«VII Открытая всероссийская (ХIX научно-техническая) конференция по аэроакустике» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 5-6 (2021)

Седьмая Открытая всероссийская (ХIX научно-техническая) конференция по аэроакустике продолжает традицию конференций по авиационной акустике, проводимых ФГУП «ЦАГИ» начиная с 1962 года, являясь фактически XIX конференцией по аэроакустике. На протяжении многих лет местом проведения конференции является пансионат РАН, расположенный в Звенигороде Московской области. Одной из центральных тем конференции является проблема генерации шума турбулентными потоками. Для выделения на общем фоне неизлучающей турбулентности компонент, излучающих звук в дальнее поле, необходимо создавать специальные методы, опирающиеся на фундаментальное понимание основных механизмов генерации шума турбулентными течениями. В свою очередь, это позволяет разработать новые подходы для подавления шума. В рамках конференции обсуждаются проблемы генерации шума турбулентными течениями применительно ко всем практически значимым аэродинамическим источникам: шум слоя смешения турбулентных струй, шум обтекания хорошо- и плохообтекаемых тел, шум лопастей самолетных и вертолетных винтов, шум пульсаций пограничного слоя на поверхности фюзеляжа и акустические нагрузки, шум изолированных вихрей. Кроме обсуждения механизмов генерации шума аэродинамическими источниками, на конференции уделяется большое внимание фундаментальным вопросам распространения звука: экранирование звука элементами планера самолета при наличии и в отсутствие потока, распространение акустических мод в каналах с жесткими и импедансными стенками, в том числе при наличии скачка импеданса. Также рассматриваются проблемы, связанные с акустической прочностью и виброакустикой. Конференция охватывает все возможные подходы к исследованию вышеперечисленных задач: теоретическое моделирование, экспериментальное исследование, численный расчет. Особое внимание на конференции уделяется валидации полученных решений, полученных теоретически или численно. Результаты обсуждаемых фундаментальных исследований имеют прямое практическое применение, способствуя разработке методов снижения шума летательных аппаратов на местности и в салоне, а также позволяя оценить возможность удовлетворения отечественными летательными аппаратами перспективных норм ИКАО по шуму. С этой целью на конференции обсуждаются новые вызовы для российской авиационной промышленности, связанные с ужесточением норм ИКАО в области авиаэкологии. Особое значение в настоящее время приобрели исследования, направленные на разработку методов снижения шума сверхзвуковых самолетов, проводимые в рамках НЦМУ «Сверхзвук»/ Восьмая российская конференция «Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике» должна была состояться в сентябре 2020 года. Перенесенная на год из-за пандемии, она попала под теплую крышу Всероссийского аэроакустического форума, проводимого в Геленджике. Конференции «Вычислительный эксперимент в аэроакустике» проходят начиная с 2006 года, с регулярностью один раз в два года. Инициатором проведения конференций и их организатором выступает Институт прикладной математики им. М.В. Келдыша РАН. В 2020 году конференции данной серии немного расширили свою тематику за счет добавления аэродинамики, а потому их название изменилось на другое – «Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике». Последовательность слов в названии принципиальна, так как в направлении «аэродинамика» конференция рассматривает, главным образом, нестационарные турбулентные течения, участвующие в формировании акустических источников, и обсуждает особенности численного моделирования таких сложных течений. Идеей создания конференций «Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике» является предоставление условий для тесного общения ученых, работающих в области математического моделирования и разработки численных методов, с представителями прикладной науки и промышленности, занимающихся решением научно-технических задач, связанных с нестационарной аэродинамикой и аэроакустикой. Такое регулярное общение способствует достижению научного взаимопонимания ученых и инженеров из смежных областей, формированию почвы для взаимовыгодного сотрудничества и широкого внедрения вычислительного эксперимента в промышленные исследования и разработки. К настоящему времени можно с уверенностью сказать, что идея работает. Как показывает практика, уже много научно-технических работ в области авиационных приложений, включая как промышленные контракты, так и фундаментальные проекты, выполнено или продолжает выполняться коллективами, научное взаимодействие которых началось в Светлогорске. С 2010 года партнерским научным мероприятием конференций «Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике» стал Международный симпозиум “Computational Experiment in Aeroacoustics and associated Aeroadynamics” (CEAA), который проходит в Светлогорске со сдвигом в несколько дней и имеет общие заседания с конференцией. CEAA Workshops сейчас хорошо известны в Европе и в мире. В них активно участвуют специалисты в области вычислительной аэроакустики и нестационарной аэродинамики из различных международных организаций, а наиболее выдающиеся ученые выступают с лекциями. А еще всем участникам конференции и симпозиума в Светлогорске понравилась подмеченная А.К. Мироновым (ЦИАМ) аналогия в названии города Светлогорск с русским переводом имени основоположника аэроакустики сэра Джеймса Лайтхилла. По этому поводу в 2018 году при участии мэра Светлогорска был заложен памятный камень «Светлогорск–Лайтхилл».

