые фотографии, полученные в последних исследованиях и некоторые улучшенные снимки из альбома. Их разглядывание, на наш взгляд, может оказаться полезным для понимания процессов, протекающих в турбулентных струях.

Храмцов И.В., Черенкова Е.С., Ершов В.В., Кустов О.Ю. «О направленности излучения шума струи, полученной разными методами измерений» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 55-56 (2019)

Идентификация источников шума является актуальной задачей аэроакустики, решение которой позволяет продвинуться в развитии методов снижения шума современного самолета. Одними из наиболее эффективных методов анализа источников шума являются метод азимутальной декомпозиции (МАД) и бимформинг. Данные методы могут быть отработаны на модельной турбулентной струе. Исследование проводилось в акустической заглушенной камере Пермского национального исследовательского политехнического университета (ПНИПУ) на струйной установке. Для подачи воздуха в струйной установке используются два последовательно соединенных вентилятора, мощностью 45 кВт каждый. Данный способ позволяет подавать непрерывно воздух в течении длительного времени при практически максимальном расходе, а также имеет минимальное время подготовки к испытаниям. Для снижения собственного шума вентиляторов предусмотрена система глушителей. Для измерения средних параметров скорости модельной струи использовалась трубка Пито–Прандтля. Для реализации МАД при исследовании шума струи в Лаборатории механизмов генерации шума и модального анализа создана микрофонная решетка, адаптированная под особенности струйной установки: ось решетки расположена на высоте 2.5 м (где находится ось сопла струйной установки); радиус решетки равен 0.85 м (для сравнения результатов с подобной установкой в ЦАГИ). С помощью созданной микрофонной решетки проведены измерения шума струи на разных расстояниях от среза сопла и получена информация о направленности азимутальных мод в турбулентной струе. Для получения дополнительной информации о положении источника, создаваемого струйной установкой ПНИПУ, применялся метод локализации источника шума на основе плоского бимформинга. Измерения выполнялись 9-лучевой 54-микрофонной решеткой Bruel & Kjaer. Полученные результаты направленностей мод были нормированы на суммарный уровень шума. Выявлено, что независимо от скорости струи, диаметра сопла и вида сопла (коническое или шевронное) в частотном диапазоне 600–1600 Гц соотношение между амплитудными коэффициентами азимутальных мод и суммарным уровнем шума модельной струи остается постоянным. Исследования выполнены на уникальной научной установке «Акустическая заглушенная камера с аэродинамическими источниками шума», регистрационный номер 500617.

Ершов В.В., Пальчиковский В.В. «Лучевая антенна с возможностью быстрой перенастройки по числу каналов и координатам микрофонов» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 57-58 (2019)

Целью работы является разработка оптимизированной конструкции микрофонной антенны для измерения источников шума и проведение сравнительных испытаний созданной антенны и антенны подобного класса от производителя Br÷uel&Kjær (Дания). В работе описаны результаты отработки поиска оптимального расположения микрофонов, обеспечивающего максимальный динамический диапазон локализации источников шума в заданном диапазоне частот. Разработан алгоритм проведения оптимизации распределения микрофонов в плоской антенне. Написан соответствующий программный код с графическим интерфейсом. Отработка методов оптимизации позволила установить, что для обеспечения наилучшей разрешающей способности апертура антенны должна быть максимальной. Это достигается максимально удаленным от центра антенны расположением микрофонов. По отработанному алгоритму выполнено проектирование оптимизированной 9-лучевой 54-микрофонной антенны с увеличенной апертурой. После чего была разработана конструкция антенны, позволяющая изменять количество микрофонов и их положение по угловой и радиальной координате с точностью до 1° и 1 мм соответственно. Проведены испытания изготовленной оптимизированной антенны по измерению шума стационарных источников, а также шума чистой турбулентной воздушной струи в акустической заглушенной камере ПНИПУ. Также выполнены измерения шума указанных источников с помощью 9-лучевой 54-микрофонной антенны Br÷uel&Kjær. Представлены результаты обработки полученных в экспериментах данных по шуму стационарных источников и шуму струи. Обработка проведена в разработанном программном продукте. В основе обработки лежит процедура локализации источников шума методом Cross-spectral Beamforming. Сопоставление результатов обработки измерений шума показало, что созданная оптимизированная антенна по сравнению с антенной Br÷uel&Kjær позволяет лучше локализовывать источники шума во всем интересующем диапазоне частот, что выражается в более компактной области локализации звуковых источников на карте. На высоких частотах, в тех случаях, когда уровень паразитного шума сопоставим с уровнем излучения основного источника шума, оптимизированная антенна дает менее зашумленную карту локализации. Исследования выполнены на уникальной научной установке «Акустическая заглушенная камера с аэродинамическими источниками шума», регистрационный номер 500617.

Копьев В.Ф., Зайцев М.Ю., Величко С.А., Матвеев В.А. «Локализация и ранжирование источников шума современного пассажирского самолета в натурном летном эксперименте» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 59-60 (2019)

Настоящая работа проводилась специалистами отделения аэроакустики ФГУП "ЦАГИ" в интересах ПАО «Корпорация «Иркут» в рамках предварительных сертификационных летных испытаний (ЛИ) по определению характеристик воспринимаемого шума на местности самолета МС-21-300. Работа выполнялась в комплексе с единой программой, разработанной совместно специалистами ПАО "Корпорация "Иркут", АО «ЛИИ им. М.М. Громова» и ФГУП ЦАГИ в соответствии с рекомендациями стандарта ИКАО (документ Doc.9501). Актуальность исследования вызвана необходимостью завершения сертификации характеристик шума на местности в Российской Федерации и тем, что уже на 2020 г. запланирована сертификация EASA (Европейское агентство по безопасности полетов) самолета МС-21-300 с двигателями PW1400G-JM в EASA. Результаты сертификационных испытаний могут во многом определить конкурентоспособность и возможность продвижения на международные рынки нового отечественного самолета – прямого конкурента среднемагистральным самолетам фирм Боинг и Эрбас. С учетом введения ИКАО с 31 дек. 2017 г. новых норм по шуму на местности, ужесточенных на 7 EPNдБ по сравнению с предыдущими требованиями, задача акустической диагностики и «настройки» натурного самолета в летном эксперименте, то есть достижение соответствия вновь введенным требованиям, приобретает первостепенное значение. Целью настоящей работы являлось проведение акустических измерений с использованием 108-микрофонной антенны фирмы Br÷uel&Kjær в ходе летных испытаний по шуму на местности самолета МС-21-300 с двигателями PW1400G-JM и отработка методологии ранжирования и локализации источников шума в натурном летном эксперименте. В результате проведенных летных испытаний впервые в практике отечественного самолетостроения на опытном самолете МС-21-300 № 001 с двигателями PW1400G-JM проведена отработка методологии локализации и ранжирования пролетного шума натурного самолета. Для получения экспериментальных данных был использован имеющийся в ЦАГИ аппаратно-программный комплекс, состоящий из 108-микрофонной антенны диаметром 12 м, многоканальных блоков сбора акустической информации, системы GPS синхронизации, программного обеспечения сбора и пост-процессинга акустических данных фирмы Br÷uel&Kjær, Дания. Совместно с предварительными сертификационными летными испытаниями на режиме захода самолета на посадку были выполнены акустические измерения при различных высотах пролета над центром антенны (100–180 м), углах тангажа (0.6–4.8°), режимах работы двигателя (обороты ротора низкого давления в диапазоне 3822 пр1<6083), положения механизации крыла (“FULL” и “FLAPS3”). Кроме известных источников шума на опытном самолете обнаружен дополнительный источник шума, а именно хвостовая пята, устанавливаемая по соображениям безопасности, шум обтекания которой превышает шум двигателя в нескольких полосах частот. Важно отметить, что наличие такого элемента может повлиять на уровни шума в сертификационной точке N, которые были измерены специалистами ЛИИ им. М.М. Громова в ходе предварительных сертификационных испытаний. Таким образом, созданная в настоящей работе новая методология проведения летных испытаний позволяет не только создать акустический «портрет» исследуемого самолета, но и обеспечить при необходимости доводку самолетов семейства МС-21 с двигателями PW и ПД-14 (и в перспективе SSJ-100) до требуемого уровня Стандартов ИКАО по уровням шума в контрольных точках на местности.

Беляев И.В., Бычков О.П., Фараносов Г.А. «О взаимной связи модальных составов ближнего поля изолированной струи и дальнего поля системы струя-крыло» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 61 (2019)

Данная работа продолжает исследования работы G.A. Faranosov, I.V. Belyaev, V.F. Kopiev, O.P. Bychkov Azimuthal Structure of Low-Frequency Noise of Installed Jet. AIAA Journal, 2019. V. 57. N. 5. Pp. 1885-1898, в которой было дано качественное объяснение наблюдаемым особенностям в изменении азимутального состава шума изолированной струи при установке вблизи нее моделирующей крыло пластины. На настоящий момент анализ разработанной ранее модели шума взаимодействия струи и крыла и соответствующих экспериментальных данных, полученных в АК-2 ЦАГИ, позволил провести теоретическое описание связи азимутальных компонент ближнего гидродинамического поля струи и дальнего акустического поля конфигурации струя–пластина. Полученные результаты позволили не только провести более глубокую валидацию аналитической модели, но и предложить упрощенный метод сбора необходимой для модели входной информации, что может быть полезным, например, при наличии спутного потока.

Панов С.Н. «Акустическая локализация источников шума микрофонными антеннами» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 62-63 (2019)

Решение задач прикладной акустики требует частотной, временной и пространственной локализации источников шума. При исследовании шумообразования все большее применение находит использование портативных микрофонных антенн, использующих встроенные MEMS микрофоны с миниатюрными цифровыми усилителями с непосредственным вводом данных в ПК по USB портам. В докладе приводится обзор используемых в настоящее время систем локализации шума на основе микрофонных решеток, особенности конфигурации, основные параметры, специализированное программное обеспечение, алгоритмы обработки данных и основные применения. Приводится особенности двух систем локализации источников на основе использования MEMS микрофонных антенн.

Zhang Jun, Wang Xunnian, Chen Zhengwu, Zhang Junlong «A study of the localization and quantification of noise sources using an inflow-speaker calibration» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 64 (2019)

Aeroacoustic tests are preferred to be performed in open-jet wind tunnels. Shear layer causes phase and amplitude distortion of sound during the propagation of sound from the inside to the outside of open-jet flow. The phase and amplitude of sound must be corrected for accurate localization and quantification of sound sources using a microphone array. In this study, a new method of correcting shear-layer effect is proposed. The transfer function of sound is obtained using an inflow-speaker calibration. The cross- spectrum matrix of the measured sound pressure is then corrected according to the transfer function, which is later used as an input for the noise map generation using beamforming. Experiment studies were performed in the 0.55m by 0.4m aeroacoustic wind tunnel in China Aerodynamics Research and Development Center. A comparison study was made between the present method and the traditional shear-layer correction method, e.g., Amiet’s method. More accurate estimation of the location and amplitude of noise source were obtained using the proposed method.

Денисов С.Л., Ипатов М.С., Остриков Н.Н., Яковец М.А. «Исследования экранирования шума вращающихся азимутальных мод, излучаемых из открытого цилиндрического канала воздухозаборника» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 65-66 (2019)

Проведены расчетно-экспериментальные исследования экранирования шума различных азимутальных мод, излучаемых из открытого цилиндрического канала модели воздухозаборника. Экспериментальные исследования экранирования азимутальных мод проводилось в акустической камере АК-2. Генерация заданных азимутальных мод на различных частотах производилась с помощью настройки динамиков, установленных в корпусе модели воздухозаборника. Работа проводилась в два этапа: на первом этапе производилась настройка динамиков на генерацию азимутальных мод с помощью микрофонной решетки, а на втором этапе устанавливалась экранирующая пластина, и выполнялось исследование экранирования сгенерированных азимутальных мод с помощью микрофонов, установленных в дальнем поле. В качестве экрана использовалась прямоугольная композитная пластина, перемещение которой осуществлялось с помощью координатного устройства. Расчет звукового поля, излучаемого из канала воздухозаборника, проводился на основе точного решения, а вычисление эффективности экранирования осуществлялось с помощью Геометрической Теории Дифракции (ГТД), адаптированной к задачам экранирования некомпактных источников авиационного шума (обсуждение точности расчетов, выполняемых с помощью ГТД при экранировании источников шума экранами произвольной формы, представлено в работе Денисов С.Л., Корольков А.И. Исследование экранирования шума с помощью метода последовательностей максимальной длины в приложении к задачам авиационной акустики // Акустический журнал 2017. Т. 63. №4. С. 1-17). Полученные результаты позволяют сделать вывод, что эффективность экранирования существенно зависит как от положения экрана относительно передней кромки воздухозаборника, так и от частоты и номера возбуждаемой азимутальной моды.

Копьев В.Ф., Чернышев С.А., Фараносов Г.А., Остриков Н.Н., Денисов С.Л. «Исследование экранирования шума турбулентной струи на основе адаптированной корреляционной теории» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 67-68 (2019)

Настоящая работа является этапом в разработке модели источников шума струи, позволяющей проводить быстрые и эффективные оценки характеристик акустического излучения турбулентных струй в ходе работ по снижению шума. Корреляционная модель источников звука была разработана применительно к звуковому полю турбулентной дозвуковой струи и валидирована на основе экспериментальных данных, полученных методом азимутального разложения шума струи. Преимуществом этой модели является то, что она позволяет предсказывать не только спектральную плотность шума, но и фазовые характеристики звукового поля, что необходимо для оценки шума взаимодействия струи с элементами летательного аппарата. В работе проводится развитие корреляционной теории источников звука для случая, когда вблизи струи находится экранирующая поверхность. Моделируется ближнее акустическое поле струи при наличии экранирующей поверхности с целью ее дальнейшей валидации и последующего применения к задаче оценки эффективности экранирования шума струи элементами планера. Результаты данной работы дополняют методы и подходы, использовавшиеся при расчете эффективности шума, излучаемого волнами неустойчивости. Расчет эффекгивности экранирования шума струи был выполнен с помощью Геометрической Теории Дифракции (ГТД), основные положения которой применительно к расчету экранирования шума некомпактных источников разработаны в[Ostrikov N.N., Denisov S.L. Airframe Shielding of Noncompact Aviation Noise Sources: Theory and Experiment // AIAA Paper 2015 – 2691, June 2015]. Экспериментальная валидация метода ГТД, выполненная с помощью метода последовательностей максимальной длины в работе[Денисов С.Л., Корольков А.И. Исследование экранирования шума с помощью метода последовательностей максимальной длины в приложении к задачам авиационной акустики // Акустический журнал 2017. Т. 63. № 4. С. 1-17], продемонстрировала не только высокую точность расчета звукового ноля в зоне геометрической тени, но и показала применимость ГТД к исследованию дифракции звука, излучаемого некомпактными источниками, на плоских прямоугольных и полигональных экранах.

Дмитриев В.Г., Самохин В.Ф., Маслова Н.П. «Метод и результаты оценки влияния компоновки двигателей на уровни шума на местности дозвукового самолета» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 69-70 (2019)

Представлены методика оценки и экспериментальные и расчетные данные по влиянию экранирования шума СУ крылом и фюзеляжем на уровни шума самолета в трех контрольных точках на местности. Дается сравнение расчетных оценок эффекта экранирования шума, полученных с помощью реализованных в программных комплексах “ANOPP” и “Аэрошум” приближенных методов расчета дифракции звука. Показано влияние шума планера на величину снижения уровня шума самолета на режиме захода на посадку за счет экранирования шума СУ .

Курилов В.Б., Сахарова А.И., Скоморохов С.И. «О влиянии положения маршевых двигателей на аэродинамические характеристики и параметры потока вблизи магистрального самолета на начальном этапе взлета» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 71 (2019)

Согласно отечественным прогнозам, снижение шума реактивных самолетов должно составить к 2025–2030 гг. около 25–30 EPNaB относительно стандарта Главы 4 ИКАО. Уровень технологий снижения шума двигателя и планера пока позволяет решать эту проблему в рамках самолетов обычной схемы. Однако, для выполнения перспективных требований необходимы более авангардные технические решения. Одним из таких решений, является экранирование шума двигателей крылом путем переноса ТРДД на верхнюю поверхность крыла. Однако, перенос двигателей на верхнюю поверхность, то есть в область больших скоростей обтекания, может заметно ухудшить характеристики, как планера, так и самого двигателя. Известным приемом восстановления аэродинамических характеристик является смешение двигателей по направлению к задней кромке крыла. Исследования таких компоновок проводятся в ЦАГИ применительно к пассажирским самолетам различного класса. В работе приведены результаты расчетных исследований по влиянию положения двигателей относительно верхней поверхности крыла на аэродинамические характеристики и поле давлений вблизи магистрального самолета на начальных этапах взлета. Дано сравнение с аналогичными данными для классической компоновки с двигателями под крылом. Показаны зоны наиболее рационального расположения гондол.

Дмитриев В.Г., Самохин В.Ф. «Оценка воздействия законцовок на крыле на уровни шума самолета на местности» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 72-73 (2019)

Представлены результаты экспериментального исследования влияния аэродинамических законцовок на крыле на уровни шума самолета на местности на режимах взлета и захода на посадку.

Сорокин Е.В., Бульбович Р.В., Ершов В.В. «Исследование шума взаимодействия с модельной струей закрылков различной конфигурации» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 74-75 (2019)

Оснащение современных самолетов с компоновкой низкого расположения крыла турбореактивными двигателями с большой степенью двухконтурности и большим диаметром внешнего контура привело к появлению реактивной струи вблизи отклоненных закрылков (закрылки не обязательно входят в поток струи). В результате на режимах взлета и посадки стал проявляться эффективный источник шума. Таким образом, актуальным является вопрос нахождения способов снижения шума данного источника, одним из которых может являться применение закрылков различной конфигурации. В качестве объекта исследования выбрано крыло самолета Boeing 737-500. Для проведения экспериментов создана модель с геометрическим подобием 1:6. Модель представляет собой часть крыла, к которому могут крепиться сменные предкрылки и закрылки. Элементы модели изготовлены посредством 3D-печати из АБС пластика. В работе исследовалось три типа конфигураций закрылков: первый тип представлял собой обычный сплошной закрылок; второй тип основывался на применении различных направляющих ребер на поверхности закрылка; третий тин включал в себя применение шевронов различных размеров на кромке закрылка. Для оценки аэродинамического качества проводился численный эксперимент, в котором рассматривалось цельное крыло с закрылками данных конфигураций. Расчеты выполнялись в стационарной трехмерной постановке. Потери аэродинамического качества относительно сплошного закрылка у закрылков с направляющими ребрами и шевронами не обнаружено. Экспериментальные исследования но шуму взаимодействия проводились в акустической заглушенной камере ПНИПУ со струйной установкой. Было проведено два типа экспериментов: измерение шума в дальнем поле; локализация источников шума методом плоского бимформинга. Шум в дальнем поле измерялся с помощью 7 четвертьдюймовых микрофонов Br÷uel&Kjær, расположенных на отдельных стойках под углами от 15 до 105° с шагом 15° относительно оси истечения струи, на расстоянии 50 калибров сопла. Для проведения локализации источников шума выполнялись измерения 9-лучевой 54-канальной микрофонной решеткой Br÷uel&Kjær, расположенной на расстоянии 110 калибров от среза сопла. Истечение модельной струи происходило со скоростью 0.7 М. Использовалось круглое и шевронное сопло. Измерения шума проводились при углах отклонения закрылков 0, 20, 45°, что соответствует режимам нормального полета, взлета и посадки. Результаты измерений показали, что применение на поверхности закрылка направляющих ребер для использованных значений высоты и ширины ребер, а также расстояний между ними не привело к снижению шума относительно обычного сплошного закрылка. Применение же шевронных закрылков рассмотренных конфигураций продемонстрировало слабый эффект снижения шума (не более 2 дБ). При локализации в зависимости от частоты источник наблюдается на кромке закрылка или под крылом. В некоторых случаях источник разделяется на два. Исследования выполнены на уникальной научной установке «Акустическая заглушенная камера с аэродинамическими источниками шума», регистрационный номер 500617.

Замтфорт Б.С. «Использование основных направлений в снижении шума самолета при создании отечественного ШФДМС» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 76 (2019)

Результаты предварительных исследований показали, что для снижения уровня шума и удельного расхода топлива самолета целесообразно переходить на инновационную двухпалубную конструкцию фюзеляжа с двумя трехвальными ТРДД и компоновкой входов в воздухозаборные каналы двигателей над крылом. Суммарная величина снижения уровня шума будет на 28 ЕРНдБ ниже, чем уровни шума, регламентируемые 4 Главой стандарта ИКАО. В основе программы работ, намеченной NASA на период до 2035 г., использованы как некоторые подробно исследованные технологии (различные типы ЗПК в двигателе), так и другие, такие как сдвоенный обтекатель Крюгера и обтекатель шасси, появившиеся в последние годы. Эти новые устройства, необходимые для снижения составляющих шума планера, будут исследоваться на физических моделях для количественной оценки величин снижения шума. Оценка уровня шума окончательного варианта самолета показывает, что потенциально уровень его шума может быть снижен до уровня на 42 EPNдБ ниже, чем уровни шума, установленные 4 Главой стандарта ИКАО за счет использования двух групп технологий. К первой группе относятся эффекты экранирования, дифракции и отражения, звука, что дает 4.7 EPNдБ, а также применение ЗПК с несколькими степенями свободы – 2.4 EPNдБ и четырехколесного шасси с обтекателем – 2.2 EPNдБ. Вторая группа мероприятий также может обеспечить заметное снижение уровня шума: а) облицовка ЗПК лопаток статора – 1.0 EPNдБ, центрального тела за турбиной – 0.8 EPNдБ и корпуса вентилятора над ротором – 1.6 EPNдБ; б) сдвоенный обтекатель Крюгера – 0.6 EPNдБ; в) непрерывная форма закрылка – 0.6 EPNдБ. На отработку этих двух групп технологий и будут направлены усилия при создании самолета с гондолой, интегрированной в конструкцию фюзеляжа. В работе отмечается, что после внедрения всех мероприятий уровни шума самолета в трех сертификационных точках будут определяться уровнями шума, генерируемого вентилятором. Для дальнейшего снижения шума самолета необходимо уменьшать шум вентилятора излучаемый назад.

Chen Bao, Bao Anyu, Zhou Guocheng «Wind tunnel test technologies investigation of civil transport airframe/jet noise installation» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 77-79 (2019)

Airframe/jet installation noise is one of the main noise sources of civil aircraft. In order to reduce the noise of civil aircraft and acquire the overall noise characteristics of civil aircraft, it is necessary to acquire the sound pressure level, frequency spectrum characteristics of the airframe/jet installation noise and the effect rules of the relative position in the wind tunnel. In order to study the mechanism and characteristics of airframe/jet installation noise in aeroacoustic wind tunnel, the experimental method of airframe/jet installation noise in 0.5m aeroacoustic wind tunnel of AVIC ARI is studied in this paper. The nozzle noise simulation setup, wing support device and directivity measurement array are designed, and the experiment system is formed. The nozzle simulation setup can be installed with variable diameter nozzle, the position of the wing can be changed in the direction of axis and height. The diameter of the microphone phase array is lm, the number of microphones is 63, the distance from the nozzle center is 1.2m, the radius of the directivity arc is 1.8m, the directivity angle is 45–135 degrees and 225–315 degrees respectively with the interval 9 degress between microphones. Microphones are equipped with windproof balls. Secondly, the NACA0012 wing with 127mm chord length and the nozzle with the diameter D 25.4mm are tested in 0.5m aeroacoustic wind tunnel. The noise characteristics of airframe/jet installation effect were studied experimentally. The jet Mach number was 0.9, the free flow Mach number was 0.2, and the height and axial relative position ranges were 0.5D and 1.0D, respectively. The experiment data were obtained. Finally, based on the experiment data, the influence of the relative position of airframe and jet on the noise was analyzed and discussed. The results show that the existence of wing makes the azimuth angle 90 degree point noise. Acoustic pressure level increases to 5 dB, the change of relative position in the axis has little effect on directivity, and the noise pressure level increases when the wing is close to the nozzle in the height direction.

Xiaodong Li, Baohong Bai «Influence of low noise design of large commercial aircraft airframe on certification noise» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 80-82 (2019)

Considerable efforts have been made to attenuate airframe noise. Several passive and active flow-control techniques have been proposed to reduce the slat low-frequency noise, which is the most prominent component in slat noise spectra in real aircraft Slat cove cover and slat cove filler [Imamura T., Ura H., Yokokawa Y., Enomoto S., and Yamamoto K. “Designing of Slat Cove Filler as a Noise Reduction Device for Leading-Edge Slat,” 13th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, AIAA Paper 2007-3473] modifications that postpone or eliminate shear layer formation provide significant acoustic benefits. In the case of the cove filler, the broadband noise is reduced by 3–4 dB. However, it is difficult for the slat with cove cover or slat cove filler to retract and form a seamless surface when the slat is not desirable. Alternatively, a blade seal [Khorrami M.R., and Lockard D.P. “Effects of Geometric Detail on Slat Noise Generation and Propagation, International Journal of Aeroacoustics. 2010. Vol. 9, No. 4-5. Pp. 655-678] gives a 2–3 dB reduction at low frequencies (less than 2 kHz), whereas an elongated blade seal eliminates most of the small-scale vortices generated at the cusp. The application of acoustic liner treatments [Ma Z., and Zhang X. “Numerical Investigation of Broadband Slat Noise Attenuation with Acoustic Liner Treatment,” AIAA Journal. 2009. Vol. 47. No. 12. Pp. 2812-2820] can also be used to attenuate the noise. Kopiev et al. [Kopiev V.F., Zaitsev M.Y. and Belyaev I. . “Noise Reduction Potential Through Slat Hook Serrations,” 17th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, AIAA Paper 2011-2909] suppressed narrowband peaks located in the frequency region 1.5-7 kHz by serrated slat hooks. Kuo and Sarigul-Klijn [Kuo В. C. and Sarigul-Klijn N. “Conceptual Study of Micro-Tab Device in Airframe Noise Reduction: (2) 3D Computation," Aerospace Science and Technology.2012. Vol. 17. No. 1. Pp. 32-39] reduced the deployment angle of the slat to suppress the slat noise, which increases rapidly if the deflected angle of the slat is enlarged. The loss of lift efficiency was compensated by a micro tab implemented at the flap pressure side. Wild et al. 6 attenuated the slat noise by implementing the very long slat chord to lower the speed of the slat trailing-edge flow. However, these noise suppression techniques are far from being applied into the real aircraft, because high-lift devices must satisfy the aerodynamic requirement firstly. An aerodynamic and aeroacoustics optimization design method for high-lift device was established by the authors recently [Wild J., Pott-Pollenske M., Nagel B. “An Integrated Design Approach for Low Noise Exposing High-Lift Devices," AIAA Paper 2006-2843]. The optimization design method integrated the parameterized geometric model, mesh generation, CFD computation and far field noise prediction technique. The optimization design based on a genetic algorithm (GA) was accomplished for multi-element airfoil. The 30P30N three-element high-lift airfoil was selected as the baseline airfoil and optimized in aerodynamic and aeroacoustics. The location and orientation parameters of the slat relative to the main wing, defined by deflection angle, overlap and gap, were optimized to obtain the maximum lift coefficient, which can be calculated by CFD and minimum radiated noise level. The physics-based slat noise model proposed by Guo 68, 99 was applied to predict the high-lift far field noise level. The optimized three-element airfoil was proved to have a better aerodynamic performance and the minimum of the noise level was obtained. In the present paper, the aerodynamic and aeroacoustics optimization design of high-lift device at landing condition will be given. Meanwhile, the gains of airframe noise reduction on certification noise will be evaluated. An airframe noise prediction method based on physics was developed, which can reflect the impact of the low noise airframe configuration and flight path on certification noise. The aircraft certification noise is predicted and the airframe noise contour map is plotted for a particular aircraft. The method can provide a reference for the low noise design of airframe configuration and flight path.

Николаев Д.И., Халецкий Ю.Д. «Расчетная оценка снижения шума регионального самолета путем модификации системы шумоглушения силовой установки» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 83-84 (2019)

Поставлена задача модификации без вмешательства в рабочий процесс двигателя или без каких-либо изменений конструкции вентилятора, но при ограниченном изменении конструктивных параметров системы шумоглушения, обосновать возможность снижения шума регионального самолета до требований Стандарта ИКАО.

Замтфорт Б.С. «Интегральное сравнение расчетных и измеренных акустических характеристик А321NЕО с ТРДД и ТРДДР» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 85-86 (2019)

За последние годы в мире создан целый ряд новых пассажирских самолетов, оснащенных двигателями с большой и сверхбольшой степенями двухконтурности. Для акустиков интересен самолет A321NEO, который предлагается авиакомпаниям в двух вариантах: с ТРДД с прямым приводом LEAP 1A CFM International и с ТРДДР – редукторным ТРДД PW1133G. С точки зрения акустики главное отличие этих двух семейств двигателей – прямая и редукторная схемы двигателей. Так у ТРДД из-за минимизации шума вентилятора – основного источника шума самолета необходимо снижать окружную скорость и его и турбины низкого давления (ТНД), что приводит к увеличению числа ее ступеней с 2–3 до 6–7. В то же время использование редуктора у ТРДДР позволяет сделать независимыми валы вентилятора и ТНД, что дает возможность увеличить окружную скорость ТНД и уменьшить число ее ступеней до 2–3. Оценим теперь акустические характеристики самолета A321NEO с ТРДД и ТРДДР. Такая задача была поставлена и решена в 2013 г. автором совместно с Р.З. Нигматулиным (ЦИАМ), который спроектировал ТНД для ТРДДР. С помощью постоянно обновляемого и расширяемого программного комплекса БАСТОН были проведены расчеты акустических характеристик двух вариантов A-321NEO самолета. Принято, что оба варианта двигателя рассчитаны на одну и ту же тягу, степень двухконтурности (m), степень повышения полного давления в вентиляторе и имеют один и тот же газогенератор и одинаковые дроссельные характеристики. Для основного источника шума – вентилятора – задача сводится к выбору оптимальной (по шуму) величины его расчетной окружной скорости (U_вр). Рассмотрим сначала ТРДД: известно, что при уменьшении расчетной окружной скорости и постоянной π_d увеличивается аэродинамическая нагрузка на лопатках РК и растет уровень широкополосного шума, а при увеличении U_вр до транс- и сверхзвуковых значений начинает генерироваться шум ударных волн, во многом определяющий шум вентилятора. Для ТРДДР оптимизация U_вр может выполняться независимо от ТНД с учетом изложенных выше соображений, а окружная скорость ТНД должна быть максимальной для минимизации числа ее ступеней при сохранении высокого КПД. Для определенности примем U_вр=400 м/с для ТРДД и U_вр=300 м/с для ТРДДР. При акустических расчетах ТРДДР учитывался и новый источник шума – ТНД – и не оценивался еще один новый источник шума – редуктор. Результаты расчетов показали, что с двумя вариантами двигателя при оптимально выбранной U_вр самолет A-321NEO имеет близкие (по сумме 3-х контрольных точек) уровни шума. Отметим, что для самолета с ТРДДР на посадочном режиме определяющим является шум ТНД. Предполагается, что редуктор является источником относительно низкочастотного шума, который не вносит заметного вклада в шум двигателя и самолета в контрольных точках на местности, поэтому уровни его шума не рассчитывались. В 2017 г. EASA провела сертификационные испытания обоих вариантов самолета A321NEO из которых следует, что выводы, сделанные в работе в 2013 г. полностью подтвердились: самолеты А321NEO с ТРДДР PW1133G-jM и с ТРДД LEAP 1А33 при G_взл=93.5 т и G_пос=79.2 т имеют практически равные уровни шума при наборе высоты и посадке (±0.2 EPNдБ), а на взлете A321NEO с ТРДДР генерирует на 2.2 EPNдБ большие уровни шума, чем A321NEO с ТРДД. Анализ показал, что это связано с меньшей m=11 у ТРДД LEAP 1А33 и большей m=12.2 ТРДДР PW1133G-JM. Известно, что у ТРДД с меньшей m медленнее падает тяга при росте скорости полета и при взлете самолет быстрее разгоняется и набирает высоту, генерируя меньшие уровни шума. Отметим, что разность в скоростях падения тяги по скорости движения самолета в работе не могла быть учтена, т.к. такие характеристики представляют коммерческую тайну двигателестроительных фирм. Самолеты A321NEO с обоими двигателями имеют и близкие суммарные запасы (по сумме трех контрольных точек) – 25.5 EPNдБ (с LEAP 1А33) и – 23.3 EPNдБ (с PW1133G-JM) по отношениям к нормам 3-й главы стандарта ИКАО. Запасы по отношению норм 14 главы стандарта ИКАО, введенной с 31.12.2017 г., составляют 8.5 и 6.3 EPNдБ соответственно.

Глазков С.А., Горбушин А.Р., Семенов А.В., Столяров Е.П. «Фоновые пульсации статического давления в перфорированной и щелевой рабочих частях трансзвуковой аэродинамической трубы Т-128» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 87-88 (2019)

Определены оптимальные параметры подвижных элементов рабочих частей Т-128, которые обеспечивают минимальный уровень пульсаций статического давления.

Дмитриев В.Г., Самохин В.Ф., Халецкий Ю.Д. «Эволюция уровней шума силовых установок реактивных самолетов» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 91-92 (2019)

Представлены результаты анализа эволюции шумности силовых установок двух наиболее распространенных классов самолетов: двухдвигательных ближне-средне магистральных (БСМС) и дальних магистральных самолетов (ДМС). В анализе рассматриваются самолеты с двигателями со степенью двухконтурности m≡4.5–12.2. Выявлено наличие на шкале времени 3-х характерных областей запасов уровней шума, соответствующих различным уровням применяемых в двигателях технологий. Сравнительная оценка акустической эффективности трех уровней технологий показала, что при использовании технологий 2-го уровня ведущую роль в снижении шума самолетов на взлете играет пассивная система шумоглушения, а при использовании технологий 3-го уровня – активные методы снижения шума двигателя и усовершенствованные пассивные системы шумоглушения. Представленные данные по шуму современных реактивных самолетов могут служить ориентиром для определения индикаторов для уровней шума перспективных авиадвигателей и самолетов.

Городкова Н.А., Берсенев Ю.В., Синер А.А., Старцева М.П., Бурдаков Р.В., Вискова Т.А. «Экспериментальное исследование модального состава шума вентилятора авиационного двигателя» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 93-94 (2019)

Снижение шума самолета составляет одну из основных задач авиационной акустики. Очевидно, основным источником шума двигателя является вентилятор, модальный состав звукового поля в канале воздухозаборника (ВЗ) и канале наружного контура (КНК) является наиболее значимым по отношению к другим источникам. В докладе для отработки модального анализа представлена математическая модель генерации звукового поля в КНК и ВЗ двигателя и результаты проведения измерений на полномасштабном ВЗ в заглушенной камере лаборатории механизмов генерации шума и модального анализа (ЛМГШиМА) ПНИПУ. Математическая модель, разрабатываемая в данной работе, представляет собой расчет распространения звука в воздухозаборном канале авиационного двигателя с использованием уравнений Навье–Стокса и численных схем высокого порядка точности. Генерация мод производилась на нижней поверхности внутри канала с помощью задания нестационарного давления как комбинации мод. В эксперименте по окружности нижней части канала был установлен модельный генератор, состоящий из сорокаточечного источника звука. Регистрация мод производилась в точках кольцевого массива и на полных сечениях внутри канала, расположенных на одном расстоянии от нижней поверхности. В эксперименте канал состоял из трех участков экспериментального воздухозаборника: участок ЗПК, корпус микрофонов и воздухозаборник авиационного двигателя. В участке микрофонов размещены линейный и кольцевой массивы микрофонов. Метод с регистрацией мод на полных сечениях позволяет выявить все моды, генерируемые внутри канала, поскольку использует полную информацию в сечении, а точечные замеры имитируют реальные экспериментальные замеры. Регистрация сигналов звукового давления с микрофонов проводилась по всем каналам одновременно. Задавались одиночные моды от 0 до 41, а также их различные комбинации на частотах 500,630, 800, 1000, 1250, 1600,2000, 3150 и 4000 Гц. В данной работе представлен расчет распространения звука в цилиндрическом воздухозаборном канале и результаты экспериментальных замеров в заглушенной камере ЛМГШиМА. Приведены результаты расчетов канала с разными комбинациями мод, а также представлено сравнение разложений на моды но точечным замерам и по полным сечениям внутри канала. Полученные в рамках описываемого исследования данные в дальнейшем планируется использовать для отработки извлечения модального состава шума с учетом радиальных составляющих, а также они могут быть использованы для верификации моделей распространения звука в воздухозаборнике авиационного двигателя.

Замтфорт Б.С. «Расчет основных составляющих шума вентилятора и их вклад в шум самолета на местности» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 95-96 (2019)

Исследовано влияние новых подходов в проектировании РК вентиляторов, обусловленное резким увеличением степени двухконтурности (m) двигателя с 5–6 до 10–12 для ТРДД и до 15–16 для редукторных ТРДД. Это повлекло за собой соответствующий рост диаметра вентилятора, длины его лопаток, ширины их хорды (широкохордные лопатки). С помощью постоянно обновляемого и расширяемого программного комплекса БАСТОН проведена сравнительная оценка акустических характеристик вентиляторов, спроектированных для ТРДД в большом диапазоне изменений степени двухконтурности (m) приблизительно от 4.5 до 15. Расчетное исследование проводилось для самолетов трех типов самолетов: ближне-среднемагистрального (БСМС), среднемагистрального (СМС) и дальнемагистрального (ДМС). Показано, что увеличение степени двухконтурности приводит к росту вклада шума вентилятора в общий шум двигателя и самолета на всех режимах полета. Рассматривая же вклад основных источников шума вентилятора – тонального шума на частоте лопаток и ее гармониках, шума ударных волн и широкополосного шума в шум двигателя и самолета, можно сделать следующие выводы: с увеличением степени двухконтурности снижается доля вкладов тонального шума на частоте следования лопаток и ее гармониках и шума ударных волн в суммарный шум вентилятора и растет вклад широкополосного шума; при степени двухконтурности 9 и более широкополосный шум становится определяющим, а при m>14 он полностью доминирует в шуме вентилятора. Необходимо отметить, что на посадочном режиме значительный вклад в шум самолета на местности вносит шум, генерируемый планером, что не учитывалось при расчетах. Однако, как показано в работе NASA совместно с NEAT Consulting, на всех трех режимах взлетно-посадочного цикла доминирующим источником шума является вентилятор. Поэтому задача снижения его широкополосного шума является наиболее актуальной при создании глушителей шума.

Милешин В.И., Мухамедзянова М.М., Панков С.В., Россихин А.А. «Использование гармонических методов для расчета тонального шума вентиляторов и компрессоров» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 97-98 (2019)

Одним из возможных подходов к увеличению скорости расчета тонального шума лопаточных машин является переход от методов расчета во временной области к методам расчета в частотной области. Гармонические методы, в рамках которых нестационарное поле течение ищется в виде заданного набора полей гармоник, доказали свою эффективность в применении к расчетам тонального шума вентиляторов, где они позволяют сократить расчетную область до одного межлопаточного канала на каждый венец. Также в ряде работ, в том числе выполненных авторами, было показано, что гармонические методы позволяют провести приближенный расчет тонального шума многоступенчатой турбомашины с приемлемой точностью и вычислительными затратами. При этом возможно использование гармонических методов, как в линейной, так и в нелинейной постановке. Одним из программных комплексов, в которых реализована возможность проведения расчетов тонального шума многоступенчатых турбомашин в частотной области, является программный комплекс ЦИАМ 3DAS. Метод, используемый в программном комплексе, основан на разложении нестационарного трёхмерного вязкого потока в системе отсчета лопаточного венца на две части: на стационарный неоднородный трёхмерный вязкий поток и нестационарные трёхмерные возмущения. Невязкие уравнения для возмущений решаются с использованием численных схем вычислительной аэроакустики.В программном комплексе дискретизация по пространству построена на основе метода конечных объемов, с использованием обобщенной на метод конечных объемов DRP схемы (Dispersion Relation Preserving Scheme). Для дискретизации уравнений по времени используется шестишаговая схема Рунге–Кутты типа HALE-RK (High-accuracy large-step explicit Runge–Kutta) четвертого порядка. Для расчета акустических характеристик в дальнем поле используется метод, основанный на уравнении Фокс Вильямса–Хоукингса. Метод расчета тонального шума многоступенчатых лопаточных машин в частотной области, реализованный в программном комплексе ЦИАМ 3DAS, отталкивается от кинематических соотношений, описывающих зависимость полей течения в турбомашине от времени и азимутального угла. В рамках метода решение в лопаточном венце ищется в виде набора полей гармонических фрагментов – совокупностей возмущений в венце, имеющих одинаковую частоту и фазовый сдвиг между границами межлопаточного канала. Ранее авторами было показано, что течение в венце можно разложить по гармоническим фрагментам. При этом каждой из гармоник базовой частоты возмущений в венце соответствует конечное число гармонических фрагментов, определяемое геометрией турбомашины. Данный метод прошел апробацию на тестовых задачах, а также на задаче расчета тонального шума первой подпорной ступени вентилятора ТРДД на режиме «посадка». Было показано удовлетворительное соответствие как между результатами расчетов во временной и в частотной областях, а также между результатами расчетов и эксперимента. В работе описываются результаты применения метод расчета тонального шума лопаточных машин в частотной области к различным вентиляторам и компрессорам низкого давления. В тех случаях, когда это возможно, выполнено сопоставление полученных результатов с результатами экспериментов, выполненных на стенде ЦИАМ Ц-3А.

Белов В.Г., Дегтярев В.В., Синер А.А. «Расчет шума вентиляторной ступени на взлетном режиме при наличии ударных волн» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 99 (2019)

Постоянное ужесточение норм ИКАО по шуму самолетов на местности требует от фирм-разработчиков авиационных двигателей внедрять новые и более совершенные конструктивные мероприятия по снижению шума двигательной установки (ДУ). Для их своевременного внедрения и лучшей проработки требуется разрабатывать все более совершенные методы расчета акустических характеристик двигательной установки. Наибольший вклад в шум турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД) вносит вентиляторная ступень. Для вентиляторных ступеней современных авиационных двигателей гражданской авиации характерны трансзвуковые режимы обтекания рабочих лопаток вентилятора (РЛВ) на периферии лопатки. На высоких режимах работы двигателя при взлете самолета на периферии РЛВ наблюдаются скачки уплотнения, вращающиеся вместе с лопаточным колесом. При выполнении расчетов генерации звука такими вентиляторными ступенями требуется с высокой точностью моделировать систему вращающихся скачков уплотнения и проходящие через него звуковые волны. Однако, выполнение расчетов на подобных режимах затруднено, так как применяемые вычислительные методы и разностные схемы существенно сглаживают получаемую картину скачков уплотнения. Одним из способов повышения точности расчета является локальное сгущение сетки вблизи скачка уплотнения. Для реализации такого сгущения возможно использовать адаптацию сетки в ходе выполнения расчета. В работе представлены результаты стационарных газодинамических расчетов по выбору подходящих параметров для адаптации. Для лучшего описания движущейся системы скачков уплотнения перед рабочим колесом вентилятора также были выполнены и нестационарные расчеты. В работе показано сравнение но затраченным временным и вычислительным ресурсам при расчетах с использованием сеточной адаптации и без неё.

Нигматуллин Р.З., Терентьева Л.В. «Расчетное исследование влияния затурбинного канала со стойками на характеристики тонального шума, генерируемого ТНД» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 100 (2019)

Турбина низкого давления не является доминирующим источником шума в авиационном двигателе, но при посадке в некотором диапазоне частот шум турбины становится значимым. Используемый в данной работе метод расчета шума турбины основан на численном интегрировании системы трехмерных нестационарных осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье–Стокса. Полученное в результате расчета поле пульсаций давления преобразуется методами частотно-модального анализа, что позволяет получить тональные характеристики шума, генерируемого в выходном сечении канала. Использование программ аэродинамического расчета турбомашин для определения акустических характеристик связано с определенными трудностями. Во-первых, вследствие разного масштаба исследуемых явлений необходимо применять подробные вычислительные сетки. Во- вторых, обычно турбина состоит из нескольких ступеней, числа лопаток роторов и статоров которых не являются кратными. При моделировании приходится рассчитывать всю окружность целиком, что также приводит к существенному росту необходимых вычислительных ресурсов. Были проведены расчеты одноступенчатой неохлаждаемой ТНД со стойками в канале за турбиной и без стоек. Количество рабочих лопаток –121, сопловых – 138, число стоек – 7. Расчет проводился для режима посадки. Анализировались тональные составляющие спектра акустического поля, генерируемого при ротор-статорном взаимодействии. Расчеты показали, что наличие стоек приводит к эффекту рассеивания, который проявляется в увеличении числа генерируемых окружных мод. На основной частоте следования лопаток помимо моды с окружным порядком т=17 появляются моды с порядком т=...–11, –4, 3, 10, 17, 24..., что согласуется с теорией Тайлера–Софрина. Эти окружные моды распространяются как вниз, так и вверх по потоку. Амплитуды мод, соответствующих взаимодействию ротора со стойками, немного ниже, чем амплитуды мод, соответствующих взаимодействию ротора с сопловым аппаратом.

Суховая Е.А. «Разработка системы выхлопа ДВС малой мощности с улучшенными характеристиками» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 101-102 (2019)

Двигатели внутреннего сгорания (ДВС) малой мощности в большинстве случаев относятся к двухтактным двигателям. Мощность двухтактного двигателя при одинаковых размерах цилиндра и частоте вращения вала теоретически в два раза больше четырехтактного за счет большего числа рабочих циклов. Однако неполное использование хода поршня для расширения, худшее освобождение цилиндра от остаточных газов и затраты части вырабатываемой мощности на продувку приводят практически к увеличению мощности только на 60–70%. Безусловно, к одному из важных достоинств относится и малый вес. Благодаря простоте конструкции и маленьким габаритам эти двигатели малой мощности успешно применяются в тех областях, в которых использование четырехтактных двигателей по тем или иным причинам нецелесообразно: в оборудованиях для автоматизации ручного труда, на автономных минивоздуходувках, на малых беспилотных летательных аппаратах и т.д. Одним из существенных недостатков двухтактных двигателей является шум высокой интенсивности, который генерируется выхлопной системой двигателя. Применительно к двухтактным двигателям, приемлемый уровень звука – это важная эксплуатационная характеристика, обусловленная влиянием шума на здоровье оператора. Кроме того, при использовании в составе военных БПЛА шум работы ДВС создает демаскирующий эффект. Для уменьшения шума ДВС используются глушители, в устройствах ДВС малой мощности их часто называют искрогасителями. По результатам анализа научно-технической литературы установлено, что работ, посвященных шумоглушению выхлопа ДВС малой мощности, немного. Большая часть исследований посвящена глушению шума двухтактных ДВС, применяемых на мотоциклах. В основном, многие разработчики используют практические рекомендации, разработанные на основе своих исследований. В результате научно-исследовательской работы были решены следующие задачи: проведен научно-технический обзор вопросов шумообразования; определен характер излучения шума на моторном стенде; выполнены экспериментальные работы по оценке эффективности глу шителей шума разных конструкций; разработан и изготовлен безмоторный испытательный стенд для определения газодинамических и акустических характеристик глушителей шума; разработана методика оценки эффективности работы глушителей; предложена перспективная модель реактивного глушителя; проведено численное моделирование газодинамических сопротивлений и резонансных частот разрабатываемой модели глушителя; проведена верификация полученных расчетных результатов с опытными данными. По окончании исследования были сформулированы рекомендации по проектированию глушителей шума реактивного типа выхлопной системы ДВС малой мощности, используемой в составе БПЛА.