Сыпало К.И. «Об основных задачах НЦМУ «Сверхзвук»» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 9 (2021)

Четверушкин Б.Н. «Суперкомпьютерные технологии: проблемы и перспективы их использования» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 11 (2021)

Рассматривается состояние дел с наличием высокопроизводительной вычислительной техники в России и за рубежом, а также с использованием её для решения задач, связанных с созданием новой техники. Обсуждается необходимость быстрого наращивания вычислительных мощностей в России для парирования её возможного технологического отставания. Одной из проблем, тормозящих широкое использование суперкомпьютерных технологий, является трудность адаптации алгоритмов и математического обеспечения на архитектуру вычислительных систем с экстрамассивным параллелизмом. Проблема носит фундаментальный характер и для её решения необходимо создание логически простых и в то же время эффективных алгоритмов. Данные свойства алгоритмов особенно важны для вычислительных систем гибридной архитектуры, в которых в качестве ускорителей используются графические платы. Приводятся примеры созданных в ИПМ им. М.В. Келдыша РАН таких алгоритмов. Приводятся примеры решения задач газовой динамики и магнитной газовой динамики на системах сверхвысокой производительности.

Иноземцев А.А., Алексенцев А.А., Синер А.А. «Акустическое проектирование двигательных установок» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 11-12 (2021)

Рассматриваются основные направления акустического проектирования двигательных установок с целью обеспечения норм по шуму самолетов на местности. Освещаются перспективы производства, эксплуатации, модернизации двигателей семейства ПС-90А, ПД-14 и состояние разработки двигателей нового поколения, находящейся на этапе НИОКР.

Руденко О.В. «Об излучении звука движущимися объектами» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 12 (2021)

Известно, что заряженные частицы могут излучать электромагнитные волны, если они движутся с ускорением. Однако и при равномерном движении в среде может возникнуть «второй» вид излучения – Вавилова–Черенкова. Для этого частица должна двигаться со сверхсветовой скоростью, большей фазовой скорости света в среде. «Третий» вид (переходное излучение) возникает при пересечении зарядом границы раздела двух сред с разными показателями преломления. Когда частица переходит из одной среды в другую, окружающее ее поле изменяется, порождая волну. Это излучение было теоретически предсказано В.Л. Гинзбургом и И.М. Франком в 1945 г. Нобелевская премия присуждена В.Л. Гинзбургу в 2003 г. «За основополагающий вклад в теорию сверхпроводников и сверхтекучих жидкостей», однако сам Гинзбург считал своим основным достижением именно открытие переходного излучения. Акустическим аналогом «второго» типа излучения (Вавилова–Черенкова) являются «волны Маха», возбуждаемые телом, движущимся в атмосфере со сверхзвуковой скоростью. Эти волны предсказаны и теоретически изучены в середине 19 века К. Доплером за 40 лет до их экспериментальной визуализации Э. Махом и за 100 лет до наблюдения соответствующего оптического эффекта. В отличие от оптики, где эффект был слаб и был обнаружен во многом благодаря хорошему зрению П. Черенкова, его акустический аналог весьма силен и чувствительных приборов для регистрации не требует. Достаточно сослаться на волну звукового удара, возникающую при движении самолета на сверхзвуковых скоростях. Создание современных сверхзвуковых пассажирских самолетов тормозится именно серьезными экологическими последствиями звукового удара, а полеты на малых высотах могут вообще привести к летальному воздействию на организмы. Переходное излучение в акустике изучено в меньшей степени и обсуждается много реже, чем в оптике. Однако акустический эффект и в этом случае гораздо сильнее оптического. Его наблюдал (слышал) каждый пассажир поезда, движущегося по мосту с периодически расположенными фермами, или при поездке в автомобиле мимо череды колонн или других конструкций, создающих сильные неоднородности границ. Более слабое переходное излучение сопровождает движение судов на воздушной подушке или экранопланов над неровной поверхностью воды. Обсуждаются физические особенности излучения акустических волн равномерно движущимися объектами в сравнении с аналогичными явлениями в оптике.

Луковников А.В. «Перспективы развития авиационных двигателей и силовых установок летательных аппаратов Гражданской авиации на рубеже 2050 годов» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 13-14 (2021)

Долотовский А.В., Бабулин А.А., Войтишина М.С., Шевяков В.И., Николаев Д.И. «Основные проблемы поддержания конкурентоспособности отечественных самолётов с учётом требований авиационных властей по шуму и импортозамещению» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 14 (2021)

Головкин М.А., Горбань В.П., Кириллов О.Е., Крицкий Б.С., Леонтьев В.А., Миргазов Р.М. «Исследования ЦАГИ в области аэродинамики винтокрылых летательных аппаратов» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 15-16 (2021)

Разработка и создание винтокрылых летательных аппаратов (ВКЛА), в том числе и вертолетов является актуальной задачей. Исследования и разработки таких вертолетов в настоящее время ведутся в США, Франции и России. Отмечается, что основными проблемами являются: создание рациональных аэродинамических и аэроупругих компоновок несущих винтов (НВ), работающих при повышенных значениях относительной скорости полета; снижение лобового сопротивления корпуса вертолета и его элементов; снижение уровня шума на местности при высоких аэродинамических характеристиках; отработка рациональных, с управлением по курсу, пропульсивных движителей, обладающих приемлемыми аэроакустическими характеристиками; развитие экспериментальных установок для исследования особенностей вертолетов, в том числе создание аэроупругих крупномасштабных моделей НВ; разработка и исследованиеаэродинамических характеристик профилей; создание и развитие методов расчета аэроакустических и аэроупругих характеристик НВ и определение летно-технических характеристик (ЛТХ) вертолета. Обсуждаются пути и направления решения отмеченных проблем. Демонстрируются результаты и перспективы внедрения новых разработок ЦАГИ на ряде российских вертолетов.

Козубская Т.К. «Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 16 (2021)

Обсуждается вычислительный эксперимент как бурно развивающееся средство решения прикладных задач аэроакустики и аэродинамики, наряду с теоретическими исследованиями и физическим экспериментом. Рассмотрены потенциальные возможности вычислительного эксперимента, включая имеющиеся ограничения и условия, его современные достижения, а также проблемы, с которыми приходится сталкиваться «вычислителям». Примеры решаемых в настоящее время промышленно-ориентированных задач в области самолёто- и вертолётостроения, двигателестроения, ракетостроения. Кратко представлены научные мероприятия «Вычислительный эксперимент в аэроакустике», регулярно проходящие, начиная с 2006 года, в городе Светлогорске Калининградской области. Восьмая российская конференция данной серии проводится в составе настоящего Всероссийского аэроакустического форума.

Карабасов С.А. «Статистические и динамические модели в аэроакустике на основе вихреразрешающих подходов» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 16-17 (2021)