Аксенов А.А., Гаврилюк В.Н., Тимушев С.Ф., Клименко Д.В., Дядькин А.А., Рыбак С.П. «Расчет нестационарного потока в центробежном вентиляторе и распространения тонального шума в окружающее пространство» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 103-104 (2019)

Генерация шума в проточной части центробежных вентиляторов происходит вследствие различных нестационарных гидродинамических явлений, которые можно условно разделить на два типа: возникающие в результате гидродинамического взаимодействия потока, выходящего из рабочего колеса с отводящим устройством вентилятора; вихревые. Первый вид нестационарных процессов присущ всем центробежным вентиляторам: он обусловлен периодической неравномерностью потока на выходе из рабочего колеса. В результате гидродинамического взаимодействия упомянутой неравномерности потока (вращающейся вместе с рабочим колесом) с отводящим устройством вентилятора возникают колебания на частотах следования лопаток (ЧСЛ) ротора. Расчеты выявляют существенную неравномерность относительных и абсолютных скоростей и углов потока на поверхностях лопаток ротора, так как низкоэнергетическая зона примыкает к нерабочей стороне лопатки. На выходе рабочего колеса распределение статического давления по шагу лопаток ротора близко к равномерному, поэтому разница в полной энергии жидкости, в основном, связана с тем, что скорости и углы потока выше у рабочей стороны лопатки. При прохождении лопаток рабочего колеса, вследствие рассмотренной выше неоднородности потока, происходит периодическое (с частотой следования лопаток) изменение давления в отводящем устройстве. В работе рассматривается задача численного моделирования амплитуд спектральных составляющих акустического давления на ЧСЛ в окружающем пространстве от центробежного вентилятора, который используется для прокачки воздуха обитаемого отсека через поглотительные патроны, подсоединяемые к выходу вентилятора.

Копьев В.Ф., Остриков Н.Н. «Разработка эффективных ЗПК для перспективных авиадвигателей требует как новых подходов, так и уточнения ряда математических моделей» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 107-109 (2019)

Звукопоглощающие конструкции (ЗПК), устанавливаемые в тракты ТРДД, являются важнейшим средством снижения шума вентиляторной ступени авиадвигателей. В последние годы существенно возросло число исследований, посвященным углубленному анализу математических моделей, используемых при разработке ЗПК. Общей причиной повышения актуальности проблематики стало дальнейшее ужесточение норм ИКАО по шуму на местности, которое требует повышения эффективности работы ЗПК, для чего, в частности, необходимо повысить степень подробности моделирования всех процессов при распространении звука в трактах авиадвигателя, а также моделей, описывающих зависимость импеданса сотовых ЗПК от геометрических размеров, уровня звукового давления и скорости скользящего потока. Во вводной части доклада представлена как ретроспектива этапов развития в ЦАГИ методов настройки ЗПК в каналах авиадвигателя, так и анализ результатов определения модального состава звукового поля в воздухозаборнике натурного двигателя. Испытания натурного двигателя, проведенные недавно на открытом стенде, продемонстрировали, что распределение звуковой энергии по модам в канале воздухозаборника без ЗПК соответствует на всех режимах работы двигателя теоретическим представлениям, закладываемым ЦАГИ в процедуру настройки ЗПК. При этом испытания двигателя с ЗПК показали, что ЗПК в наибольшей степени снижают амплитуду наиболее энергетически значимых звуковых мод, что и было целевой функцией настройки ЗПК. В то же время за последние два года получены результаты, которые показывают необходимость дальнейшего совершенствования методов настройки ЗПК. Испытания маломасштабной модели воздухозаборника в заглушенной камере АК-2 показали существенную зависимость диаграмм направленности излучения звука от скоростей всасывающего и спутного потоков, подтвердив, тем самым, необходимость учета эффекта различия излучения звука для статических и летных условий при настройке ЗПК в воздухозаборнике. При этом объяснение результатов этих испытаний оказалось возможным только при учете существенного различия эффективности излучения различных вращающихся мод из канала воздухозаборника в дальнее поле. Оказалось, что уровень звукового давления в дальнем поле определяется не звуковыми модами, которые сгенерированы в канале с большой амплитудой, а модами, которые имеют высокую эффективность излучения в дальнее поле. Последние могут иметь в канале амплитуду на 15–20 дБ ниже амплитуды наиболее энергетической звуковой моды. Анализ результатов испытаний натурного двигателя без ЗПК в воздухозаборнике с этой точки зрения показал, что уровень звукового давления в дальнем поле определяется звуковыми модами, которые имеют в канале воздухозаборника амплитуду на 6–10 дБ ниже амплитуд наиболее энергетических звуковых мод. Обращено внимание на то, что механизм генерации таких мод достаточно трудно установить в эксперименте, а также такие моды можно неверно смоделировать численно. Поскольку ранее эффективность излучения мод из канала воздухозаборника напрямую не принималась во внимание при определении оптимального импеданса ЗПК, то существует потенциальная возможность снижения шума двигателя за счет перенастройки ЗПК на максимальное снижение шума в дальнем поле при учете звуковых мод, имеющих высокую эффективность излучения в дальнее поле, но относительно малую амплитуду внутри канала воздухозаборника. Сравнительные экспериментальные исследования волновой структуры звукового поля, проведенные на установке «Интерферометр с потоком» как в условиях лабораторной сборки данной установки, так и в условиях сборки установки в заглушенной камере АК-2, продемонстрировали важность учета эффекта неоднородности характеристик потока высокой скорости на структуру звукового поля в канале. Оказалось, что даже в самом простейшем из рассмотренных случаев (ЗПК отсутствуют, а в рабочей части канала реализованы твердые стенки) волновая структура звукового поля в канале при наличии потока не описывается ни одной из известных математических моделей, в том числе моделью распространения звука в однородном потоке. Кроме этого, испытания однослойной сотовой ЗПК показали, что применяемые полуэмпирические модели импеданса ЗПК не в состоянии предсказать двое кратное снижение эффективности затухания звука в канале при скорости потока 150 м/с на частоте настройки, хотя при скорости потока 100 м/с, эффективность работы данной ЗПК соответствовала полуэмпирической модели импеданса ЗПК. Поскольку до настоящего времени во всех отечественных работах в области разработки ЗПК для авиадвигателей, включая работы по определению модального состава звукового поля в каналах, применялась математическая модель распространения звука в однородном потоке, то полученные в исследовании результаты показывают необходимость разработки нового математического аппарата для описания распространения звука в каналах с неоднородным скользящим погоном, включая учет влияния как пограничного слоя в цилиндрических каналах, так и рассеяния звука на турбулентных пульсациях скорости основного потока. В том числе, необходимо уточнить полуэмпирические модели импеданса ЗПК в части зависимости от скорости скользящего потока. Последнее требует разработки новых методов извлечения импеданса ЗПК на установке «Интерферометр с потоком», которые учитывают, как эффекты трехмерной неоднородности поля скорости в канале, так и наличие разрывов импеданса на стенках канала. Конструкции современных и перспективных ТРДД ставят новые задачи в области настройки ЗПК. Так, ранее наличие пилона, разделяющего поток в наружном контуре двигателя, не рассматривалось с точки зрения настройки ЗПК и возможности установки ЗПК на поверхности пилона. Кроме этого, для ТРДД стали применяться воздухозаборники с обечайкой асимметричной формы. Эта форма приводит к генерации новых азимутальных гармоник, и, тем самым, изменяет диаграмму направленности излучения. Каналы воздухозаборников двигателей для перспективных сверхзвуковых самолетов имеют переменную форму сечения: круглое сечение плавно трансформируется в прямоугольное сечение. Оптимизация ЗПК для таких каналов ранее не производилась, поскольку отсутствуют математические модели распространения звука в каналах с сечениями переменной формы. Таким образом, в настоящее время сложилась острая необходимость развития новых математических моделей в области технологии ЗПК для ТРДД. Такие модели могут быть реализованы с помощью численных или аналитических подходов. Безусловно, возможность создания аналитических моделей резко ограничена ввиду сложности задачи в целом, но именно эти подходы обычно позволяют находить эффекты, реализация которых приводит к увеличению эффективности работы ЗПК.

Яковец М.А., Ипатов М.С., Остриков Н.Н. «Экспериментальное подтверждение существенной зависимости волновой структуры звукового поля от профиля скорости на установке «Интерферометр с потоком» на основе сравнительных измерений в лабораторных условиях и в условиях заглушенной камеры АК-2» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 110-112 (2019)

Проведены сравнительные экспериментальные исследования волновой структуры звуковою поля напротив твердой стенки и трех различных образцов сотовых однослойных ЗПК на установке «Интерферометр с потоком» как в условиях лабораторной сборки данной установки, так и в условиях сборки установки в заглушенной камере АК-2. В стандартной лабораторной конфигурации максимальная скорость потока в канале установки составляет 95 м/с, а в условиях сборки в заглушенной камере АК-2 можно реализовать любую дозвуковую скорость потока. В работе проведены измерения профилей средней и пульсационной компонент скорости в различных сечениях канала установки с помощью трубки Пито и термоанемометрического метода как при наличии ЗПК в рабочей части установки, так и в условиях твердых стенок канала. Представлен пример сравнения безразмерных профилей скорости среднего потока в одном и том же сечении канала, но в различных конфигурациях установки. Таким образом, использование двух указанных сборок одной и той же установки позволяет исследовать эффект неоднородности характеристик потока высокой скорости на структуру звукового поля вблизи ЗПК. Показано, что при наличии твердой стенки в рабочей части установки (ЗПК отсутствуют) и при наличии потока (в условиях заглушенной камеры АК-2 скорость потока варьировалась до 150 м/с) волновая структура звукового ноля на рабочих частотах не соответствует теоретическому случаю распространения звука в однородном потоке. Показано, что использование модели распространения звука в однородном потоке для обработки экспериментальных данных приводит к необходимости снижения эффективной скорости потока на величину 10–20 м/с при максимальной скорости потока в канале 100 м/с и на величину более 60 м/с при максимальной скорости потока в канале 150 м/с в зависимости от частоты распространения звука, однако при этом определяемые из эксперимента осевые волновые числа не соответствуют теоретическому предсказанию. Показано, что при одной и той же скорости потока 100 м/с в условиях различной сборки установки определяются различные осевые волновые числа. Анализ данных особенностей показывает, что на волновую структуру звукового поля в канале достаточно сильное влияние оказывает профиль скорости в канале. Результаты испытаний цельного однослойного сотового образца ЗПК при различных скоростях потока показали, что при скорости 150 м/с на частоте настройки 1600 Гц происходит двое кратное снижение эффективности затухания звука, не предсказываемое применяемой в настоящее время нолуэмпирической модели импеданса ЗПК: мнимая часть осевого волнового числа снижается в два раза, что означает снижение эффективности затухания в два раза, исчисляемое в децибелах (это очень сильный эффект). Данное обстоятельство означает, что настройка ЗПК на максимальное затухание звука на указанной частоте изменились. В то же время при отсутствии потока относительное отклонение реальных частей расчетных и экспериментальных волновых чисел не превышает 7%, а относительное отклонение мнимых частей – 5%, а при появлении потока в канале со скоростью V=100 м/с расчетное значение реальной части волнового числа оказывается в два раза меньше экспериментально обнаруженного числа, и мнимая часть расчетного волнового числа сильнее отклоняется от соответствующего экспериментального числа, но при этом проявляет ту же тенденцию к возрастанию, как и в эксперименте. Другими словами, полуэмпирическая модель ухватывает тенденцию к росту эффективности работы ЗПК на частоте настройки при увеличении скорости потока до V=100 м/с, но преуменьшает саму эффективность. По результатам работы сделан вывод о том, что имеющиеся к настоящему времени методы определения акустических характеристик ЗПК при наличии потока не точны и могут давать существенную ошибку при их использовании.

Копьев В.Ф., Остриков Н.Н., Яковец М.А., Ионов И.А. «Анализ результатов экспериментального исследования диаграмм направленности излучения звука из маломасштабной модели воздухозаборника в заглушенной камере АК-2 при различных скоростях спутного и всасывающего потоков» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 113-114 (2019)

С помощью численного моделирования проведен анализ эффекта сильной зависимости диаграммы направленности излучения от условий всасываемого в воздухозаборник потока при испытаниях модели в заглушенной камере АК-2. На основе сравнения с аналитическим решением для случая тонких стенок канала при отсутствии потока выполнена верификация численного метода конечных элементов (МКЭ расчета звукового поля, излучаемого из открытого конца канала с неоднородным потенциальным потоком. Сравнение продемонстрировало отличное совпадение амплитуд в дальнем поле в передней полусфере и отклонение амплитуд не более 1 дБ в задней полусфере в окрестности угла наблюдения 150°. В то же время для ряда излучаемых мод сравнение показало расхождение фазовых характеристик звука в дальнем поле на величину не более 10–15° под углами наблюдения в окрестности максимумов амплитуд диаграммы направленности и значительные отклонения (десятки градусов) под углами наблюдения в окрестности минимумов амплитуд диаграммы направленности. При этом было показано, что указанное различие фаз уменьшалось при уменьшении толщины стенки канала. По результатам верификации сделан вывод о допустимости использования МКЭ в указанных целях. С помощью МКЭ выполнены сравнительные расчеты для случаев моделирования условий испытаний и геометрии использованной модели маломасштабного воздухозаборника. Сравнение амплитуд диаграмм направленности в статических (отсутствие спутного потока) и полетных (равенство скоростей спутного и всасывающего потоков 40 м/с) условий показало небольшой эффект – отклонение на величину не более 1.5 дБ. Сравнение разностей фаз между статическими и полетными условиями излучения, которые приобретают различные звуковые моды, имеющие различные азимутальные и радиальные числа, показало сильный эффект – отклонение разностей фаз между различными модами в этих случаях составило десятки градусов. Выявленные особенности позволили объяснить сильный эффект различия диаграмм направленности, полученный в испытаниях в статических и полетных условиях в случае многомодовой генерации звука в канале воздухозаборника: интерференция различных звуковых мод, излученных из воздухозаборника, реализуется в дальнем поле с существенно различными сдвигами фаз в статических и полетных условиях. На основе аналитического решения задачи выполнены расчеты эффективности излучения различных мод как из натурного воздухозаборника в дальнее ноле при скоростях потока, характерных для взлетных режимов современных самолетов, гак и для испытаний маломасштабной модели воздухозаборника в заглушенной камере АК-2. Показано, что чем больше азимутальное или радиальное число распространяющейся но каналу моды (т. е. чем ближе рассматриваемая частота к частоте отсечки моды), тем меньшей эффективностью излучения она обладает, причем эффективность излучения мод с азимутальными числами m=7, 8, 9 может превышать эффективность излучения азимутальной моды с азимутальным числом m=18 на величину порядка 20 дБ. Данная особенность объясняет относительно сильный эффект различия диаграмм направленности, полученный в испытаниях в статических и полетных условиях, когда динамики настраивались на генерацию одной доминирующей азимутальной моды, которая содержит только одну распространяющуюся радиальную моду: данная мода обладает низкой эффективностью излучения в дальнее поле, и поэтому в диаграмме направленности присутствует звуковое поле, излученное минорными модами, обладающих большей эффективностью излучения из открытого конца канала, т.е. в дальнем поле наблюдается многомодовое распространение, которое подвержено сильному эффекту различий статических и полетных условий испытаний.

Яковец М.А., Остриков Н.Н., Ипатов М.С. «Валидация точного решения задачи о скачке импеданса на основе экспериментального исследования на установке «Интерферометр с потоком»» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 115-116 (2019)

Работа посвящена экспериментальному исследованию особенностей распространения звука в канале установки «Интерферометр с потоком» ЦАГИ, в ходе которого проведено сравнение экспериментальных значений коэффициентов отражения и прохождения на скачках импеданса и теоретических, вычисленных согласно работе А.Ф. Соболев, М.А. Яковец Применение метода Винера–Хопфа для описания распространения звука в цилиндрическом и прямоугольном каналах с потоком при наличии скачка импеданса // Акустический журнал. 2017. Т. 63. № 6. С. 583-595.

Остриков Н.Н. «Асимптотическая модель учета влияния неоднородности потока на структуру звукового поля в канале на основе метода секулярных уравнений в сингулярной теории возмущений» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 117-118 (2019)

Разработана асимптотическая теория для описания распространения звука в прямоугольном канале с произвольным трехмерным плоскопараллельным потоком при наличии одной импедансной стенки. Общая постановка задачи соответствует случаю распространения звуковых волн в секциях установки типа «Интерферометр с потоком». В качестве основы для построения математической модели распространения звука в канале рассмотрены линеаризованные уравнения Эйлера для основного трехмерного плоскопараллельного воздушного потока с произвольным профилем скорости в поперечном сечении канала, причем скорость основного потока удовлетворяет условию прилипания на стенках канала. Из-за условия отсутствия скольжения основного потока на стенках канала для линейных возмущений рассматривается обычное граничное условие с локально реагирующим импедансом.

Денисов С.Л., Яковец М.А., Остриков Н.Н. «Разработка трехмерного метода конечных элементов для извлечения импеданса ЗПК на установке «Интерферометр с потоком» с учетом произвольного профиля скорости потока» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 119-120 (2019)

Представлены результаты разработки трехмерного метода конечных элементов для описания распространения звука в прямоугольном канале с произвольным трехмерным плоскопараллельным потоком при наличии анизотропной ЗПК, расположенной вдоль одной из стенок канала.

Яковец М.А., Денисов С.Л., Остриков Н.Н. «Исследование звуковой структуры звукового ноля в наружном канале авиадвигателя при наличии пилона» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 121-122 (2019)

Настоящая работа посвящена теоретическому исследованию особенностей распространения звука в облицованном подковообразном канале моделирующем наружный канал авиадвигателя. В результате исследования определены случаи, в которых допускается разделение переменных, то есть возможно непосредственное аналитическое решение для собственных мод, получен вид волноводных мод. Найдены характеристические уравнения данного канала, которым удовлетворяют собственные значения, являющиеся азимутальными и радиальными волновыми числами. Проведено исследование осевых волновых чисел, характеризующих эффективность облицовки ЗПК, при разных значениях импеданса при наличии и отсутствии ЗПК на пилоне. В итоге показано существенное влияние импеданса ЗПК на пилоне на значение мнимой части осевых волновых чисел для мод различного порядка. Данное обстоятельство говорит о том, что оптимизация ЗПК на пилоне авиадвигателя может привести к повышению эффективности системы шумоглушения и необходимо уточнять имеющиеся методики.

Александров В.Г., Осипов А.А. «Расчетное исследование возможностей реактивного воздействия на распространение звука в аэродинамических каналах» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 123-124 (2019)

Разработаны математическая модель и расчётный комплекс, предназначенные для проведения вычислительного эксперимента и расчетного исследования в задачах аэроакустики для трехмерных нестационарных течений газа со сложной топологией расчётной области и нестандартными граничными условиями. Численная схема, применяемая в составе расчетного комплекса, реализована на неструктурированной сетке, включающей в себя расчетные ячейки тетраэдральной, пирамидальной, призматической и гексаэдральной конфигурации. Продемонстрированы высокие технологические возможности созданного расчетного комплекса, позволяющие моделировать трехмерные акустические ноля в составных каналах с источниками акустического сигнала сложной модальной структуры, с присоединенными резонансными полостями различной конфигурации и активными элементами, осуществляющими контролируемое глушение распространяющегося в канале звукового сигнала. Проведено расчетное исследование физических механизмов и особенностей воздействия присоединенных резонансных полостей различной конфигурации на распространяющийся в канале модальный звуковой сигнал с целью контролируемого снижения его интенсивности. Резонансные свойства полости варьируются за счет изменения ее глубины и установки в ней перегородок по нормали к оси канала, что обеспечивает контроль за условиями отсечки той или иной моды собственных колебаний газа. Установлена важная роль четвертьволнового резонанса, обеспечивающего условия для радикального (до 100%) отражения и мультимодального рассеяния звукового сигнала в канале в том случае, если ширина проемов между перегородками исключает возбуждение всех мод выше поршневой моды. Проведен анализ физического содержания и возможностей реализации концепции “антизвук” применительно к проблеме активного контроля распространения модального звука в газовых трактах. Продемонстрирована эффективность одной из возможных схем применения “антизвука” для глушения модального акустического сигнала в канале. Выполненные расчеты показывают, что может быть достигнуто практически полное глушение исходного сигнала за счет его частичного отражения и мультимодального рассеяния. Реализация трехмерного “антизвука”, вообще говоря, требует специального выбора взаимной ориентации волновых векторов звукового сигнала, подлежащего глушению, и “антизвука”.Разработана вычислительная модель, имитирующая работу активного устройства в виде акустических излучателей, установленных на стенках канала и осуществляющих блокирующее воздействие на распространяющийся в канале звуковой сигнал. Продемонстрированы возможности системы активного контроля данного типа применительно к двумерному и трехмерному звуковому сигналу (глушение до 100%). Особенность данного метода активного контроля состоит в том, что основная часть энергии сигнала при его глушении не рассеивается, а отводится самим активным устройством. Установлено, что трехмерный звуковой сигнал труднее поддается активному контролю, хотя и в этом случае эффект глушения в рассмотренных примерах оказывается значительным (до 85%). В результате проведенного исследования установлена зависимость эффективности данной активной системы от протяженности зоны активного воздействия и размеров дискретных активных элементов, из которых формируется это воздействие. Результаты проведенных вычислительных экспериментов демонстрируют принципиальные возможности и перспективность применения присоединенных резонансных полостей и активного контроля для снижения интенсивности распространяющегося в канале модального звукового сигнала. Для оценки реальной эффективности применения активного контроля для глушения модального шума в проточных каналах авиационного двигателя требуется серьезное усложнение постановки вычислительного эксперимента в отношении учета влияния потока газа, реальной конфигурации каналов и существенно более сложной пространственно-временной структуры акустических полей.

Алексенцев А.А., Бурдаков Р.В., Степина Е.В., Синер А.А. «Проблемы разработки новых типов ЗПК» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 125-126 (2019)

При разработке современных авиационных двигателей значительное внимание уделяется проблеме борьбы с шумом. Шум авиационного двигателя обладает выраженными узкополосными составляющими на частоте следования лопаток вентилятора и её гармониках. Для уменьшения интенсивности шума каналы двигателя облицовывают звукопоглощающими конструкциями (ЗПК). Широкое распространение среди ЗПК получил резонатор Гельмгольца в различных исполнениях: применение многослойных конструкций, использование проницаемого слоя и т.д. Акустические характеристики ЗПК можно описать комплексной величиной импеданса: отношением акустической скорости к давлению. Импеданс ЗПК подбирается таким образом, чтобы обеспечить заданную величину звукопоглощения. Для повышения экономичности современных авиационных двигателей для гражданской авиации, разработчики создают двигатели с большей степенью двухконтурности, что приводит к необходимости учитывать множество мод, распространяющихся по каналу. В настоящее время для проектирования более эффективных систем шумоглушения широко применяются установки «Канал с потоком». Установки позволяют получить экспериментальные данные для учёта изменения величины импеданса ЗПК в зависимости от скорости обтекающего потока и других внешних условий. Однако требуются модели, позволяющие использовать полученные значения импеданса для оценки поглощения звука в воздухозаборнике двигателя. Наряду с проблемой влияния внешних факторов на импеданс ЗПК существуют проблемы, связанные с соблюдением конструкционных ограничений. Современные двигатели в сравнении с прошлым поколением обладают меньшей частотой следования лопаток вентилятора, что приводит к необходимости увеличения общей высоты ЗПК. Так как величина общей высоты ЗПК ограничена, отдельно можно упомянуть проблему разработки ЗПК, настроенных на эффективное звукопоглощение в области низких частот. Все рассмотренные до этого конструкции относятся к локально реагирующим. Также существует большой класс нелокально реагирующих ЗПК, таких как ЗПК со складчатым заполнителем, трубчатые ЗПК. Среди этих конструкций могут существовать и такие, которые позволят существенно увеличить эффективность системы ЗПК двигателя. Требуется разработать высокоточные методы настройки нелокально реагирующих ЗПК.

Колегов Р.Н., Мехоношин В.К., Синер А.А., Шуваев Н.В. «Разработка акустической модели проточной части газотурбинного двигателя» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 127-128 (2019)

Нестационарное течение в проточной части газотурбинного двигателя (ГТД) может возбуждать различные резонансные процессы, поскольку в проточной части двигателя присутствуют различные полости и каналы с отражающими стенками. Возникающие резонансы могут приводить к существенным нагрузкам, действующим на детали двигателя, и приводить к поломкам двигателя. В связи с этим очень важным представляется вопрос прогнозирования таких явлений на этапе проектирования двигателя, задолго до проведения испытаний. Это позволит существенно снизить затраты на доводку двигателя и избежать неожиданных поломок. Одной из наиболее подробных монографий по акустическим резонансам в компрессоре является диссертационная работа В. Helmich, в которой используются в основном экспериментальные методы исследования. Среди теоретических можно отметить работу S. Konig, в которой акустический резонанс рассматривается как причина поломки центробежной ступени компрессора. В работе создается специальная акустическая модель для расчета резонансов проточной части с учетом реалистичных условий течения в отдельных узлах газотурбинного двигателя. Модель состоит из двух частей: прогнозирование граничных условий, связанных с отражением волн от элементов ГТД, и собственно нестационарный расчет возникновения резонансов. Основными отражателями в проточной части являются вращающиеся лопаточные венцы компрессора или турбины. Методика оценки отражения звука от вращающегося венца отрабатывается на задаче об отражении звука от лопаточного венца Rotor 37. По данной задаче представлен анализ возникающих полей давления и рекомендации по обработке результатов расчетов. Задача о возникновении резонансов отрабатывается на расчете резонанса полости в форме прямоугольного параллелепипеда, а также ряде других модельных задач. В качестве объекта исследования рассматривается замкнутая прямоугольная воздушная полость с абсолютно жесткими стенками. В полости расположен точечный источник акустических колебаний, имеющий спектр частот в диапазоне 100–5000 Гц с линейным затуханием интенсивности колебаний на его концах по частоте. Спектр звукового давления в заданном диапазоне частот является равномерным, уровень звукового давления на каждой частоте составляет 100 дБ. Источник задан в виде источникового слагаемого в уравнении неразрывности, локализованного в произвольной точке пространства при помощи функции распределения Гаусса. Представлены результаты расчета модельных задач, результаты экспериментальных исследований, а также результаты сравнения расчета и эксперимента. Все расчеты выполнены в пакете ANSYS Fluent, используется модель термодинамически совершенного вязкого политропного газа.

Пальчиковский В.В., Берсенев Ю.В., Корин И.А., Бурдаков Р.В. «Создание и испытания 40-канального генератора вращающихся звуковых мод для проведения исследований распространения шума в полномасштабной модели воздухозаборника авиационного двигателя» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 129-130 (2019)

Для проведения экспериментальных исследований в цилиндрическом канале в условиях вращающегося звукового поля в ПНИПУ разработан и изготовлен генератор звуковых мод. Генератор звука состоит из 40 динамиков, расположенных по окружности и соединенных с корпусом генератора через горны с плавно расширяющимся поперечным сечением канала. Дш улучшения согласования импеданса на выходе горнов в канале генератора мод сделано центральное тело. Для контроля уровня звукового давления вблизи динамиков в стенки горнов установлены микрофоны. Генератор собран в заглушенной камере Лаборатории механизмов генерации шума и модального анализа (ЛМГШиМА) ПНИПУ. При проведении испытаний генератора вращающихся мод он был соединен с моделью полномасштабного воздухозаборника с диаметром канала 1.783 м. Модель воздухозаборника состоит из двух корпусов, в один из которых можно устанавливать съемные панели ЗПК для исследования их акустических характеристик в условиях вращающегося звукового поля с контролем генерируемых мод, а также отрабатывать методы идентификации модального состава шума в канале, для чего во втором корпусе расположены 26-микрофонная линейная и 100-микрофонная круговая решетки с оптимизированным расположением микрофонов. Общая комплектация установки составила 182 измерительных канала. Генерация мод проводилась в диапазоне частот 500–4000 Гц. В корпус полномасштабной модели воздухозаборника были установлены жесткостенные панели. По результатам испытаний определено, что генератор вращающихся мод надежно генерирует моды с заданными номерами в диапазоне ±40 и их комбинации. При этом уровни звукового давления на выходе из канала установки достигают значений 145 дБ. Таким образом, 40-канальный генератор вращающихся звуковых мод имеет лучшие характеристики, чем ранее созданный 30-канапьный генератор на основе воздухозаборника ПС-90-А. Исследования выполнены на уникальной научной установке «Акустическая заглушенная камера с аэродинамическими источниками шума», регистрационный номер 500617.

Корин И.А., Пальчиковский В.В., Павлоградский В.В., Берсенев Ю.В. «Определение импеданса крупногабаритной ЗПК при генерации заданного азимутального модального состава шума, распространяющегося в канале модели полномасштабного воздухозаборника авиационного двигателя» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 131-132 (2019)

Одним из этапов в разработке звукопоглощающих конструкций (ЗПК) для авиационных двигателей (АД) является их испытание на соответствие импедансных характеристик проектным значениям. Данные исследования проводятся в интерферометрах, которые имеют, как правило, узкие каналы. В результате в интересующем диапазоне частот в канале распространяется преимущественно нулевая мода, что сильно отличается от модального состава шума, распространяющегося в натурном воздухозаборнике АД. Таким образом, актуальным является исследование акустических характеристик ЗПК для полномасштабного воздухозаборника АД в условиях генерации в канале вращающихся звуковых мод. Для проведения подобных исследований в Лаборатории механизмов генерации шума и модального анализа ПНИПУ создана установка, представляющая собой генератор звука, соединенный с полномасштабной моделью воздухозаборника АД. В корпус воздухозаборника устанавливаются исследуемые панели ЗПК, звук генерируется 40 динамиками. Измерения акустического давления в канале установки диаметром 1.783 м выполняется 20 микрофонами, расположенными в линию в корпусе генератора звука (до секции ЗПК) и 26 микрофонами, установленными в линию в корпусе полномасштабной модели воздухозаборника (после секции ЗПК). Испытания крупногабаритной ЗПК проводились на центральных частотах третьоктавных полос в диапазоне 500–3150 Гц. Генерировались вращающиеся моды в диапазоне номеров 0–40. Для идентификации импедансных характеристик крупногабаритной ЗПК использовался метод эдукции на основе минимизации функционала невязки расчетных и экспериментальных значений акустических давлений на микрофонах, который был адаптирован под исследования на данной установке. Результаты извлеченного импеданса сравнивались с полученными экспериментально при измерениях крупногабаритной ЗПК портативным интерферометром с каналом диаметром 50 мм. Установлено, что для случая нулевой моды наблюдается качественное совпадение импедансных характеристик ЗПК. Для остальных случаев модального состава шума извлеченный импеданс отличается от полученного интерферометром как количественно, так и качественно.

Копьев В.Ф., Остриков Н.Н., Яковец М.А., Пальчиковский В.В., Корин А.И., Берсенев Ю.В. «Исследование влияния количества продольных швов в конструкции ЗПК на структуру звукового ноля в канале крупномасштабной модели воздухозаборника, установленной в заглушенной камере ПНИПУ» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 133-134 (2019)

В заглушенной камере ПНИПУ проведены сравнительные испытания крупномасштабной модели воздухозаборника в условиях твердых стенок, однородных ЗПК и однородных ЗПК с одной, тремя и пятью накладками, обеспечивающими перекрытие полной длины окружности однородных ЗПК на величину соответственно 6, 18 и 30%, что создает относительную азимутальную неоднородность импеданса ЗПК эквидистантную указанным процентам. Для генерации звукового поля в канале воздухозаборника использовалась система 40 динамиков, совмещенная с горнами, которые были установлены равномерно по окружности сечения тыльной части модели воздухозаборника, что позволило генерировать звуковые азимутальные моды в диапазоне номеров ±40. Для определения модальной структуры звукового поля в канале использовалась многоканальная решетка. состоящая из 126 микрофонов, установленных заподлицо стенок канала в зоне за ЗПК в направлении распространения звука, при этом 100 микрофонов образуют круговую решетку, а остальные – линейную. С помощью портативного интерферометра нормального падения выполнены измерения импеданса крупномасштабных ЗПК, предназначенных для проведения испытаний в составе крупномасштабной модели воздухозаборника в качестве однородных ЗПК, показавшие, что панели ЗПК очень однородны, т. к. нулевая мода абсолютно доминирует, а амплитуда ненулевых мод в диапазоне 1000–3200 Гц не превышает 6%. Показано, что особенности сборки однородных ЗПК (состоят из пяти панелей) и геометрии использования накладок для создания контролируемого неосесимметричного импеданса ЗПК приводят к доминированию азимутальных гармоник с номерами кратными ±5 в разложении адмитанса ЗПК в ряд Фурье по азимутальному углу, причем амплитуды этих гармоник возрастают с увеличением числа применяемых накладок. Анализ результатов испытаний показал, что наибольший эффект появления в канале не генерируемых динамиками азимутальных мод с повышенным уровнем амплитуды (фактически амплитуды этих мод сравнимы с амплитудой доминирующей моды, генерируемой динамиками) реализуется для мод, азимутальные номера которых отличаются от номера генерируемой доминирующей моды на числа кратные ±5. Данный эффект находится полностью в согласии с предсказанием аналитической модели влияния азимутальной неоднородности ЗПК на распространение вращающихся мод в цилиндрическом канале.

Почкин Я.С., Халецкий Ю.Д. «Влияние конструктивных параметров реактивного элемента комбинированного глушителя на акустическую эффективность» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 135-136 (2019)

Ранее на модельных стендах была выполнена экспериментальная оценка эффективности комбинированных глушителей шума вентилятора. Обычно акустическая облицовка устанавливается в воздухозаборнике и в наружном контуре за спрямляющим аппаратом. На режимах работы вентилятора, соответствующих частотам вращения в сертификационных точках, было получено, что комбинированный глушитель на 2–3 дБ больше снижает шум вентилятора, чем двухслойная сотовая облицовка той же длины. В представленной работе в условиях модельного стенда У-96Т ЦИАМ «канал с потоком» был проведен эксперимент по определению влияния основных параметров решетчатого элемента в составе комбинированного глушителя на его акустическую эффективность.

Шульдешов Е.М., Краев И.Д., Петрова А.П. «Звукопоглощающий материал-конструкция для снижения шума авиационных двигателей на местности» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 137-138 (2019)

С целью повышения эффективности систем шумоглушения двигательных установок воздушных судов и снижения массы звукопоглощающих конструкций во ФГУП «ВИАМ» был разработан звукопоглощающий материал-конструкция состоящий из стеклосотопласта марки ССП-1-8Т и звукопоглощающего элемента, пропитанного гидрофобизирующим составом, расположенным внутри каждой ячейки стеклосотопласта и закрепленного на определенной высоте. Материал-конструкции присвоена марка ВЗМК-1. Представлены схематичные изображения разработанного заполнителя. Доклад посвящен исследованию характеристик материала марки ВЗМК-1, в том числе на интерферометре, при уровнях шума до 150 дБ. Исследовалось изменение параметров пористой вставки и ее расположения на комплекс свойств материала, а так же изменение акустических характеристик при разных уровнях шума и входных перфорированных слоях. Сделан вывод о том, что применение материал-конструкции марки ВЗМК-1 может позволить снизить массу звукопоглощающих конструкций, за счет замены внутренних перфорированных слоев пористой вставкой, при этом расширив частотный диапазон эффективного звукопоглощения. Применение ВЗМК-1 дает возможность настройки акустических характеристик без изменения параметров звукопоглощающих конструкций, таких как процент перфорации, толщина перфорированного слоя и итоговая толщина конструкции, что в значительной мере расширяет возможности акустической настройки систем шумоглушения при доводке двигательных установок.

Ипатов М.С., Яковец М.А., Остриков Н.Н., Лаврухина М.П., Ионов И.А., Шульдешов Е.М. «Исследование на установке «Интерферометр с потоком» сотовых ЗПК с продуваемыми вставками» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 139 (2019)

В 2000-е годы в ЦАГИ был проведен комплекс исследований многослойных звукопоглощающих конструкций (ЗПК), у которых наряду или вместо перфорированных листов используются микропористые продуваемые слои. Проведенные на установке АК-13 сравнительные испытания различных таких конструкций, в том числе, изучались ЗПК гомогенного типа, показали значительную эффективность работы в широкой полосе частот. По результатам исследований на интерферометре нормального падения были построены полуэмпирические модели импеданса ЗПК с продуваемыми вставками из различных материалов. С другой стороны, недавно ВИАМ разработал новый звукопоглощающий материал-конструкция (ЗМК), с интегрированной в стеклосотопласт вставкой из пористого материала, пропитанной гидрофобизирующим составом, сочетающий резонансный и диссипативный вид поглощения акустических волн. При этом был разработан принцип регулирования акустических характеристик ЗМК в зависимости от параметров пористой вставки (например, концентрации гидрофобизируюшего состава) и толщин воздушных полостей. В работе на установке «Интерферометр с потоком» проведены исследования импеданса сотовых ЗПК с продуваемыми вставками ЗМК, изготовленных ВИАМ, при различных скоростях потока до 100 м/с.

Комкин А.И., Быков А.И. «Измерение нелинейных акустических характеристик отверстий» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 140-141 (2019)

Исследованию нелинейных характеристик отверстий в перегородках для случая высоких уровней звукового давления в канале посвящено большое количество работ, среди которых следует особо выделить работы Ингарда, внешние заметный вклад в понимание нелинейных волновых процессов, происходящих в отверстии при высоких уровнях звукового давления. Вместе с тем, до настоящего времени некоторые вопросы, связанные нелинейными характеристиками отверстий, остались нерешенными. К таковым вопросам относится, например, установление зависимости нелинейного сопротивление от диаметра отверстия, который несмотря долгую историю исследования нелинейных характеристик отверстия практически не освящался. Рассмотрению этого вопроса и посвящена данная работа.

Писарев П.В., Аношкин А.Н., Максимова К.А. «Численное прогнозирование акустической эффективности призматических резонаторов Гельмгольца различной конфигурации» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 142-143 (2019)

Одним из наиболее эффективных способов снижения шума авиационных двигательных установок является включение в ее состав звукопоглощающих конструкций (ЗПК). ЗПК представляют собой совокупность резонаторов Гельмгольца, выполненных в виде сотовой конструкции из полимерных композиционных материалов. Такие звукопоглощающие конструкции традиционно устанавливаются на внутренней поверхности воздухозаборника авиационного двигателя для снижения шума, распространяющегося в переднюю полусферу, и на стенках канала наружного контура двигателя для снижения шума, распространяющегося в заднюю полусферу. Особый интерес представляет использование группы резонаторов 1-DOF, 2-DOF, а также исследование их совместной работы. В рамках проведенных вычислительных экспериментов исследовалось взаимовлияние резонаторов призматической формы одинакового объема, резонаторов разного объема и составных резонаторов. Осуществлялся расчет величины демпфирующего эффекта, производимого резонаторами Гельмгольца при совместной работе, в диапазоне рабочих частот 100–3000 Гц на основе численного решения уравнения Гельмгольца. По результатам вычислительных экспериментов были получены зависимости коэффициента звукопоглощения от частоты. Выявлено взаимовлияние близко расположенных сотовых резонаторов одинакового объема при нормальном падении звуковой волны. Установлено, что акустическая эффективность пары резонаторов при совместной работе ниже, чем у единичного резонатора. При рассмотрении призматических резонаторов различного объема выявлено, что подобное сочетание резонаторов позволит с одной стороны уменьшить взаимовлияние резонаторов на их совместной частоте, а с другой стороны позволит увеличить широкополосность группы резонаторов. Обнаружено, что при совместной работе резонаторов различного объема повышается эффективность "базового” резонатора, а так же повышается широкополосность группы. При рассмотрении составных резонаторов выявлено, что наиболее эффективным сочетанием для "составного" и "базового" резонаторов, является сочетание, при котором резонатор меньшего объема находится сверху. Так на эффективность при совместной работе резонаторов влияет объем и форма. Следует подчеркнуть, что использование в качестве "базового" резонатора других форм, например "биконических", повысит эффективность системы в целом. Дополнительно стоит отметить, что при совместной работе составных резонаторов повышается не только эффективность "базового" резонатора, но и повышается широкополосность группы. В рамках верификации разработанной математической модели проводится сравнение результатов численного моделирования и лабораторных испытаний, проведенных на интерферометре с нормальным падением волны. Сравнительный анализ результатов численных расчетов с результатами лабораторных испытаний выявил, что для модели с парой резонаторов одинакового объема расхождение по коэффициенту звукопоглощения не превышает 5%, по частоте 2%.

Писарев П.В., Аношкин А.Н., Максимова К.А., Храмцов И.В. «Исследование влияния параметров перфорации сотовых ЗПК на их акустическую эффективность» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 144-145 (2019)

В настоящее время экология авиационного транспорта стала второй по актуальности проблемой, выделяемой Международной организацией гражданской авиации (ИКАО), уступая первое место только безопасности полетов. Одной из доминирующих составляющих вредного воздействия авиации на окружающую среду является шум на местности, создаваемый воздушными судами. Одним из наиболее эффективных способов снижения шума авиационных двигательных установок является включение в её состав звукопоглощающих конструкций (ЗПК). В процессе изготовления ЗПК возможно образование различных технологических неоднородностей или дефектов. Наиболее распространенные дефекты – уменьшение или увеличение диаметра отверстий перфорации. Образование дефектов приводит к увеличению разброса акустических параметров при проведении испытаний. Это приводит к усложнению процесса обработки полученных данных испытаний, а также к недостоверности получаемых результатов. В рамках численных экспериментов осуществлялся расчет величины демпфирующего эффекта, производимого призматическими ячейками с диаметрами перфораций горловины 1.6–2.6 мм в диапазоне рабочих частот 500–3000 Гц. Исследования проводились при уровнях звукового давления 100 и 130 дБ. По результатам вычислительных экспериментов были получены зависимости коэффициента звукопоглощения от частоты, а также построены зависимости собственной частоты резонатора и коэффициента потери акустического давления от диаметра горловины. Выявлено, что при уровне звукового давления 100 дБ увеличение диаметра перфорации с 1.6 мм до 2.6 мм приводит к повышению собственной частоты резонатора на 36%. Максимальное значение коэффициента звукопоглощения наблюдается при значении диаметра 2.2 мм. При уменьшении диаметра от 2.2 мм до 1.6 мм происходит снижение коэффициента звукопоглощения на 21%. При увеличении диаметра перфорации с 2.2 мм до 2.6 мм также наблюдается снижение коэффициента звукопоглощения на 22%. Выявлено, что при уровне звукового давления 130 дБ увеличение диаметра перфорации с 1.6 мм до 2.6 мм приводит к повышению собственной частоты резонатора на 32%, а также к повышению коэффициента звукопоглощения на 52%. Максимальное значение коэффициента звукопоглощения наблюдается при значении диаметра перфорации 2.6 мм. Кроме того, анализ полученных результатов показал, что изменение диаметра горловины влияет на его широкополосность при обоих уровнях звукового давления. В рамках верификации разработанной математической модели проводится сравнение результатов численного моделирования и лабораторных испытаний, проведенных на интерферометре с нормальным падением волны при уровнях звукового давления 100 и 130 дБ. Образцы ЗПК были изготовлены методом 3D печати. Сравнительный анализ результатов численных расчетов с результатами лабораторных испытаний выявил, что максимальное расхождение наблюдается для расчетного варианта с диметром 2.4 мм и составляет 3.5%, а также для диаметра 1.8 мм и составил 8% для уровня звукового давления 100 и 130 дБ соответственно.

Ионов И.А., Ипатов М.С., Остриков Н.Н. «О повышении точности измерений импеданса ЗПК на интерферометре нормального падения за счет увеличения числа микрофонов» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 146-147 (2019)

Метод двух микрофонов (другое название – метод передаточных функций) на данный момент является наиболее распространенным для измерения акустических характеристик звукопоглощающих конструкций (ЗПК) и регламентирован в стандарте ISO. В данном методе образец ЗПК закрепляется на жестком окончании импедансной трубы (интерферометр нормального падения звуковых волн), и из комплексных значений звукового давления, измеренного на двух микрофонах, находятся комплексные амплитуды падающей и отраженной волн в канале трубы, исходя из значения которых далее находятся акустические характеристики образца, включая импеданс. Поскольку измерения на микрофонах производятся с некоторыми систематическими погрешностями, например, возникающими из-за вибраций стенок импедансной трубы или из-за влияния высших звуковых мод в канале, то точное фиксирование восстановленного давления на измеренных значениях на двух опорных микрофонах может приводить к заметным отклонениям на других микрофонах, если такие установлены на поверхности канала интерферометра. Дополнительным ограничением стандартного метода двух микрофонов является частотный диапазон измерений, зависящий от расстояния между микрофонами. В работе предложено улучшение метода двух микрофонов, заключающееся в использовании дополнительных микрофонов в канале импедансной трубы. Представлены результаты измерений различных образцов с шестью установленными в импедансной трубе микрофонами, причем один микрофон находится на достаточно отдаленном от остальных, что позволяет точно восстанавливать звуковое поле на низких частотах. Показано, что использование разработанного метода позволяет существенно повысить точность измерения импеданса образцов в диапазоне частот 200–5000 Гц.

Ипатов М.С., Яковец М.А. «Исследование на интерферометре нормального падения нового типа ЗПК с пониженной частотой настройки» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 148-149 (2019)

Тенденция мирового развития двигателестроения для пассажирских самолетов связана с повышением степени двухконтурносги двигателя и понижением частоты вращения вентилятора. Хорошо известно, что понижение основной частоты настройки резонансной конструкции, предназначенной для снижения шума вентилятора, приводит к повышению, в некоторых случаях существенному, ее габаритов (толщины). В результате становится проблематичным использование таких конструкций в канале авиационного двигателя из-за их габаритов. В связи с этим весьма перспективным является создание резонансных конструкций с малой толщиной и в то же время настроенных на диапазон низких частот. Настоящая работа продолжает исследования А.Ф. Соболева, которые он выполнял в период 2009–2011 годов. В работе были спроектированы и исследованы звукопоглощающие конструкции, у которых для увеличения присоединенной массы предлагается использовать вместо маленьких отверстий достаточно длинные и широкие трубки-горла, направленные внутрь воздушной полости. Использование удлиненного горла позволяет создать значительную инерционную массу, что приводит к понижению частоты настройки в пределах 0.4–1 кГц при сохранении достаточно малой толщины конструкции. Присоединенная масса может также возрасти за счет влияния задней стенки и боковых стенок резонатора. Экспериментальные исследования были проведены на «Интерферометре высоких уровней» при нормальном падении звука. Уровень звукового давления в канале установки составлял 120 дБ, тип сигнала – белый шум. Извлечение импеданса выполнялось на основе многомикрофонного метода, позволяющего существенно повысить точность измерения импеданса образцов на низких частотах. Было проведены испытания более 10 различных образцов, которые различались между собой диаметрами отверстий и длиной трубок. Представлены примеры графиков действительной и мнимой частей импеданса соответственно.

Храмцов И.В., Кустов О.Ю., Пальчиковский В.В., Бульбович Р.В. «Определение акустических характеристик образцов ЗПК на основе численного моделирования в трехмерной постановке» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 150-151 (2019)

Акустические характеристики звукопоглощающей конструкции (ЗПК) прогнозируют на основе полуэмпирических моделей. Для проверки соответствия акустических характеристик проектировочным значениям проводят испытания образцов ЗПК на интерферометрах. Однако, каждый испытываемый образец должен иметь идеальные геометрические параметры, что сильно отражается на разбросе получаемых для образца ЗПК акустических характеристиках. Последние 20 лет активно исследуется вопрос определения более точных акустических характеристик образцов ЗПК с помощью численного моделирования. Во многих известных работах использовались только упрощенные формы образцов ЗПК в виде одного резонатора (в основном цилиндрической формы) с одним отверстием по центру, что существенным образом отличается от реальных конструкций резонансных ЗПК, используемых в авиационных двигателях. Ранее, авторами впервые выполнено определение акустических характеристик однослойного образца реальной сотовой звукопоглощающей конструкции путем численного моделирования физических процессов в интерферометре с нормальным падением волн. Численное моделирование выполнено на основе решения нестационарных уравнений Навье–Стокса с учетом сжимаемости в полной трехмерной постановке методом недоразрешенного прямого численного моделирования (DNS). В качестве акустического сигнала используется «белый шум» с суммарным уровнем звукового давления 130 дБ на входе в расчетную область. Для верификации расчетов проведены измерения образца в интерферометре с нормальным падением волн с диаметром канала 50 мм. По результатам верификации установлено, что импедансные характеристики, полученные на основе численного моделирования, имеют высокое качество согласования с экспериментом. Разработанная методика определения акустических характеристик образцов звукопоглощающих конструкций на основе прямого численного моделирования верифицирована на полномасштабных образцах для интерферометров с нормальным падением волн с разным сечением канала, имеющих геометрические характеристики, соответствующие реальным однослойным ЗПК авиационных двигателей. В дальнейшем данный подход может использоваться для предсказания акустических характеристик образцов резонансных ЗПК с более сложной геометрией.

Молод М.В., Максименков В.И., Федосеев В.И. «Особенности звукопоглощающих конструкций с гофровым заполнителем» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 152-153 (2019)

Гофровые панели находят широкое применение в конструкции летательных аппаратов. Чаще всего это панели фюзеляжа, крыла. В зарубежной авиационной технике гофровые конструкции применяются в качестве звукопоглощающих панелей. Проведенные исследования показали, что по акустической эффективности они не уступают сотовым конструкциям, но проигрывают им по весовым параметрам. В тезисах статьи рассмотрен способ повышения акустической эффективности гофровых панелей за счет применения специальной вставки. Проведены исследования гофровых металлических панелей, состоящих из двух обшивок одна из которых перфорированная и гофрового заполнителя, расположенного между ними. Гофровый заполнитель с обшивками соединяется контактной сваркой. Проведены испытания гофровых панелей. Основные материалы, применяемые для изготовления панелей Д16М, I2X18H10T, ОТ4-1. По механическим свойствам гофровые панели отличаются от обычных конструкций с сотовым заполнителем высокой степенью жесткости при изгибе. В продольном направлении анизотропные свойства панелей с гофровым заполнителем проявляются в большей степени, чем у слоистых панелей с сотовым заполнителем при эквивалентных конструктивных параметрах. Учитывая анизотропные свойства гофровых панелей, рекомендуется использовать их в таких конструкциях, где наибольшие напряжения действуют в продольных направлениях. При механических испытаниях гофровых панелей выявлено, что применяемая вставка не влияет на механические характеристики панели. Проведенные акустические испытания на установке канал с потоком показали на повышение эффективности новой конструкции гофровой панели в 1.7 раза. Разработана технология изготовления гофровой панели со вставкой. Дана оценка весовых параметров панели. Рассмотрены варианты применения нового типа гофровых панелей в качестве звукопоглощающих конструкций.

Ипатов М.С., Яковец М.А., Остриков Н.Н. «Исследование на установке «Интерферометр с потоком» нелокально реагирующих гофровых ЗПК с различной степенью перфорации» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 154 (2019)

Продолжение исследования звукопоглощающих конструкций (ЗПК) с гофрированным заполнителем, у которых в качестве микропористых поглощающих структур используются металлические сетки полотняного и саржевого плетения. Для повышения эффективности и равномерности затухания в рассматриваемых конструкциях дополнительно в качестве внутренних слоев используется волокнистый продуваемый материал с температурой эксплуатации до 1000°С. Предшествующие исследования этих ЗПК на установке АК-13 продемонстрировали эффективность их работы в широкой полосе частот. Исследования тестовых конструкций были проведены на установке «Интерферометр с потоком» ЦАГИ, которая позволяет измерять импеданс ЗПК, при наличии скользящего потока вдоль поверхности образца до 100 м/с. Уровень звукового давления полезного сигнала составлял 140 дБ. Новым обстоятельством по отношению к предшествующим исследованиям стало использование в качестве входного слоя ЗПК перфорированных металлических пластин. По результатам исследований были получены экспериментальные данные для извлечения импеданса рассмотренных ЗПК с различными процентами перфорации входного слоя. Данные ЗПК относятся к классу нелокально реагирующих конструкций, и поэтому их импеданс зависит не только от частоты звука, но и от продольного волнового числа звукового поля в окрестности поверхности конструкции. Поскольку прямоугольном канале установки «Интерферометр с потоком» в рабочем диапазоне частот реализуется распространение только одной звуковой моды, то измерить в полной мере импеданс таких конструкций как функцию частоты и волнового числа не удается. Тем не менее, данные по импедансу этих конструкций, полученные в указанных условиях представляют интерес для дальнейшего анализа.

Куриленко Ю.В. «Проблемы нормативного и методического обеспечения измерений шума воздушных судов на местности» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 157 (2019)

В настоящее время в Российской Федерации отсутствуют обязательные технические требования (в виде технического регламента) к шуму воздушных судов, воспринимаемому на земле. Сертификация воздушных судов проводится в соответствии с Приложением 16 ИКАО и регулируется международными правилами. Поэтому измерения шума, выполняющиеся в этих целях, формально находятся вне сферы государственного регулирования обеспечения единства измерений, что порождает неопределенную юридическую ситуацию. Отсутствуют обязательные метрологические требования к измерениям шума воздушных судов. В прочитанном на конференции докладе освещаются вопросы методического обеспечения измерений шума воздушных судов в целях гигиенического контроля, такие как отсутствие четко сформулированных определений периода контроля, вопросы оценки и использования неопределенности измерений, отсутствие методик длительного мониторинга шума, проблемы применения ГОСТ 22283-2014, проблемы использования AEDT (Aviation Environmental Design Tool) для экологических расчетов.

Вишняков А.Н. «Проблемы интегрирования портативных измерительных систем для контроля шума и вибрации в салонах воздушных судов» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 158-160 (2019)

Каждое конкретное измерение шума или вибрации на борту воздушных судов уникально и, как правило, производится для специализированных исследований с целью решения определенной технической проблемы. Состав измерительного комплекса подбирается из доступного оборудования, недостающие звенья закупаются или замешаются элементами схожих по функционалу систем. Такой способ формирования измерительного комплекса известен под термином комплексирование. В прочитанном на конференции докладе содержится пример создания измерительного комплекса для контроля шума и вибрации в салонах воздушных судов. Комплексирование осуществлено на основе расширенных системных технических требований на ключевые элементы комплекса. Измерительный комплекс позволяет производить автономные виброакустические измерения синхронно по 8 каналам в течение нескольких часов. Результаты дробь-октавного анализатора и сами сигналы записываются в намять для последующей интерпретации.

Вишняков А.Н., Макашов С.Ю. «Применение метода двунаправленного СВИП-сигнала для оценки акустических характеристик камеры АК-2» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 161-163 (2019)

Основным критерием, определяющим пригодность помещения для измерений уровней звукового давления, определения диаграммы направленности источника шума и спектрального состава излучаемого звука, является обратноквадратичная зависимость уровня квадрата звукового давления от расстояния до источника. Данный критерий установлен в Приложении А ГОСТ 31273 2003 (ИСО 3745:2003). Характер спада уровня звукового давления с расстоянием обычно оценивают, перемещая микрофон или используя многоканальные измерения. Измерения являются достаточно длительными, особенно при использовании чистых тонов. Результаты, как правило, используются при аттестации заглушенных камер. Однако при проведении прецизионных измерений необходимо учитывать не только акустические свойства помещения, но и влияние различного технологического оборудования, например, державок, микрофонных стоек. Наличие отражений и уровень отраженного сигнала можно оценить, например, с использованием так называемого MLS-метода. Однако данный метод, хотя и позволяет определить наиболее значительные источники отраженного сигнала и выбрать оптимальные точки установки микрофонов, не дает оценки величины искажения звукового поля. С целью определения влияния микрофонных державок на точность акустических измерений была рассмотрена задача об отражении волны, порожденной точечным источником, от абсолютно твердого цилиндра и проведены экспериментальные исследования с использованием, как широкополосного сигнала – дозвуковой струи, так и тональных сигналов с использованием устройства сжатия динамического диапазона, широко применявшееся ранее в аппаратуре Br÷uel&Kjær. Регистрация уровней звукового давления при непрерывном изменении частот сигнала позволила оценить искажения уровней звукового давления при использовании различных вариантов установки микрофона. Для обеспечения проводимых в НИО-9 работ по метрологическому обеспечению измерений в ООО "Экофизика" была разработана специализированная система измерения амплитудно-фазовых характеристик звукового поля. При создании данной системы использовались всенаправленный источник звука OED-SP-012-600 и усилитель OED-PA-300 с дистанционным управлением, хорошо зарекомендовавшие себя в ходе работ по оценке возможности акустических измерений в помещении АДТ Т-104. Кроме того, был разработан специализированный низкочастотный источник звука. В данной системе используется специальный алгоритм, позволяющий определять амплитуду и фазу сигнала с очень высокой точностью. При измерениях в условиях, отличных от условий свободного звукового поля, интерференция прямого и отраженного сигналов приводит к наличию осцилляций амплитуды сигнала. Причем при измерениях в широких полосах частот этот эффект может быть незаметен, поскольку происходит перераспределение энергии колебаний в пределах полосы анализа. Однако при измерениях в узких полосах (сравнимых с периодом осцилляций) уровни звукового давления при перемещении микрофона от точки к точке могут отличаться достаточно сильно. Измерения в заглушенной камере АК-2 проводились при различном взаимном положении источника звука и микрофона, а также при различных вариантах установленного технологического оборудования. Были получены результаты, показывающие очень высокую чувствительность метода к небольшим искажениям звукового поля. Для примера на рисунке показано искажение сигнала за счет преграды, имитирующей державку (алюминиевая лестница располагалась на расстоянии 0.7 м сбоку или сзади от микрофона, а также на решетчатом иолу камеры между источником и микрофоном). В дальнейшем предполагается развитие метода для оценки амплитудных и фазовых характеристик акустических трактов, а также для определения коэффициента отражения материалов и конструкций.

Бычков О.П., Величко С.А. «Локализация низкочастотного источника шума для турбулентной струи в условиях стендовых испытаний» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 164 (2019)

Согласно правилам ИКАО измерение стендовых матриц шума двигателя можно производить как наземной дугой микрофонов, так и дугой микрофонов расположенной на высоте оси полномасштабного двигателя. При современных стендовых испытаниях зачастую используются сразу две дуги микрофонов. В свою очередь наличие данных о шуме двигателя, измеренных в непосредственной близи от отражающей поверхности и на некоторой высоте от нее, позволяет извлекать интерференционную поправку для каждого из микрофонов верхней дуги. Теоретически эта поправка для импедансной поверхности была получена в работе C.I. Chessel Propagation of noise along a finite impedance boundary. JASA. V. 62. P. 825-834,1977. При этом анализ итогового выражения показал, что положение первого интерференционного минимума для каждого из микрофонов дуги, строго говоря, может изменять свое положение в частотной области, если микрофоны не центрированы на эффективный источник, связанный с данной частотной областью. Анализ серии стендовых испытаний показал, что интерференционный минимум действительно меняет свое положение равномерным образом при переходе от микрофона к микрофону. Модификация выражения для интерференционной поправки с целью учета смешения положения эффективного источника от области центрирования дуги микрофонов позволил при помощи набора экспериментальных данных определить величину смещения источника, корректно описывающую экспериментально наблюдаемое смещение положение первого интерференционного минимума. Таким образом, система двух дуг микрофонов позволяет произвести локализацию источника шума для частотной области, соответствующей первому интерференционному минимуму.

Бычков О.П., Копьев В.А., Копьев В.Ф., Фараносов Г.А., Казанский П.Н., Моралев И.А. «Разработка и реализация системы активного подавления волн неустойчивости в невозбужденной турбулентной струе» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 167-168 (2019)

Работа продолжает предыдущие исследования авторов в области активного управления волнами неустойчивости в слое смешения струи. В целом, стратегия управления была сформулирована в работе И.В. Беляев, М.Ю. Зайцев, В.А. Копьев, В.Ф. Копьев, Г.А. Фараносов Акустическое управление волнами неустойчивости в турбулентной струе. Акустический журнал. 2013. Т.59. №1. С.19-30, где была показана ее принципиальная осуществимость. Стратегия состоит в узкополосной скользящей фильтрации исходного сигнала и формировании соответствующего узкополосного управляющего воздействия. Предполагается, что справедлив линейный принцип наложения сигналов, т.е. что если управляющее воздействие генерирует волны неустойчивости в противофазе по отношению к естественным волнам, развивающимся в слое смешения струи, и с той же амплитудой, то суммарный сигнал будет уменьшаться. Система управления реализована на основе модуля LCARD Е14- 440D. Сигнал обрабатывается в реальном времени процессором модуля. Код драйвера модуля модифицируется так, чтобы обеспечить цифровую фильтрацию сигнала с микрофонов, коррекцию фазовых и амплитудных искажений. Обработанный сигнал поступает на выход через ЦАП и далее используется для модуляции питающего напряжения на плазменном актуаторе. Приводится принципиальная схема системы управления. Для генерации волн неустойчивости использовался актуатор высокочастотного диэлектрического барьерного разряда с кольцевым электродом, установленным на внутренней поверхности сопла. Это позволяло генерировать практически осесимметричное управляющее воздействие. Сигнал на систему управления подавался с нары микрофонов ближнего поля, позволяющей выделять симметричную компоненту пульсаций. В ближнем поле были установлены также дополнительные микрофоны для исследования пространственной структуры отклика струи на управление.

Бычков О.П., Копьев В.А., Копьев В.Ф., Фараносов Г.А., Казанский П.Н., Моралев И.А. «Отработка концепции активного управления шумом взаимодействия струи и крыла с помощью плазменных актуаторов» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 169-170 (2019)

Расположение крыла вблизи реактивной струи делает дифракцию пульсаций ближнего поля струи на его задней кромке эффективным источником звука. Пульсации ближнего поля, в свою очередь, определяются волновыми пакетами, развивающимися в слое смешения струи за счет неустойчивости Кельвина–Гельмгольца. Следовательно, для струи вблизи крыла уменьшение интенсивности волновых пакетов должно привести к снижению шума в дальнем поле. Причем данный источник шума проявляется, в том числе, и для низкоскоростных струй, для которых прямое излучение шума волнами неустойчивости (без пластины) является слабым. В работе рассматривается возможность снижения шума взаимодействия струи и крыла с помощью плазменного актуатора высокочастотного диэлектрического барьерного разряда в составе системы управления с обратной связью. Первоначально эффект снижения шума взаимодействия демонстрируется для струи (скорость истечения 180 м/с), возбужденной с помощью динамика. Эффект управления для этого случая показан на рисунке в виде диаграмм направленности шума на частоте возбуждения. В зависимости от сдвига фаз между возбуждением и управляющим воздействием, подобранными по амплитуде, шум исходно возбужденной струи можно усилить на величину около 6 дБ или ослабить на величину порядка 10 дБ. Этот результат подтверждает концепцию снижения шума взаимодействия. Показана также возможность снижения шума взаимодействия для невозбужденной струи. Система управления реализована на основе модуля LCARD E14-440D и аналогична той, что использовалась для свободной струи.

Абзалилов И.А., Бычков О.П., Фараносов Г.А. «Применение метода собственного ортогонального разложения для анализа ближнего и дальнего поля турбулентной струи» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 171-172 (2019)

С развитием экспериментальных методов исследования потоков (появление томографических быстродействующих систем измерения скорости типа TomoPIV) и численных методов применительно к задачам аэроакустики появилась возможность получения достаточно подробной информации о пространственно-временной структуре пульсаций в объеме турбулентных течений. При этом возникает вопрос: как ее использовать. Сами по себе сотни гигабайт данных, получаемых «на выходе» экспериментов и/или расчетов, не дают физического понимания, пока исследователь не найдет в них некие закономерности, позволяющие строить математические модели изучаемого явления. Таким образом, становится актуальной задача обработки и анализа больших объемов данных о случайных пространственно-временных полях. В последние несколько десятилетий стандартные методы анализа данных, такие как, разложение на Фурье-гармоники, получение спектральных плотностей мощности сигнала, расчет корреляционных функций и функций когерентности, были дополнены новыми методами, нацеленными именно на обработку массивов временных реализаций пульсаций, синхронно измеренных во многих точках пространства. К таким методам можно отнести методы разложение по эмпирическому базису на ортогональные моды во временной (POD – proper orthogonal decomposition) и в частотной областях (SPOD – spectral proper orthogonal decomposition). Метод SPOD в последнее время достаточно часто применяется при анализе струйных течений для выделения когерентных структур. В НИО-9 ЦАГИ до настоящего времени данный метод анализа не использовался. Данная работа посвящена реализации и тестированию метода SPOD как на модельных примерах, позволяющих понять особенности метода, так и на данных, полученных при численном моделировании дозвуковой турбулентной струи, истекающей из круглого сопла.

Бычков О.П., Копьев В.Ф., Фараносов Г.А. «Валидация модели низкочастотного шума взаимодействия струи и крыла в условиях спутного потока» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 173-174 (2019)

В последнее время большое число исследований посвящено разработке предсказательных моделей шума взаимодействия струи и крыла, который может быть важен с точки зрения уровней шума самолета на местности. При этом такие модели обычно валидируются на экспериментальных данных, полученных в статических условиях. В то же время, с практической точки зрения, важно, чтобы модель надежно работала в условиях спутного потока, которые соответствуют взлетно-посадочным режимам полета самолета. Сложность валидации моделей в условиях наличия спутного потока двояка. Во-первых, необходимы соответствующие экспериментальные данные по шуму в дальнем поле для конфигурации струя-крыло. Установок, позволяющих получить такие данные, не много. Во-вторых, для «работы» моделей необходимы экспериментальные данные о пульсациях давления в ближнем поле струи. При наличии спутного потока получение таких данных представляет определенную проблему и требует специальных датчиков и/или специальных методов измерений. В работе предложен метод, который можно использовать для оценки низкочастотного шума взаимодействия струи и крыла в условиях полета. Основная идея метода основана на восстановлении осесимметричной моды пульсаций давления ближнего поля с использованием комбинации экспериментально измеренных пульсаций скорости на оси струи и собственных функций возмущений, рассчитываемых в рамках линейной теории устойчивости для заданного среднего поля течения. Параметры первой азимутальной моды определяются по параметрам осесимметричных возмущений. Восстановленные таким образом характеристики ближнего поля затем используются в качестве входных данных в аналитической модели прогнозирования шума взаимодействия струи и крыла. Сравнение результатов моделирования и экспериментальных данных по шуму взаимодействия струи и плоской пластины показало, что модель адекватно описывает форму спектра шума и его диаграммы направленности для различных чисел Струхаля в статических и полетных условиях.

Копьев В.Ф., Копьев В.А., Казанский П.Н., Моралев И.А. «Исследование эффективности ВЧ ДБР плазменного актуатора в задаче снижения шума цилиндра при критическом режиме обтекания» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 175-177 (2019)

Плазменные актуаторы на основе диэлектрического барьерного разряда получили наиболее широкое распространение аэродинамических и аэроакустических исследованиях в сравнении с актуаторами на других видах разрядов. Их широкое распространение определяется целым рядом их несомненных достоинств но сравнению с плазменными актуаторами, использующими другие виды газового разряда. Это в первую очередь сравнительная простота конструкции, легкость их адаптации изменениям геометрии аэродинамических моделей, небольшое энергопотребление и невысокие тепловые нагрузки. Однако эффективность обычного ДБР актуатора, работающего в диапазоне частот несколько килогерц катастрофически падает с ростом скорости, и возможность эффективного использования такого актуатора ограничивается значениями скорости не более 30 м/с. В работах, проводимых в НИО-9 ЦАГИ совместно ОИВТ РАН, исследовалась возможность использования в аэроакустических приложениях напряжения диапазона сотен килогерц. Использование высокочастотного диэлектрического барьерного разряда (ВЧ ДБР) позволило значительно расширить диапазон скоростей, в котором плазменный актуатор оказывает эффективное воздействие на течение в слое смешения турбулентных струй и в следе за плохообтекаемыми телами. Настоящая работа продолжает исследования но возможности управления шумом обтекания цилиндра с помощью высокочастотного поверхностного барьерного разряда. В работе приводятся результаты экспериментальных исследований эффективности предлагаемого плазменного актуатора при различных режимах обтекания и геометрии эксперимента. Основное внимание было сосредоточено на исследование критического режима при числах Рейнольдса >2·10⁵. Эксперименты проводились в заглушенной камере с потоком АК-2 ЦАГИ.

Пудовкин А.А., Кузнецов Г.Н., Кутаков С.И., Сухарцов А.А., Кешков Д.И., Китанов М.Ю., Майзель А.Б., Смагин Д.А. «Активное гашение интенсивных периодических сигналов в воздуховоде.» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 178-179 (2019)

Пассивные поглотители звука ослабляют возмущения на низких частотах не эффективно, как следствие, в этом частотном диапазоне используются активные методы гашения. В воздуховоде гасящее поле вводится одним или несколькими электродинамиками, расположенными в сечении воздуховода на его цилиндрической поверхности. Наиболее эффективны методы с предсказывающей обратной связью, в которых производится наблюдение возмущения в сечении воздуховода ниже по потоку сечения расположения электродинамиков. Наблюдение формируется усреднением по нескольким микрофонам, расположенным на внутренней поверхности воздуховода, что уменьшает влияние помех, обусловленных турбулентным обтеканием микрофонов воздушным потоком. Для настройки контроллера гашения используется наблюдение возмущения в сечении воздуховода выше по потоку от зоны электродинамиков. Задача контроллера состоит в расчете электрического сигнала, подаваемого на электродинамики активного гашения по сигналу, зарегистрированному ниже по потоку от сечения расположения электродинамиков. Контроллер синтезировался но результатам идентификации передаточных характеристик первичного пути от микрофонов в сечении ниже по потоку до микрофонов в сечении выше по потоку, и вторичного пути от электродинамиков гашения до микрофонов выше по потоку. Идентифицированные передаточные характеристики формируют модель физического воздуховода, которая строилась, как внутренняя модель – в переменных состояния, т.е. в виде системы разностных уравнений первого порядка. При синтезе использовался алгоритм с внутренней моделью гасимого возмущения, для чего задавались частоты, на которых присутствовало возмущение. По ним строилась модель гасимого сигнала – также в переменных состояния. По модели воздуховода строился фильтр Калмана для оценки состояний модели воздуховода в текущий момент времени. Фактически находился вектор усиления в цепи обратной связи фильтра Калмана. Для этого решалось дискретное алгебраическое матричное уравнение Рикатти, параметры которого определялись параметрами идентифицированной модели физического воздуховода. Синтез контроллера проводился методом линейной квадратичной гауссовой (ЛКГ) оптимизации – фактически определялся вектор обратной связи ЛКГ контроллера. Для этого решалось упомянутое дискретное матричное уравнение Рикатти, параметры которого определялись параметрами внутренней модели гасимого возмущения. В физическом эксперименте использовались: цилиндрический воздуховод диаметром 150 мм, четыре 5-ти дюймовых динамика гашения типа В 1622.8, но 6 микрофонов тина ЕСМ-10 в двух сечениях наблюдения сигналов. Контроллер реализован в устройстве на основе процессора TigerSHARC ADSP-TS101S фирмы Analog Devices, частота дискретизации 6872Гц (изготовитель ЗАО «Инструментальные системы»). Приведены результаты эксперимента.

Губанов Д.А., Киселев Н.П., Кундасев С.Г., Трубицына Л.П. «Характеристики сверхзвуковой струи при воздействии вдува малоразмерных струй различных конфигураций» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 180-181 (2019)

Поиск эффективного метода снижения шума и управления смешением высокоскоростных струйных течений имеет большое значение. Одним из актуальных способов управления воздействия на излучение струй является использование вихрегенераторов в виде вдува малоразмерных струй. Основной эффект от их применения связан с образованием парных продольных вихрей, которые влияют на структуру течения струи. Описываются эксперименты проведенные на вертикальной струйной установке ИТПМ СО РАН с открытой рабочей камерой.

Wang Xiansheng, Wu Junqiang, Lu Bo, Yang Dangguo, Zhou Fangqi «Active control of acoustic resonance in a subsonic cavity flow» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 182 (2019)

The cavity-type flow often occurs in aeronautic engineering applications. When air flows over a cavity in high speed, flow-induced oscillations usually dominate the flow Held, accompanied by strong aerodynamic noise and acoustic resonance, which always bring about adverse effects on flight safety. An active control method based on the leading edge jet is proposed to suppress the flow-induced oscillations. The leading-edge jet is generated with a large blowing rate by guiding the incoming flow into a channel in front of the cavity. The control method is validated using high-speed wind tunnel experiments. The Mach number of the incoming flow is 0.6–0.9 and the cavity length-depth ratio is 6. The unsteady dynamic pressure measurement provides a way to study the characteristics of the cavity flow- induced oscillation and aeroacoustic loads. The results show that the strongest pressure fluctuation appears near the trailing-edge of the cavity, and the overall sound pressure level can be up to 176 dB. When the upstream injection is formed, the pressure fluctuations inside the cavity can be significantly suppressed not only in the broadband noise but also the cavity tones. The overall sound pressure level in the cavity can be reduced by up to 8 dB. Owing to no need of additional air supply to form high-speed upstream injection, the active control method can effectively suppress the subsonic cavity flow-induced oscillation, and the method provides a potential candidate strategy to control the cavity flow and acoustic resonance in the cavity-type engineering applications.

Копьев В.Ф., Чернышев С.А. «Модель мелкомасштабных источников звука в турбулентной дозвуковой струе» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 185-186 (2019)

Разнообразие моделей источников шума струи, используемых в настоящее время в аэроакустике, свидетельствует о том, что механизм генерации шума в турбулентных струях не ясен до сих пор. Не существует общепринятого ответа на вопрос о том, какая составляющая турбулентности несет ответственность за излучение шума струйных течений. Имеющиеся экспериментальные данные по акустике струй и численные расчеты турбулентных течений являются необходимой базой, но сами по себе не могут дать понимание процессов шумообразования. С этой точки зрения важную роль играет создание низкоуровневых моделей, которые обладают меньшей точностью, но которые позволяют выделить важнейшие факторы, ответственные за излучение звука турбулентностью. В настоящей работе анализ акустического излучения струи опирается на концепцию локального механизма генерации шума квадрупольными источниками. Используемый подход находится в рамках корреляционных теорий источников звука, в котором распространение возмущений описывается детерминированным оператором, а генерация возмущений описывается случайным полем с некоторой эмпирической пространственно-временной корреляционной функцией. Различие используемых в настоящее время корреляционных моделей связано с тем, какие процессы отнесены к генерации возмущений, а какие к их распространению. В настоящей работе выбран оператор распространения, который включает в себя не только звуковые волны в свободном пространстве (аналогия Лайтхилла) и рефракцию акустических возмущений на среднем течении струи (аналогия Голдстейна), но также конвекцию турбулентных возмущений и потерю ими корреляции (концепция синтетической турбулентности Эверта). Включение в оператор распространения максимального числа процессов позволяет минимизировать неопределенность, связанную с эмпирическим моделированием характеристик случайного поля источников и свести эти источники к локальным процессам, имеющим малый пространственный масштаб. Этот подход в совокупности с выбором квадрупольного типа источников позволяет построить простую и эффективную корреляционную модель, позволяющую предсказывать не только мощность звукового излучения струи, но и фазовые характеристики акустического поля. Проводится сравнение модели с акустическими измерениями азимутальных гармоник шума турбулентной струи. Поскольку эти данные содержат ряд характерных особенностей, то они являются хорошей проверкой для разрабатываемых моделей. Для сравнения с экспериментом выбрана низкочастотная часть спектра, поскольку здесь требуется минимальное количество подгоночных параметров. Сравнение показывает хорошее согласие модели с данными измерений трех первых азимутальных гармоник шума струи в дальнем поле в широком диапазоне скоростей струи от 120 до 280 м/с.

Копьев В.Ф., Чернышев С.А. «Использование методов лагранжевой механики для описания динамики возмущений сжимаемого идеального газа» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 187-188 (2019)

В работе Копьев В.Ф, Чернышев С.А. Методы лагранжевой и гамильтоновой механики в задачах аэроакустики. Акустический журнал. 2018. Т.64. № 6. С. 692-703 было предложено описание динамики возмущении несжимаемой идеальной жидкости в рамках лагранжева формализма с полем смещения в качестве обобщенной координаты. В работе проводится обобщение этого подхода на случай сжимаемого газа.

Копьев В.Ф., Чернышев С.А., Юдин М.А. «Исследование влияния вязкости на устойчивость цилиндра в циркуляционном ограниченном потоке» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 189 (2019)

Работа посвящена исследованию влияния вязкости на устойчивость цилиндра в циркуляционном потоке. В невязком приближении при наличии неоднородной завихренности в стационарном течении возникает сдвиговая неустойчивость. Среднее течение в области между цилиндрами порождается вращением внутреннего цилиндра. Задача об устойчивости данной системы решалась Капицей П.Л. в связи с проблемой устойчивости быстро вращающихся роторов. В этой работе оценивалась сила, действующая со стороны жидкости на внутренний цилиндр. В нашей работе она была вычислена в приближении больших чисел Рейнольдса и проведен анализ устойчивости. Проведено сравнение инкрементов Майлсовской неустойчивости и неустойчивости связанной с вязкостью жидкости. Выявлены области параметров системы в которых доминирует одна из неустойчивостей.

Копьев В.Ф., Чернышев С.А., Акиньшин Р.В. «О возникновении неустойчивости при слиянии собственных частот колебаний вихревого кольца» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 190-191 (2019)

Изучение динамики вихревого кольца представляет большой интерес, гак как вихревое кольцо позволяет исследовать механизмы образования шума в турбулентных течениях. Этот объект легко может быть создан в опыте для экспериментального исследования и допускает теоретическое описание как стационарных, так и колебательных режимов. В то же время теоретическое изучение динамики вихревого кольца проводилось лишь в приближении тонкого вихревого кольца. Параметр тонкости вихревого кольца определяют, как отношение характерного радиуса сечения ядра вихревого кольца к радиусу вихревого кольца. Из всевозможных течений выделяется движение изохронного вихревого кольца, для которого период обращения жидких частиц внутри ядра вихревого кольца постоянен. Для такого вихревого кольца отсутствуют возмущения непрерывного спектра, что существенно облегчает проведение аналитических расчетов. В этой задаче применяется подход, основанный на использовании поля смещения как основной функции. Для исследования малых колебаний вихревого кольца этот подход использовался в работе, где впервые были правильно описаны бочкообразные моды вихревого кольца, а затем другие колебания. Главной целью данной работы является исследование устойчивости длинноволновых (длина волны порядка размера всего кольца) колебаний тонкого вихревого кольца в идеальной жидкости, в области частот вблизи точки слияния собственных частот бесселевских и изолированных колебаний. Для этого последовательно решались четыре задачи. Первая задача – нахождение стационарного течения тонкого изохронного вихревого кольца в идеальной жидкости. Вторая задача – определение базисных деформаций, представляющих собой отклик вихря на колебания его границы заданной формы и частоты. Третья задача – определение скорости смещения границы вихря при заданной деформации области завихренности. Четвертая задача – решение системы алгебраических линейных уравнений для определения частот собственных колебаний. В результате было получено дисперсионное соотношение для определения собственных частот колебаний в более высоком приближении, чем в предшествующих работах обнаружена новая неустойчивость вихревого кольца, которая реализуется в области длинноволновых колебаний.

Копьев А.В., Зыбин К.П. «Смешанные корреляторы скорости и градиентов скорости в изотропной турбулентности» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 192 (2019)

На основании колмогоровского закона «четырех пятых» получены аналитические соотношения для тройных двухточечных корреляций градиентов скорости и скорости в изотропной несжимаемой турбулентности. Соответствующий тензор корреляции выражен через скорость диссипации, корреляционную функцию скорости второго порядка и новые скалярные функции. Некоторые его компоненты не зависят от новых функций. Результаты согласуются с данными прямого численного расчета. Одна из функций аппроксимируется в инерционном интервале константой, зависящей только от скорости диссипации. Обсуждается значение полученных корреляторов в теории турбулентного транспорта.

Ильин А.С., Сирота В.А., Зыбин К.П. «О флуктуациях температуры в изотропном турбулентном потоке» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 193 (2019)

Анализируется перенос флуктуаций температуры изотропным турбулентным потоком в режиме Бетчелора. Статистика скорости потока выбирается произвольной. Свойства флуктуаций температуры выводятся из статистических свойств скорости; получены аналитические выражения для их статистических моментов. Показано, что статистика флуктуаций температуры может существенно отличаться от полученной в рамках гауссовой модели Крайчнана.

Крашенинников С.Ю., Семенёв П.А. «Сопоставление возможных механизмов шумообразования в турбулентных струях» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 194-196 (2019)

По результатам анализа шумообразования в турбулентных струях можно выделить два основных механизма: образование шума при диссипации турбулентности (потеря энергии за счет акустического излучения) и создание акустических возмущений пульсационным движением среды при распространении струй. Основные положения теории Лайтхилла справедливы, для описания шумообразования как при диссипации энергии турбулентных пульсаций, так и при порождении шума из-за крупномасштабных пульсаций. Первый может быть проанализирован на основе известных экспериментов по исследованию эволюции турбулентности.

Gryazev V., Markesteijn A.P., Karabasov S.A. «Low-order models of dual-stream jet noise with temperature effects based on the Goldstein generalised acoustic analogy» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 197-200 (2019)

Копьев В.Ф., Храмцов И.В. «Расчетно-экспериментальные исследования аэроакустических характеристик вихревых колец разных диаметров» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 201-202 (2019)

Вихревое кольцо является хорошо известным объектом газовой динамики. С точки зрения экспериментального исследования излучения шума отдельным вихрем представляют интерес турбулентные высокоскоростные кольца с числом Рейнольдса Re ∼10⁴–10⁵, поскольку шум таких колец удается услышать в специальных заглушенных камерах. Для исследования аэроакустических характеристик вихревых колец в Лаборатории механизмов генерации шума и модального анализа в Пермском национальном исследовательском политехническом университете (ПНИПУ) создан поршневой генератор с переменным набором сопел, позволяющий создавать кольца различного диаметра с помощью импульсного выталкивания массы воздуха из сопла генератора в заглушенное пространство. Предварительные исследования шума интенсивного вихревого кольца с числом Рейнольдса ∼10⁴ в безэховой камере ПНИПУ подтвердили основные параметры, наблюдавшиеся в предыдущих экспериментах: акустическое излучение вихревого кольца сосредоточено в узкой полосе частот, несущая частота пика в спектре смещается со временем в область низких частот и т.д. Для исследуемых тонких вихревых колец (μ≪em>a/R<<1) согласно звукообразующими пульсациями являются колебания ядра с частотами, лежащими вблизи значения Ω₀/2:ωm=Ω₀/2. где m – номер моды; Ω₀ – значение завихренности в ядре. В работе проводится сравнение частоты излучения звука турбулентными вихревыми кольцами разных начальных размеров. Сравнение с теоретической моделью проводится на значительном участке траектории. При этом для определения параметров вихревого кольца, входящих в формулу используется численное моделирование и автомодельная теория. Для задания граничных и начальных условии при численном моделировании движения вихревого кольца была разработана методика экспериментального определения начальных условий создания вихря с помощью прямого измерения движения поршня. Валидация расчета проводилась путем сопоставления траекторий движения вихрей на начальном участке, полученных численно и во время эксперимента. С помощью автомодельной теории можно продлить данные расчета на более удаленные от сопла области и сравнить теоретические и экспериментальные данные частоты пика излучения для различных диаметров сопла при его движении. Экспериментальные значения числа Струхаля на различных расстояниях от генератора показывают удовлетворительное согласие с теорией.

Xingqiang Liu, Wenchao Huang, Hao Yan, Hongli Li «Tandem cylinder noise characteristics research and advance noise reduction method exploration» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 203-206 (2019)

With the reduction of jet noise associated with high pass ration engines on large civil transport aircraft. The airframe noise has become a primary noise source during takeoff and landing. A major component of airframe noise is the deployed landing gear. The configuration of landing is very complex; noise originates from the flow separation due to complex buff bodies and the wake flow multiple interactions with downstream components. Tandem cylinder represents generic flow geometry relevant to landing gear. The major interest is the nature of interaction of unsteady wake from upstream cylinder with the downstream cylinder. Wake interactions are expected to have a big impact on the noise generation. Experiment has been performed in this paper to access the noise characteristics, basing on the mechanism of noise generation, some advance control methods, such as plasma and turbulence, were used to reduce the noise.

Копьев В.Ф., Чернышев С.А., Юдин М.А. «Исследование процесса интенсификации завихренности в течении со сдвиговой неустойчивостью» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 207-208 (2019)

Проблема неустойчивости вихревых течений тесно связана с вопросами турбулизации вихревых течений и излучении ими звука. В работе исследуется сдвиговая неустойчивость, которая связана с передачей энергии из критического слоя к колебаниям системы. Такой тип неустойчивости возникает в сложных течениях с криволинейными вихревыми нитями, в частности в вихревом кольце. Исследование этого типа неустойчивости в вихревом кольце сопряжено с большими математическими трудностями в связи со сложностью исследуемого объекта. В работе рассматривается простейшая двумерная система, состоящая из незакрепленного цилиндра, циркуляционного потока невязкой несжимаемой жидкости и цилиндра, ограничивающего область течения. При собственных колебаниях возмущение в жидкости имеет особенность вблизи критического слоя, области в которой фазовая скорость возмущений близка с собственной частотой системы. Для потенциального среднего течения данная особенность возникает только для поля смещения. При наличии профиля завихренности данная особенность возникает и для возмущений завихренности. Для исследования возникновения особенности из гладких начальных условий была решена задача Коши. В начальный момент времени возмущения отсутствуют: внутренний цилиндр расположен коаксиально внешней границы и ему придается некоторая скорость. Показано, что в районе критического слоя происходит линейный по времени рост возмущений.

Федосеев С.Ю., Тимушев С.Ф. «Описание генерации акустических колебаний вихревыми структурами с использованием точечных групп симметрии» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 209-210 (2019)

Повышенный спрос на лопаточные машины с заданными акустическими характеристиками диктует необходимость разработки новых методик проектирования вентиляторов, насосов, компрессоров и турбин. Важным этапом разработки таких методик является поиск новых подходов позволяющих моделировать источники акустических колебаний. Одной из крупнейших, по мнению авторов, групп источников акустических колебаний являются вихревые структуры. Вихревые структуры могут становиться причиной нестационарных гидродинамических явлений, или являться независимыми источниками акустических колебаний. Один из таких «независимых» источников и рассмотрен в нашей работе. В качестве объекта исследований выбрано вихревое кольцо, имеющее некоторый конечный набор форм колебаний. Классический подход к моделированию динамики такого вихревого кольца предполагает рассмотрение его в терминах завихренности с последующим решением системы уравнений А.А. Фридмана. Альтернативой этому подходу является применение системы уравнений Навье–Стокса дополненной уравнениями модели турбулентности. Однако, такие подходы предполагают проведение «прямого» численного моделирования, с затратой значительных вычислительных ресурсов или введения некоторого осреднения, приводящего к потере ряда решений. Предлагаемый в данной работе подход подразумевает использование наличия симметрии у вихревой структуры, в качестве фактора позволяющего упростить моделирование динамики вихревой структуры, так как дает возможность применить аппарат теории точечных групп симметрии к задаче моделирования.

Трилис А.В., Сухинин С.В., Юрковский В.С. «Неустойчивость сферического фронта горения как источник звука с дискретными модами» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 211-212 (2019)

В рамках акустического приближения проведено исследование линейной модовой устойчивости сферического фронта дефлаграционного горения Чепмена–Жуге в сферически расходящемся дозвуковом потоке горючей смеси с малым числом Маха.

Константинов А.П., Сухинин С.В. «Термоакустические колебания в решетке каналов Рийке сотового и револьверного типа» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 213-214 (2019)

При определённых условиях возможно возникновение виброакустических режимов работы камер сгорания, обусловленных гистерезисом акустических колебаний на фронте горения, существенно влияющих на процессы в камере сгорания. Неустойчивость процесса горения может являться нежелательным явлением, приводящим к снижению КПД, механическим вибрациям вплоть до разрушения камеры сгорания. С другой стороны, известно, что вибрационное горение является более интенсивным процессом. Исследования показывают, что в режиме вибрационного горения существенно улучшаются такие параметры как теплонапряженность камеры и полнота сгорания топлива. Одним из механизмов реализации режима вибрационного горения является использование эффекта Рийке. В работе исследуются акустические колебания, возникающие в результате гистерезиса акустических волн на фронте горения (эффект Рийке) в системе каналов сотового и револьверного типа в потоке газа. В работе показано, что распространение термоакустических колебаний в канале, разделённом на систему субканалов сотового типа можно рассматривать как частный случай колебаний около бесконечной периодической сотовой решётки, что позволяет упростить задачу при помощи методов теории групп и далее использовать известные подходы. При помощи численно-аналитических методов описаны условия существования термоакустических колебаний в рассматриваемой системе и найдены оценки количества мод вибрационного горения. Получены зависимости частот термоакустических колебаний от количества и геометрических размеров субканалов в основном канале. Исследована механика колебаний, построены поля давлений и скоростей.

Коренбаум В.И., Костив А.Е., Горовой С.В., Дорожко В.М. «Подводные шумы легководолазов, обусловленные аэро- и гидродинамическими эффектами» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 215-216 (2019)

Пассивный акустический мониторинг легководолазов позволяет обеспечить безопасность дайвинга и предотвратить проникновение террористов и/или браконьеров со стороны воды. Связанные с аэро- и гидродинамическими эффектами шумы перспективны для использования в этом назначении. Происхождение данных шумов обусловлено дыханием водолаза и движениями ласт. Вследствие малых волновых размеров в области низких частот излучение в воду для обоих механизмов может быть описано точечными мультипольными источниками. Респираторные шумы определяются модуляцией дыхательным циклом человека движения газа при функционировании водолазного снаряжения. Как показывают камеральные эксперименты в бассейне с водолазами-аквалангистами в полосе частот 70–130 Гц наблюдается самое начало выдоха, что может быть связано с шумом отрыва выдыхаемого воздушного пузыря от дыхательного аппарата. Основной широкополосный сигнал выдоха в полосе частот 150–1150 Гц начинается несколько позже, и поэтому может быть связан с шумом всплывающих пузырьков воздуха. Наблюдается заметное расширение спектра низкочастотного сигнала 70–130 Гц вблизи источника излучения. Это может быть ассоциировано с воздействием компонент ближнего поля излучения мультипольного источника, которые на малых расстояниях от гидрофона допускают вклад не только пульсирующих, но и осциллирующих, и даже квадрупольных составляющих. Таким образом, в области низких частот источник дыхательных шумов водолаза-аквалангиста нельзя считать чисто монопольным, как предполагалось ранее. Высокочастотный сигнал в полосе частот 3–40 кГц ассоциирован с шумами вдоха и может быть однозначно связан с аэродинамикой функционирования регулятора подачи воздуха высокого давления из баллона. Соответственно стадия вдоха может быть точно отделена от всего шумового процесса дыхания водолаза-аквалангиста. Кроме того, возможно определение дыхательного ритма. Шумы ласт связаны с гидродинамическими вихрями, сходящими с их кромки при колебательном движении. В ходе эксперимента шумы ласт и шумы дыхания определялись при проходе водолаза- аквалангиста над гидрофоном и 3-компонентным приемником градиента давления (ПГД) – приемника колебательного ускорения акустического поля. На спектрограмме отклика гидрофона видны характерные вертикальные полоски дыхательных шумов в полосе 30–400 Гц с частотой повторения 0.2 Гц. В откликах ПГД по этим шумам наблюдается асимметрия (подход–уход), связываемая с ориентацией дипольных характеристик направленности компонент ПГД. В то же время в откликах компонент ПГД хорошо просматриваются и вертикальные полоски в диапазоне частот 10–40 Гц, имеющие более высокую частоту повторения около 0.5 Гц. Поскольку и ширина полосы этих спектральных образований явно увеличивается при приближении к ПГД, они могут быть отнесены к шумам, связанным с движением водолаза на ластах. При этом шумы ласт регистрируются примерно одинаково (на тех же дистанциях при подходе к ПГД и удалении) на всех компонентах ПГД. Это наблюдение может быть истолковано в пользу преимущественно ближнеполевого характера излучения регистрируемых шумов ласт дипольным/квадрупольным источником, совокупность радиальной и тангенциальной составляющих которого приводят к потере компонентами ПГД дипольной направленности, характерной для дальнего поля более высокочастотных дыхательных шумов. При экспериментах, проведенных в реальных морских условиях, показана возможность оценки дыхательного ритма водолаза-аквалангиста по шумам, связанным с дыханием, на дистанциях до 140 м. Продемонстрированы возможности оценки пеленга и местоположения водолаза-аквалангиста на дистанциях до 250 м. Таким образом, низкочастотные подводные шумы водолазов- аквалангистов могут быть успешно использованы для пассивного обнаружения и мониторинга.

Chao Wang, Qiang Peng, Qian Wen «Characterisation of three dimensional cavity noise in moderate Reynold number» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 217-222 (2019)

Денисов С.Л., Медведский А.Л. «Исследование воздействия акустического излучения крупномасштабных когерентных структур на отклик и долговечность плоских полигональных пластин.» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 225-226 (2019)

Рассматривается задача взаимодействия акустического излучения крупномасштабных когерентных структур типа волн неустойчивости с плоской упругой полигональной пластиной, описываемой в рамках теории Кирхгофа. Волны неустойчивости рассматриваются в качестве элементарных источников звука и представляют собой гармонические по времени колебания струи, описывающиеся с помощью волновых пакетов. Для упругой пластины, подвергающейся акустическому воздействию со стороны волн неустойчивости, получены явные выражения, позволяющее вычислить напряженно-деформированное состояние, а также оценить долговечность с помощью различных теорий при произвольных условиях закрепления пластины по контуру. В качестве основного объекта исследования рассматривается являющаяся элементом обшивки планера летательного аппарата плоская полигональная пластина неканонической формы, которая расположена в бесконечном, акустически жёстком экране, разделяющем акустическую среду на верхнее и нижнее полупространства. Источником звукового воздействия на пластину является шум, излучаемый высокоскоростной струей, описываемой с помощью развивающихся вниз по потоку пакетов волн неустойчивости – экспериментально подтверждённых крупномасштабных когерентных структур. В данной работе волны неустойчивости рассматриваются в качестве элементарных источников звука и представляют собой гармонические по времени колебания струи, описывающиеся с помощью волновых пакетов. Суммарный шум струи находится как стохастическая сумма вкладов различных волн неустойчивости. Определения формы волнового пакета опирается на тот факт, что среди всех возможных возмущений на начальном участке струи происходит выделение пространственно неустойчивых возмущений (волн неустойчивости), амплитуда которых экспоненциально растет вниз по потоку (неустойчивость Кельвина–Гельмгольца) до тех пор, пока слой смешения остается достаточно тонким. Тем самым, эволюция возмущений в струе определяется не всей бесконечной совокупностью собственных колебаний струи, а лишь ее малой частью – волнами неустойчивости. С помощью численно-аналитического метода, предложенного в работе Kopiev V.F., Chernyshev S.A., Zaitsev M.Yu., Kuznetsov V.M. “Experimental validation of instability wave theory for round supersonic jet” // AIAA Paper 2006-2595. Проведены расчеты, демонстрирующие влияние излучения звука на напряженно-деформированное состояние пластины, её долговечность; построены диаграммы направленности излучения звука пластиной с различными упругими характеристиками и различными условиями закрепления по контуру. Показано, что разработанный метод расчета отклика и долговечности плоских полигональных пластин допускает обобщение на случай воздействия шума высокоскоростных струй, что позволяет провести оценочные расчёты напряженно-деформированного состояния и долговечности пластин с учетом эффекта переизлучения звука.

Дубинский С.В., Севастьянов Ф.С., Голубев А.Ю., Денисов С.Л., Костенко В.М., Жарёнов И.А. «Исследование характеристик прочности и долговечности композитных авиаконструкций при виброакустическом нагружении» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 227 (2019)

Проведено расчётно-экспериментальное исследование динамического отклика образца соединения обшивки со стрингером из полимерного композиционного материала на широкополосное акустическое нагружение. Для описания частотной и пространственной структуры воздействующего звукового поля использовалась модель полностью коррелированного по поверхности образца поля с равномерной частотной спектральной плотностью. С помощью метода конечных элементов было проведено моделирование отклика рассматриваемого соединения в полосе частот 50–1550 Гц при различных суммарных уровнях звукового давления. Анализ показал, что отклик при акустическом нагружении в выбранном диапазоне частот является одномодовым. Для валидации конечно-элементной модели был проведён ряд экспериментов на вибростенде, в которых вибрационное воздействие моделировало акустическое нагружение. Полученное экспериментальное значение логарифмического декремента затухания образца, а также реализуемые спектры нагружения использовались в качестве исходных для интегрирования уравнений движения. Результаты расчёта среднеквадратичных деформаций в зоне максимальных напряжений показали хорошую сходимость с результатами экспериментов. Долговечность образцов при различных уровнях звукового давления оценивалась при помощи приложения узкополосного спектра вибрационного воздействия. Полученные данные были использованы для построения кривой выносливости для рассматриваемого типового концентратора композитных конструкций. Для образцов, содержащих смоделированные дефекты, были рассчитаны резонансные частоты и параметры динамического отклика. Сравнение этих результатов с экспериментальными данными, характеризующими изменение резонансной частоты в зависимости от размера дефекта, позволило уточнить применяемый критерий разрушения и адаптировать конечно-элементную модель для анализа живучести композитного соединения.

Зверев А.Я. «Виброакустика многостенной композитной панели» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 228-229 (2019)

На стенде АК-11 проведены исследования но определению звукоизоляции и виброакустических характеристик инновационной панели, состоящей из многостенной силовой композитной панели с теплостойким заполнителем, сотовой панели интерьера и матами ТЗИ между стенками. Испытания проведены как с панелью в сборе, так и с ее составляющими – силовой панелью и панелью интерьера. Определена звукоизоляция силовой панели и панели интерьера, а также их виброакустические характеристики: усредненные но поверхности панели уровни виброускорений, полный коэффициент потерь, коэффициенты потерь на излучение в камеру высокого и низкого уровней, акустическая вибровозбудимость, модальная плотность. Показано, что силовая и интерьерная панели в сравнении с композитными панелями сопоставимой массы обладают гораздо худшими акустическими свойствами. Измерена звукоизоляция панели в сборе при различной толщине матов между ее двумя стенками. Определены эффекты влияния матов ТЗИ на звукоизоляцию панели при наличии и при отсутствии панели интерьера Показано, что наличие жестких связей между стенками приводит к резкому снижению звукоизоляции конструкции и фактически аннулирует положительный эффект матов ТЗИ. Для эффективной работы матов ТЗИ структурные связи между двумя стенками должны отсутствовать, либо их необходимо в максимальной степени ослабить. Определено влияние количества и местоположения точечных связей между стенками на ЗИ конструкции. Для исследования влияния жесткости точечных связей на акустические характеристики конструкции изготовлены и испытаны шпильки с виброизолирующей вставкой. Определена их эффективность и показано, что такие шпильки являются эффективным средством улучшения акустических характеристик конструкции. Исследовано влияние облицовки панели интерьера и силовой панели вибропоглощающим материалом (ВПМ) на звукоизоляцию. Определено, что при наличии жестких связей между стенками облицовка панели интерьера ВПМ является достаточно эффективной мерой, но ее эффективность меньше эффективности виброизолирующих шпилек. При слабой структурной связи между стенками эффективность облицовки панели интерьера вибропоглощающим материалом резко снижается. Дополнительная облицовка силовой панели ВПМ при наличии матов ТЗИ между стенками не приводит к заметному повышению звукоизоляции конструкции.

Медведский А.Л., Мартиросов М.И., Хомченко А.В. «Численное исследование динамики композитных подкреплённых панелей с межслоевыми дефектами технологического характера при нестационарных воздействиях» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 230-231 (2019)

Классическими дефектами в элементах конструкций из полимерных композиционных материалов (ПКМ) являются: непроклей и расслоение. Такие дефекты относятся к внутренним, так как охватывают внутренние слои композитного пакета. Во многих случаях дефекты могут быть обнаружены только с использованием дорогостоящих средств неразрушающего контроля (в том числе, ультразвуковая дефектоскопия, рентгеновская, токовихревая, оптическая голография, акустический контроль). Особое место в механике композитов занимают задачи о динамическом поведении последних и исследование разрушения панелей с использованием различных критериев. Описывается решение задачи методом конечных элементов (МКЭ) с помощью программного комплекса LS-DYNA с применением явной схемы интегрирования по времени полной системы уравнений МКЭ.

Голубев А.Ю., Потокин Г.А., Барышева Д.В. «Определение акустических нагрузок на элементы механизации МС-21 в условиях наземных гонок» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 232-233 (2019)

На базе ЛИ и ДК ОАО «ОКБ им. А.С. Яковлева» были проведены наземные гонки двигателя PW1400G-JM на самолете МС-21-300 с целью определения акустических нагрузок на элементы механизации (нижнюю поверхность крыла, закрылки, пилон, стабилизатор) в статических условиях при наземной гонке двигателей. Анализ полученных данных показал, что наибольшие суммарные уровни пульсаций давления на режиме без отклонения механизации наблюдаются на пилоне. Изменение режимов работы двигателей сопровождается повышением спектральных уровней пульсаций давления на всех измерительных точках и смещением максимума третьоктавных уровней пульсаций давления в область частот 50–80 Гц. Отклонение механизации сопровождается резким перераспределением акустических нагрузок по измерительным точкам за счет увеличения спектральных уровней пульсаций давления на закрылке и нижней поверхности крыла. Спектральный состав и суммарные уровни пульсаций давления на стабилизаторе, фюзеляже, элероне, а также на нижней поверхности крыла, закрылках вдали от пилона практически не зависят от отклонения механизации. Экспериментальные данные, полученные на масштабных моделях, и результаты численного моделирования хорошо согласуются с данными гонки двигателя.

Абдрашитов Р.Г., Попов О.Ю. «Метод определения времени ускоренных вибропрочностных испытаний бортового оборудования самолетов.» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 234 (2019)

Приводится методика определения коэффициента ускорения виброиспытаний, основанная на представлении спектральной плотности виброперегрузок, как случайного параметра с заданной вероятностью выхода его за максимальные и минимальные пределы. По найденному коэффициенту ускорения определяется эквивалентное время испытания, соответствующее заданному ресурсу оборудования самолета. В работе приводится также методика оценки количества циклов виброперегрузок, набранных оборудованием за время испытаний, позволяющая скорректировать время испытаний, если известно предельное число циклов за ресурс испытываемого оборудования.

Иванушкин Е.А., Шарунов А.В. «Обработка импульсных и виброударных процессов, возникающих на элементах конструкции летательных аппаратов» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 235-236 (2019)

На некоторых режимах эксплуатации боевых летательных аппаратах (ЛА), таких как работа стрелково-пушечного вооружения (СПВ), или пуск ракеты, возникают кратковременные процессы, имеющие характер виброудара или импульса. Для обработки подобных нестационарных процессов, как правило, не применимы методы обработки стационарных процессов. В работе приводятся результаты обработки виброударного процесса, на конструкции ЛА от работы СПВ. Обработка выполнялась тремя различными способами: классическое дискретное преобразование Фурье (ДПФ); методом ударного спектра (SRS); вейвлет анализом (вейвлет – «Морлет»). Результаты обработки приводятся в виде спектральных характеристик со сравнительным анализом применимости различных методов для виброударных процессов, вызванных работой СПВ.

Сидоров И.С., Свирский Ю.А., Дубинский С.В., Костенко В.М. «Методы расчёта усталостной повреждаемости авиационных конструкции при различных спектрах виброакустических нагрузок» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 236 (2019)

Основной целью данной работы является разработка расчетной методики определения усталостной повреждаемости при различных спектрах нагружения, в том числе: при акустических нагрузках на сверхзвуковых режимах (от шума двигателей и пульсаций пограничного слоя), при акустических нагрузках от воздушных винтов, при вибрационных на1рузках в вертолетных конструкциях. В основном методы расчета долговечности делятся на те, которые применяются при наличии достаточного количества временных реализаций нагрузок или напряжений (метод «дождя», метод «полных циклов») и те, которые применяются в основном на этапе проектирования, когда исходные данные о нагрузках или напряжениях в конструкции получены расчетом в частотной области (метод Райса, метод Дирлика и др.). Для анализа усталостной долговечности при использовании характеристик случайного процесса в частотной области в данной работе были исследованы и доработаны следующие подходы. Метод «полных циклов» обычно применимый только доя временных реализаций был доработан путем статистического моделирования из функции спектральной мощности достаточного количества временных реализаций. Процесс нагружения конструкции моделировался в виде полигармонического процесса, наложенного на постоянный уровень сигнала. Число синусоид, частоты и соответствующие им амплитуды задавались в соответствии с амплитудно-частотной характеристикой, из которой выбирались существенные амплитуды и их частоты. Фазы для каждой гармоники задавались случайными числами с равномерным распределением в интервале [–π, π]. Такой подход позволяет применять метод «полных циклов» не только во временной области, но и в частотной. Второй рассмотренный подход – метод Дирлика, изначально применяется в частотной области. Из него была взята формула для формирования таблицы полных циклов. Полученная таблица полных циклов служит основой для определения долговечности в соответствии с выбранной моделью сопротивления усталости. На основе данных методов разработано программное обеспечение для расчета долговечности металлических конструкций и конструкций из ПКМ.

Зверев А.Я. «Укрощенное эхо: к 30-летию создания акустического стенда АК-11.» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 239-240 (2019)

Испытания на стенде АК-11 можно проводить не только используя проемы между камерами, но и в отдельных изолированных камерах.

Лавров В.Н., Мошков П.А., Попов В.П., Рубановский В.В. «Исследование и снижение шума в кабине экипажа самолета RRJ-95» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 241-242 (2019)

Актуальность проблемы обеспечения низких уровней шума в кабинах экипажей и салонах гражданских самолетов не вызывает сомнения. АО «ГСС» выполняет комплекс работ с целью обеспечения конкурентных уровней шума в салонах и кабинах экипажей проектируемых самолетов. Представлены основные результаты работы, выполняемой в 2018–2019 гг., с целью снижения шума в кабине экипажа самолета RRJ-95. Первым этапом работы было определение структуры звукового поля в кабине экипажа самолета RRJ-95 типовой конструкции в наземных и полетных условиях. В результате были определены основные пути снижения шума. Результаты этих испытаний не противоречат ранее выполненным исследованиям. На втором этапе работ была выполнена доработка кабины экипажа с целью увеличения звукоизоляции и снижения реверберационных помех. Наземные испытания показали хорошую эффективность предложенных мероприятий. Затем были выполнены летные испытания. Представлено сравнение третьоктавных спектров уровней звукового давления, регистрируемых в одной из контрольных точек для случая исходной и модифицированной компоновок. За счет увеличения звукоизоляции кабины удалось снизить суммарный взвешенный по шкале А стандартного шумомера уровень звукового давления в диапазоне октавных полос 31.5–8000 Гц в среднем по пяти контрольным точкам на 2.2 дБА. Уровень речевых помех SIL3 снижен на 2.8 дБ. Снижение спектральных уровней звукового давления наблюдается фактически во всем рассматриваемом диапазоне частот. Представлены результаты оценки вклада основных источников в суммарную интенсивность звука. Для разделения вклада комплексной системы кондиционирования и вентиляции воздуха (КСКВ) и турбулентного пограничного слоя было выполнено отключение КСКВ на режиме крейсерского полета без изменения режима работы силовой установки, высоты и скорости полета. Для оценки шума бортового радиоэлектронного оборудования были выполнены измерения шума на земле при подключении самолета к внешнему источнику питания. Оценка выполнена при условии не когерентности основных источников шума, также полагалось, что шум авионики самолета не зависит ог полетных условий.

Зверев А.Я., Лесных Т.О., Паранин Г.В. «Экспериментальное определение звукоизоляции натурных панелей самолета МС-21» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 243-244 (2019)

В реверберационных камерах акустического стенда АК-11 проведены экспериментальные исследования по определению звукоизоляции двух цилиндрических панелей увеличенного размера, моделирующих бортовую конструкцию фюзеляжа самолета МС-21. Испытания проведены с потолочной панелью, облицованной различным набором теплозвукоизолирующих материалов и с оконной панелью, облицованной различным набором ТЗИ и панелью интерьера. Испытания панелей по определению их звукоизоляции проводились с применением двух методов. Для определения суммарной звукоизоляции использовался стандартный реверберационный метод. Для оценки звукоизоляции различных зон панели был использован интенсиметрический метод. В результате испытаний определена звукоизоляция потолочной панели без ТЗИ, а также с одним и двумя слоями облицовки матами «Микролайт». Проведено сравнение с результатами, полученными ранее на плоской панели. Определены эффекты увеличения звукоизоляции панели при различных вариантах ее облицовки по сравнению со звукоизоляцией голой панели. Установлено, что применение матов «Микролайт» в качестве ТЗИ становится эффективным на частотах выше 200 Гц. В диапазоне частот 200–315 Гц эффективность покрытия не превышает 2–4 дБ в зависимости от толщины слоя. С повышением частоты эффективность облицовки увеличивается и достигает 41 дБ в полосе 8 кГц при двухслойном покрытии панели. Определена звукоизоляция оконной панели без облицовки, с облицовкой одним и двумя слоями матов «Микролайт», двумя слоями матов и панелью интерьера. Проведено сравнение звукоизоляции оконной и потолочной панелей. Показано, что звукоизоляция двух разных панелей с одним слоем ТЗИ примерно одинакова. Звукоизоляция оконной панели с двумя слоями ТЗИ на частотах, превышающих 1 кГц, меньше звукоизоляции потолочной панели из-за пониженной изоляции окон. Получены оценки собственной звукоизоляции окон. С применением интенсиметрического метода дана оценка звукоизоляции различных зон панели с установленным интерьером. Определена область с пониженной звукоизоляцией панели интерьера и даны рекомендации по ее увеличению.

Huang Wenchao, Pan Kai, Hou Feng «Discussion about acceptable levies of aircraft cabin noise and its control technology» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 245-246 (2019)

The noise level in civil aircraft cabin is a comprehensive reflection of the aircraft design technical level. While the noise level in the cabin could directly reflect the comfort of passengers, it could indirectly affect the market competitiveness of the aircraft. The sound pressure level at the passenger's ear position during cabin flight is usually employed to evaluate the aircraft cabin noise level. With the advancement of aviation technology, not only the А-weighted noise level and the speech interference level, but also other physical quantities with considering human perceptions could be used as evaluation references. The basis for the noise level in the aircraft cabin, on the other hand, due to the imbalance of technological development, could also vary largely in terms of technical indicators. For example, a difference of 10 dB(A) in the design index of cabin noise could happen in the same generation of civil aircrafts, which might bring a large design risk. The paper emphasizes that the employment of appropriate aircraft cabin noise design standards, the development of appropriate design objectives, and the use of effective cabin noise control techniques or acoustic design methods are prerequisites for a successful design of civil aircraft. Since the China-Russia jointly developed civil aircraft CR929 is positioned as the main model to compete in the international aviation market, the indicators of its cabin acoustic design could be very important for the final performance and survival of the aircraft. How to formulate noise indicators more scientifically and adopt more effective noise control methods are the key issues facing by Chinese and Russian aviation engineers in terms of the development of CR929. The following main topics will be addressed: the importance of aircraft low cabin noise; design objectives and evaluation method of aircraft cabin noise; main factors affecting aircraft cabin noise; key technology for aircraft cabin noise control; opportunities and challenges of CR929 aircraft cabin acoustic design

Лазарев Л.А. «Разработка алгоритмов расчета оптимального расположения резонаторов для бортовой конструкции винтового самолета» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 247 (2019)

Предлагается способ расчета оптимального расположения динамических виброгасителей на поверхности фюзеляжа самолета с целью снижения шума от первых гармоник винта. Фюзеляж рассматривается как тонкая оболочка, нерегулярно подкрепленная дискретными стрингерами и шпангоутами. Динамические виброгасители (резонаторы) рассматриваются как точечные осцилляторы. Алгоритм расчета строится на полученном соотношении, позволяющем на каждой итерации определять эффект от установки следующего резонатора сразу для всех точек поверхности фюзеляжа, а не последовательно для каждой отдельной точки. Метод может быть применен для широкого класса подкрепленных структур при определении не только оптимального расположения резонаторов, но и оптимального расположения на них любых точечных элементов или опор.

Голубев А.Ю., Кузнецов С.В., Потокин Г.А. «Пространственно-временная структура пульсаций давления на поверхности наклонного уступа.» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 248-249 (2019)

Турбулентные пульсации давления на поверхности фюзеляжа являются существенным источником шума в салоне пассажирского самолёта, гак как они возбуждают колебания упругой конструкции и обшивки летательного аппарата, что приводит к излучению звука. Технологические особенности сборки летательных аппаратов приводят к наличию выступающих в поток элементов, таких как стыки панелей обшивки, крепления дверей, иллюминаторов, лючков и т.д. Измерения показывают, что отрыв потока, вызываемый даже небольшими выступами, приводит к существенному (на 20–30 дБ) локальному увеличению интенсивности пристеночных пульсаций давления, а также к росту степени их коррелированности. Помимо отрывных областей в окрестности уступа, значительные нестационарные возмущения вносит отрыв непосредственно на его передней кромке. В связи с этим встаёт вопрос о влиянии угла наклона передней кромки на характеристики поля пульсаций давления. Экспериментальные исследования проводились на дозвуковой малошумной аэродинамической трубе П-2 Московского комплекса ЦАГИ, обеспечивающей скорости вплоть до 60 м/с. Измерения проводились для выступов различной высоты при варьировании угла наклона кромки. скорости набегающего потока и толщины пограничного слоя. Было установлено, что максимальные уровни пристеночных пульсаций давления достигаются непосредственно за передней кромкой уступа и не зависят от угла наклона. В то же время, уменьшение угла наклона приводит к существенному уменьшению области повышенных пульсаций давления за передней кромкой и, непосредственно, на наклоне, в то время как пульсации давления перед уступом слабо зависят от угла наклона. Помимо этого, наблюдается весьма слабая зависимость интенсивности пристеночных пульсаций давления от толщины набегающего пограничного слоя.

Архиреева Е.Ю., Даньков Б.Н., Косенко А.П., Рыбак С.П. «Опыт сопоставления модельных и натурных данных по пульсациям давления на надкалиберных головных частях» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 250-252 (2019)

Приводятся результаты анализа и сопоставления данных измерений пульсаций давления на надкалиберных головных частях (ГЧ) ракет, полученных при летных испытаниях и при испытаниях моделей ГЧ в аэродинамических трубах (АДТ).

Котов В.В. «Применение энергетического и гибридного метода расчетов для задач снижения акустических и структурных шумов конструкций.» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 253-254 (2019)

Представлены возможности программного инструмента VA One разработчика решений для виртуального инжиниринга и моделирования ESI Group.

Попов П.А. «Исследование нелинейного поведения звукоизоляции элементов обшивки» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 255-256 (2019)

В результате лётно-конструкторских испытаний ракеты-носителя (PH) «Союз», отмечено, что в различные моменты времени старта или полёта PH звукоизоляционные характеристики её отсеков различны, что может объясняться изменением направленности внешних акустических волн и газодинамическими характеристиками снаружи и внутри отсеков, а также нелинейным поведением звукоизоляции при различных режимах эксплуатации. Поэтому одной из целей проведения акустических испытаний элементов обшивки сборочно-защитного блока (СЗБ) для космического модуля (КМ) на базе ПАО «РКК «Энергий» было исследование нелинейного поведения звукоизоляционных характеристик для дальнейшего использования этих данных при оценке акустического нагружения, действующего на КМ. Испытаниям были подвергнуты три сегмента различных отсеков СЗБ: головного обтекателя (ГО), опорного отсека (ОпО) и переходного отсека (ПхО). Публикуются результаты проведенных испытаний изменения звукоизоляционной способности панелей ГО и ОпО на частотах 25, 63 и 500 Гц и минимальные уровни акустического давления для отсеков СЗБ.

Кузнецов А.В., Сафин А.И., Попов П.А., Иголкин А.А. «Экспериментальное исследование акустических характеристик пенополиуретана» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 257-258 (2019)

Одной из задач акустики в ракетно-космической технике является разработка конструктивных мероприятий, направленных на снижение уровня акустического давления, действующего на полезную нагрузку. Источниками этого нагружения являются пристеночные пульсации давления и аэродинамический шум от ракетных двигателей на этапах старта и полета ракеты-носителя в плотных слоях атмосферы. Как правило, задача сводится к определению толщины материала теплозвукоизоляционного покрытия, который располагается на внутренней поверхности головного обтекателя. В современной практике при разработке данных мероприятий широко применяются методы математического, в том числе, конечно-элементного моделирования. Необходимым условием для успешного решения данной задачи являются хорошие звукопоглощающие свойства материалов, используемых для повышения звукоизоляции. В работе рассматривается экспериментальное определение характеристик материалов ППУ-35-0.8 ППУ-40-0.8, с помощью импедансной трубы.

Зайцев К.И., Половнев А.Л., Пушкин С.Д. «Расчётно-экспериментальные исследования свойств многослойных звукопоглощающих материалов» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 259-260 (2019)

Одним из направлений развития пилотируемой космонавтики является создание трансформируемых (надувных) модулей, которые выводятся на орбиту в компактном сложенном состоянии, а уже на месте развёртываются в полном размере. Примерами таких разработок являются проект TransHab (NASA), и пристыкованный к МКС в 2016 г. модуль BEAM (Bigelow Aerospace). В РКК «Энергия» также ведутся работы по проектированию трансформируемых модулей, созданию и экспериментальной отработке многослойной трансформируемой гермооболочки. На участке выведения космического аппарата (КА) его конструкция, приборы и оборудование подвергаются воздействиям акустического давления, обусловленного интенсивным акустическим излучением реактивных струй маршевых двигателей ракеты-носителя (PH). При старте и полете PH в плотных слоях атмосферы подавляющее большинство КА защищено от внешних воздействий головным обтекателем, который блокирует часть энергии внешнего акустического поля, снижая амплитуды акустического давления на внешнюю поверхность КА. Это справедливо и для трансформируемых обитаемых космических модулей (ТОКМ). Акустическое поле внутри герметичных отсеков КА определяется звукоизолирующими свойствами его оболочки. Металлическая оболочка стандартных КА обладает значительной звукоизоляцией. Для прогноза характеристик акустических воздействий на бортовое оборудование ТОКМ и анализа их соответствия действующим условиям эксплуатации необходимо определить звукоизолирующие свойства многослойной трансформируемой гермооболочки модуля (МТГО). Кроме того, в процессе штатной эксплуатации модуля, важно учитывать шум от его бортового оборудования, особенно для обитаемых отсеков. Существуют санитарные нормы шумовых воздействий на экипаж пилотируемых космических аппаратов для обеспечения комфортной работы космонавтов. Для расчётов таких воздействий важно знать коэффициент звукопоглощения внутренней поверхности МТГО. Для определения звукоизоляции и коэффициента звукопоглощения проводились испытания фрагментов оболочки в импедансной трубе методом двух нагрузок (различное окончание на торце трубы). В импедансной трубе дополнительно получены собственные характеристики отдельных материалов, такие как характеристический импеданс, комплексные значения скорости распространения звуковых волн и эффективной плотности материала, которые использовались для численного моделирования импедансной трубы в программном комплексе Virtual.Lab. Коэффициент звукопоглощения и поверхностный импеданс отдельных слоёв МТГО определялись также с помощью специализированного инструмента «MicroFlown», который позволяет измерять одновременно акустическое давление и скорость колебания частиц в непосредственной близости от поверхности образца. Данные испытания также были смоделированы в Virtual.Lab. Одной из целей исследования являлось определение влияния геометрических параметров испытательной установки и исследуемого образца. В работе представлены полученные в экспериментах и расчётах результаты, которые достаточно хорошо согласуются между собой.

Котов А.Н., Голубев А.Ю., Зайцев К.И., Рыбак С.П. «Исследование источников шума командного отсека космического аппарата и разработка мероприятий по снижению их акустического излучения» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 261 (2019)

Выполнен акустический анализ внутренней компоновки командного отсека возвращаемого аппарата (КО ВА), состава, конфигурации и размещения агрегатов и оборудования, являющихся источниками шума, схемы вентиляции модуля КО ВА с целью оценки соответствия акустической среды в КО ВА требованиям ГОСТ Р 50804-95. Показано, что среди постоянно действующих источников наиболее интенсивными являются нагнетатель и блок вентиляторов, входящие в систему поддержания газового состава воздуха. Проведены экспериментальные исследования по оценке акустического излучения этих источников в акустической камере, измерены их диаграммы направленности. Проведена оценка эффективности шумоглушащих устройств (ЗПК, экран, кожух) для этих источников. Выполнены экспериментальные исследования звукопоглощения различных материалов и резонансных глушителей с перфорированными панелями. Показано, что условия КО ВА позволяют размещение облицовочных конструкций с высоким коэффициентом звукопоглощения. Проведены оценки звукового поля в акустической объеме КО ВА, проведены экспериментальные и расчетные исследования по улучшению параметров акустической среды в КО ВА. Разработаны предложения по снижению уровня шума в кабине, включающие оптимизацию работы источников шума и применение шумоглушащих устройств.

Караджи В.Г., Рыбак С.П. «Определение аэродинамических и акустических характеристик малых воздуходувных агрегатов, используемых в командном отсеке пилотируемого транспортного корабля.» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 262-264 (2019)

Рассмотрены аэродинамические и акустические характеристики нагнетателя типа «Рутс» и блока вентиляторов, используемых в командном отсеке пилотируемого транспортного корабля. Предложены возможные решения по улучшению рабочих и шумовых характеристик агрегатов.

Попов П.А., Кузнецов А.В. «Расчётно-экспериментальная оценка звукоизоляции сборочно-защитного блока для космического модуля» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 265-267 (2019)

При адаптации космического модуля (КМ) с ракетой-носителем (PH), его разработчиком были сформированы требования по акустическим нагрузкам, которые должна обеспечить конструкция сборочно-зашитного блока (СЗБ). Для удовлетворения данным требованиям возникла необходимость: в оценке звукоизоляции элементов конструкции СЗБ в акустической камере; в разработке конечно-элементных моделей (КЭМ) оснастки с экспериментальными панелями и составных частей (СЧ) СЗБ с расположенными внутри него СЧ КМ в среде Ansys; в получении коэффициентов для пересчёта экспериментальных результатов. Описывается процесс решения задачи.

Жарников Т.В. «Возможности стандартных КЭ пакетов для расчета виброакустических свойств салонов ЛА» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 268 (2019)

Показано, что стандартные конечно-элементные пакеты могут быть применены для расчета шума в салоне летательных аппаратов. Их возможности иллюстрируются на примере расчета акустического ноля внутри оболочки, возбуждаемого ее обтеканием потоком газа. Расчет включает в себя вычисление зависящего от времени поля нагрузок от обтекания, вибрационного отклика оболочки и порождаемого им акустического поля внутри нее.

Абалакин И.В., Бахвалов П.А., Бобков В.Г., Козубская Т.К. «О валидации программного комплекса NOISEtte применительно к расчету акустических полей.» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 271-272 (2019)

Задачи, которые приходится решать при математическом описании и моделировании течения вблизи винта вертолёта, а также генерации этим взаимодействием акустических возмущений и их распространения, исключительно сложные из-за необходимости учёта многочисленных взаимовлияющих факторов и требуют серьёзных разносторонних исследований. Разработка достоверной вычислительной методики, позволяющей проводить численное моделирование таких задач, требует тщательной верификации и валидации путём сравнения как с результатами, полученными в натурных экспериментах, так и с результатами, полученными с использованием сторонних программных пакетов. В работе для подтверждения корректности разработанной авторами численной методики моделирования обтекания вращающегося винта вертолета рассматривается ряд задач и, в частности, проводится моделирование течения около жёсткого модельного двухлопастного несущего винта на режиме осевого обтекания.

Абалакин И.В., Вершков В.А., Жданова Н.С., Козубская Т.К. «Два подхода к численному моделированию акустических полей, генерируемых подвижными телами» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 273-274 (2019)

При решении задач по снижению шума, производимого авиационной техникой, автомобилями и другими устройствами, метод математического моделирования может рассматриваться как эффективное средство исследований в дополнение к физическому эксперименту и теоретическим оценкам. При моделировании течения вокруг тел, движущихся с переменной скоростью, в методику численного моделирования необходимо включать специальные подходы для воспроизведения движения или, как минимум, его учёт. В последнем случае можно использовать математическое описание в неинерциальной системе отсчёта, связанной с движущимся препятствием, что позволяет работать на неизменной расчётной сетке. Однако эта технология неприемлема в общем случае, когда рассматривается система из двух и более тел, движущихся с разными скоростями или одно из которых неподвижно относительно других. В работе рассматриваются два других подхода, основанных на методе погруженных границ и методе деформируемой сетки.

Титарев В.А. «Обзор возможностей аэроакустического кода "Гербера”» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 275 (2019)

В последние годы в НИО-9 ЦАГИ активно развивается пакет параллельных программ "Гербера”, предназначенный для моделирования аэродинамики и аэроакустики винтовых конфигураций. Основным методом решения является неявная конечно-объемная противопоточная разностная схема на произвольных пространственных сетках. "Гербера" позволяет моделировать практически произвольные винтовые конфигурации, что достигается комбинированием вращающихся пространственных областей (шайб) в непосредственной близости от винтов и неподвижных пространственных областей, охватывающих элементы планера. Для проведения вычислений с использованием большого количества процессоров "Гербера" использует двухуровневую модель параллельных вычислений MPI+ОрепМР. На верхнем уровне параллелизма проводится геометрическая декомпозиция каждой области расчетной сетки; для обмена данными в фиктивных ячейках используются обычные средства обмена MPI. На нижнем уровне применяется технология ОрепМР реализации параллельных вычислений на системах с обшей памятью. Представлен обзор возможностей "Гербера" на задачи моделирования аэродинамики и аэроакустики как одиночных винтов, так и первые результаты моделирования тематической распределенной силовой установки.

Жигалкин А.С., Любимов Д.А. «Сравнение акустических характеристик различных методов генерации синтетической турбулентности на примере моделирования развитого турбулентного течения в плоском канале RANS/ILES методом.» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 276-277 (2019)

Рассмотрены несколько методов с точки зрения создания ими источников ложного шума: метод на основе генерации «белого» шума, изложенный в работе Т. Lund, X. Wu, and D. Squires Generation of turbulent inflow data for spatially-developing boundary layer simulations // Journal of Computational Physics. 1998. N. 140. Pp. 233-258, спектральные методы, изложенные в работах L. Davidson Using isotropic synthetic fluctuations as inlet boundary conditions for unsteady simulations // Advances and Applications in Fluid Mechanics. 2007. N. 1. Pp. 1-35, A. Smirnov, S. Shi, LB. Celik Random flow generation technique for large-eddy simulations and particle-dynamics modeling // Journal of Fluids Engineering. 2001. N. 123. Pp. 359-371 и оригинальный вариант метода синтетических вихрей, изложенного в работе N. Jarrin, S. Benhamadouche, D. Laurence, R. Prosser A synthetic- eddy-method for generating inflow conditions for large-eddy simulations // International Journal of Heat and Fluid Flow. 2006. V. 27. Pp. 585-593. Перечисленные методы были встроены вышеупомянутый RANS/ILES метод с неявной SGS-моделью. На примере моделирования развитого турбулентного течения в плоском канале было произведено сравнение этих методов по величине создаваемого ими ложного шума. Были получены спектры пульсаций давления, поля акустического давления и распределения среднеквадратических величин пульсаций давления по длине и высоте канала.

Любимов Д.А., Постников А.А., Пикалов М.Е., Терехова А.А. «Анализ RANS/ILES методом спектральных свойств и уровня пульсаций давления в дозвуковом пространственном воздухозаборнике в компоновке с фюзеляжем летательного аппарата» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 278-279 (2019)

С помощью RANS/ILES метода высокого разрешения было исследовано течение в воздухозаборнике, интегрированном с планером летательного аппарата (ЛА), с фюзеляжем сложной формы из работы Постников А.А., Виноградов В.А., Комратов Д.В., Степанов В.А., Скрябин А.С. Исследование процессов обтекания дозвукового входного устройства, интегрированного с планером летательного аппарата // Физико-химическая кинетика в газовой динамике. 2018. Т.19. № 4А. D-образное дозвуковое воздухозаборное устройство расположено на клине слива в «тени» за носовой частью фюзеляжа ЛА.

Аюпов Р.Ш., Бендерский Л.А., Любимов Д.А. «Исследование течения и шума струи, истекающей из двухконтурного модельного сопла CoJeN, с помощью RANS/ILES-метода» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 280-281 (2019)

С помощью RANS/ILES-метода высокого разрешения было рассчитано истечение затопленной струи из модельного двухконтурного сопла, для которого в проекте «Computation of Coaxial Jet Noise» (CoJeN) получен массив экспериментальных данных по распределению параметров течения в струе и её акустических характеристик для различных режимов истечения.

Любимов Д.А., Честных А.О. «Анализ RANS/ILES методом влияния угла атаки и дросселирования на уровень и спектральные свойства пульсаций давления в высокоскоростном воздухозаборнике» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 282-283 (2019)

С помощью модифицированного RANS/ILES метода исследовано влияние угла атаки а набегающего потока на уровни и спектры пульсаций давления в изоляторе высокоскоростного воздухозаборника при разном дросселировании, которое достигалось изменением высоты дроссельной вставки на выходе из изолятора в пределах 0–0.4 высоты канала изолятора.

Yimin Wang, Shuhai Zhang «Numerical simulation of sound wave propagation in typical flow field» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 284-285 (2019)

It is presented the numerical studies of sound waves propagating in typical flow structures including shock wave, vortex and mixing layer through solving Euler equations and Navier–Stokes equations. The distortion characteristics of wave propagation in these typical flow structures are revealed. The spatial derivatives are discretized by a fifth-order WENO scheme for supersonic case or a sixth-order compact scheme for subsonic case. Time integration is performed by a third-order TVD Runge–Kutta method. The linear Euler equations and nonlinear Euler equations for sound propagating through flow are derived based on Navier–Stokes equations.

Горобец А.В., Дубень А.П., Козубская Т.К., Родионов П.В., Цветкова В.О. «Моделирование шума от крыла самолёта с механизацией» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 286-287 (2019)

Современные вихреразрешающие подходы к моделированию турбулентных течений позволяют более точно по сравнению с решением осреднённых уравнений Навье–Стокса (RANS) предсказывать интегральные свойства (подъемная сила, сила сопротивления, моменты и др.) крыловых профилей, а также получать их нестационарные аэродинамические и аэроакусгические характеристики. Тем не менее, применение таких методов в индустриальных приложениях ограничено их высокой вычислительной стоимостью, обусловленной, в первую очередь, необходимостью корректного численного воспроизведения явлений разных пространственных и временных масштабов. Целью настоящей работы является поиск путей снижения вычислительной стоимости предсказания аэродинамических и аэроакустических характеристик крылового профиля с механизацией.

Босняков И.С., Волков А.В., Судаков Г.Г. «Расчет вихревого течения разрывным методом Галёркина высокого порядка точности» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 288 (2019)

Рассматривается вопрос численного моделирования вихревого следа за самолётом. В расчётной области ставится задача для уравнений Навье–Стокса. В качестве начального условия используется суперпозиция поля скорости вихрей за самолётом и поля скосов фоновой турбулентности атмосферы. На границах задаётся условие с распределением скорости от пульсаций турбулентности. Это делается с целью поддержания нужной интенсивности пульсаций внутри расчётной области. Задача решается численно схемой Галёркина высокого порядка точности с разрывными функциями в рамках метода крупных вихрей. Качество расчёта обеспечивается корректным подбором параметров для расчётной задачи. Густота расчётной сетки выбирается из решения модельной задачи об эволюции одного вихря. В результате выяснено, сколько ячеек требуется поместить в ядро вихря для обеспечения необходимой точности расчета. В работе обсуждается моделирование турбулентности с использованием схемы Галёркина. В этой связи показано влияние качества задания начальных условий на получаемое решение. Рассматривается вопрос о выборе схемы для аппроксимации конвективных потоков на гранях ячеек. В заключение приводятся оценки вычислительных затрат расчётной задачи, обеспечивающей требуемую точность расчётов. Задача об эволюции вихревого следа решается на суперкомпьютере МГУ с помощью схемы 4-го порядка точности и на кластерах НИО-2 с использованием схем 2-го и 3-го порядка точности. В работе показано, насколько изменяется точность описания структуры вихрей и физическая картина эволюции следа в зависимости от использованной численной схемы.

Вершков В.А., Крицкий Б.С., Миргазов Р.М., Абалакин И.В., Бобков В.Г., Козубская Т.К. «Численные исследования аэроакустических характеристик модельного несущего винта вертолета на режиме горизонтального полета.» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 289 (2019)

Основным объектом исследования в рамках представленной работы является изолированный модельный четрырехлопастный несущий винт с постоянным шагом жестких лопастей. Проведено численное исследование аэроакустических характеристик винта на режиме косого обтекания при различных скоростях набегающего потока в пакете CFD программ ANSYS CFX и российском пакете программ NOISEtte, разработанном в ИПМ им. М.В. Келдыша РАН.

Савельев И.А., Савельев А.Д. «Численное моделирование обтекания высокоскоростным потоком газа пластины с каверной у ее передней кромки» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 290-291 (2019)

Рассматриваются результаты численного моделирования обтекания вязким газом пластины с расположенной вблизи ее передней кромки прямоугольной каверной с применением разностных схем высокого порядка. Расчеты проводятся на основе уравнений Навье–Стокса при числе Рейнольдса 10⁶ и в диапазоне изменения чисел Маха набегающего потока от 1 до 12. Каверна располагается на расстоянии 10% характерного линейного размера, ее длина составляет также 10%, а глубина – 5%. Исследуются колебания давления в каверне и на пластине ниже по потоку за ней. Рассматриваются причины возникновения колебаний давления в каверне и резкого снижения их уровня при некотором значении числа Маха.

Федорченко Ю.П., Шорстов В.А., Макаров В.Е. «Использование гибридных сеток для расчета аэродинамических и акустических характеристик элементов силовых установок» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 292-293 (2019)

Представлены результаты расчетного исследования с помощью разрабатываемого в ЦИАМ нового численного метода аэродинамических и акустических характеристик элементов силовых установок с использованием т.н. гибридных сеток.

Дубень А.П., Козубская Т.К., Плаксин Г.М., Родионов П.В., Софронов И.Л. «Задача бимформинга в вычислительном эксперименте: постановка и верификация» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 294-296 (2019)

В аэроакустике под бимформингом понимают технологию обработки сигнала, позволяющую определить пространственное расположение акустического источника, а также его мощность и спектральный состав на основе данных, полученных на расположенных вдали микрофонах. При этом источник восстанавливается на некоторой искусственно заданной сетке, покрывающей предполагаемую зону генерации акустического излучения. В современных экспериментальных исследованиях бимформинг представляет собой мощное средство, предоставляющее информацию исключительной практической значимости с точки зрения разработки малошумных конструкций летательных аппаратов. В последние годы можно отметить рост количества работ по аэроакустическим исследованиям с использованием бимформинга. Большая часть этих работ посвящена бимформингу в натурных и трубных экспериментах. Работ, использующих бимформинг при проведении численного моделирования, не так много. Практически все из них, в той или иной степени, повторяют экспериментальную технологию и используют те же программные продукты, которые применяются при обработке измерений в физическом эксперименте. В данной работе предпринята попытка поставить математическую задачу определения акустического источника и его спектральных свойств в более общем виде, опираясь на возможности сбора и представления данных, получаемых в ходе численного моделирования.

Абалакин И.В., Бобков В.Б., Дубень А.П., Козубская Т.К., Рыбак С.П. «Расчет пульсаций давления на поверхности ракеты космического назначения» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 297-298 (2019)

Одной из важных задач проектирования ракет космического назначения (РКН) является оценка пульсаций давления на внешних поверхностях надкалиберной космической головной части (КГЧ) и прилегающей части ракеты-носителя (PH). На этапе выведения при трансзвуковых и сверхзвуковых режимах обтекания эти поверхности подвергаются воздействию интенсивных пульсаций давления. Около РКН формируется сложное турбулентное течение, характеризующееся наличием локальных отрывов потока и ударных волн, взаимодействующих со слоями смешения и с турбулентным пограничным слоем. Численное моделирование такого рода задач является достаточно сложным и трудоемким процессом и может проводиться только с помощью современных вихреразрешающих подходов, оптимальным образом сочетающих высокую точность и приемлемую ресурсоемкость. Проведены расчеты обтекания РКН с пилотируемым транспортным кораблем (ПТК) и пульсаций давления на обтекателе двигательного отсека ПТК и на прилегающей части PH. Рассматриваются трансзвуковые и сверхзвуковые режимы обтекания (характерные числа Маха от 0.8 до 1.3). Числа Рейнольдса, рассчитанные по длине КГЧ, составляют около 10⁹. Численное моделирование выполнено с помощью вихреразрешающего гибридного RANS-LES подхода IDDES. Для расчетов используется адаптивный численный метод повышенной точности, реализованный в программном комплексе NOISEtte. Турбулентные пульсации на входе в IDDES-область задаются посредством генератора синтетической турбулентности. В докладе приводятся результаты расчетов и анализа пульсационных воздействий на ОДО, а также их сопоставления с имеющимися данными измерений при испытаниях модели КГЧ в аэродинамической трубе ЦАГИ.

Бакланов В.С. «Авиаэкология самолетов с двигателями нового поколения (достижения и проблемы)» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 301-302 (2019)

Беспалов М.С., Оселедец Е.Ю. «Особенности нормирования шума в районе расположения аэропортов.» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 303-304 (2019)

Касаткин А.А., Шустов А.В. «Разработка подходов к оценке влияния технического совершенства гражданских самолетов и технических решений на область с повышенным уровнем шума в зоне аэропорта» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 305 (2019)

Взаимное сближение границ аэропортов и жилого строительства приводит к обострению проблемы авиационного шума на местности. Возможным путем решения этой задачи является разработка новых технологий снижения шума, например, разработка новых звукопоглощающих конструкций, оптимизация траекторий полетов, формирование рационального с точки зрения шума на местности парка воздушных судов, формирование рациональных компоновок планера и силовой установки летательного аппарата. Одним из подходов к снижению уровней авиационного шума на местности является экранирование силовой установки элементами конструкции самолета. Описывается подход, основанный на решении уравнения Гельмгольца для набора акустических источников, моделирующих шум самолета. Рассматривается модельный пример с использованием некоторых характеристик самолета типа ИЛ-96. В качестве критериев оценки технического совершенства выбраны уровни шума, регистрируемые в контрольных точках, и контуры повышенного уровня шума вблизи аэропорта. Проводится анализ влияния положения источника акустического излучения относительно модельного элемента поверхности летательного на рассматриваемые критерии. Оценивается эффективность замены действующего парка воздушных судов на более совершенные воздушные суда с точки зрения акустической обстановки в зоне аэропорта.

Степаненко А.Н., Наквасин А.Ю., Ивакин В.В., Юнисов Р.Р., Арсланова Р.Р. «Разработка методов летных исследований по определению характеристик звукового удара перспективных СГС» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 306 (2019)

Одной из важнейших проблем, связанных с эксплуатацией сверхзвуковых самолетов является фактор воздействия звукового удара на окружающую среду. Звуковой удар сопровождает самолет на всем его пути сверхзвукового полета. Зона воздействия звукового удара определяется режимом полета и существенно зависит от атмосферных условий. Для определения характеристик звукового удара необходимо не только измерить профиль волны давления, но и определить все параметры, влияющие на условия возникновения и распространения звукового удара. Специалистами Института разработаны методы определения характеристик звукового удара с использованием комплекса измерительной аппаратуры, обеспечивающей синхронизированные измерения следующих параметров: параметры траектории полета самолета (GPS/ГЛОНАСС); бортовые параметры (СБИ); параметры звукового удара (Br÷uel&Kjær PULS LAN-XI, Экофизика GPS/RTA); параметры атмосферы (вертолет Ми-8АМТ с метеозондом ROTRONIC). При проведении летных испытаний осуществляется горизонтальный пролет самолета на высоте Н≥11 200 метров при скорости М=1.6–2.0 над измерительной базой с одновременным измерением всех указанных параметров. Данная методика была успешно апробирована при проведении летных испытаний самолета Су-30 на аэродроме «Третьяково».

«Содержание» Тезисы докладов Шестой открытой Всероссийской (XVIII научно-технической) конференции по аэроакустике (22–27 сентября 2019 г.), с. 307-318 (2019)