В связи с развитием вычислительных технологий, вихреразрешающие подходы, типа метода крупных вихрей с моделями вязкой стенки, получили широкое распространение при решении задач аэроакустики. Уже традиционным стало использование вихреразрешающих подходов для расчета шума дальнего поля в сочетании с интегральными методами типа Фокса–Вильямса–Хоукингса в режиме "виртуальный микрофон", в том числе, в коммерческиx программных пакетах типа ANSYS Fluent и STAR CCM+. С другой стороны, в последнее время вихреразрешающие решения все чаще используются для непосредственной калибровки упрощенных физических моделей звукоизлучения аэродинамическими потоками и турбулентностью. Такие модели позволяют ухватывать основные особенности изучаемого процесса, a их результаты значительно проще получать, обрабатывать, и анализировать, чем прямое решение исходных уравнений Навье-Стокса, в том числе с точки зрения управления. Основополагающим допущением при построении таких упрощенных физических моделей является предположение (в англоязычной литературе основоположником этого направления принято считать Дэвида Крайтона) о возможности описания турбулентного течения с помощью введения эффективного среднего течения по аналогии с ламинарной жидкостью. В этом случае оказывается возможным свести исходную нелинейную задачу к линеаризованной модели, параметры которой можно определить из сквозного решения исходных уравнений газовой динамики в небольшой области задачи, без учета акустического дальнего поля. В случае построения линейной модели на основе феноменологичеcкого подхода, можно сконцентрироваться на каком-либо одном (самом важном в рассматриваемом случае) механизме звукоизлучения, например, связанном с волнами неустойчивости или рассеяньем вихрей на острой кромке крыла. Информацию о важности того или иного механизма можно извлечь из результатов прямого численного моделирования, например, с помощью нахождения наиболее энергетически или динамически важных мод численного решения нелинейной задачи. С другой стороны, иногда бывает полезно рассмотреть более сложные модели, как в случае обобщенной акустической аналогии Голдштейна, которая позволяет достаточно точно предсказывать шум турбулентных струй в широком диапазоне частот и углов наблюдателя за счет учета интерференции звукоизлучения распределенным источником и рефракции звука в поле струи. Представлен опыт автора в построении таких моделей для задач шума дозвуковых и сверхзвуковых турбулентных струй, а также шума крыла.

Страдомский О.Ю., Самойлов И.А., Лесничий И.В. «Перспективы развития парка воздушных судов гражданской авиации России» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 17-18 (2021)

Гражданская авиация России обеспечивает удовлетворение растущего спроса на авиаперевозки при постоянном повышении качества и экологичности авиатранспортного обслуживания. С начала века сформировалась тенденция интенсивного роста объемов авиационных перевозок российских авиакомпаний с темпами, существенно опережающими среднемировые. Несмотря на имевшие место случаи снижения спроса в периоды экономических кризисов, за период 2001–2019 гг. выполняемый за год пассажирооборот российских авиакомпаний вырос в 6 раз, грузооборот – в 3 раза (для мирового рынка эти показатели 3 и 2 раза, соответственно). Тенденция роста спроса на авиаперевозки в очередной раз прервалась в 2020 году в связи с негативными экономическими и социальными последствиями пандемии коронавируса, в первую очередь, из-за ограничения авиаподвижности населения вследствие введения во всем мире глобальных карантинных мер. По итогам 2020 г. отмечалось беспрецедентное падение рынка пассажирских авиаперевозок в 3 раза в целом по миру и на 52.5% в России. Если на внутреннем рынке с марта 2020 года российские авиакомпании столкнулись с существенным снижением спроса, который к концу лета уже восстановился, то международное сообщение было практически полностью остановлено на длительный период и к концу года восстановилось не более чем на 15–20%. Поэтому внутренние пассажирские перевозки за 2020 год сократились только на 22.3%, а международные – на 74.3%. Смягчение карантинных ограничений в России летом 2020 года при сохранении закрытости международного воздушного сообщения по большинству туристических направлений обусловило рост внутреннего туризма, что и привело не только к скорому восстановлению объемов внутренних авиаперевозок, но и к их росту в 2021 году относительно показателей 2019 года. За 6 месяцев 2021 года на внутренних авиалиниях было перевезено на 15% больше пассажиров, чем за аналогичный период «допандемийного» 2019 года, при сохранении спада международных перевозок. Внеэкономический характер текущего кризиса создает предпосылки для активного восстановления рынка авиаперевозок после снятия противоэпидемических ограничений. Это уже подтвердил внутрироссийский рынок авиаперевозок, об этом свидетельствуют наблюдаемые тенденции в связи с открытием для российских граждан воздушного сообщения с курортами Турции и Египта. Уже по итогам 2021 года пассажирооборот может составить более 70% от уровня 2019 года и преодолеть последствия кризиса спроса в 2022–2023 годах. При дальнейшем благоприятном развитии ситуации, предполагающем снятие карантинных ограничений в 2022 г. и восстановление экономического тренда, пассажирооборот вернется к долговременной тенденции роста и достигнет к 2030 году 490-640 млрд. пкм, а к 2040 году превысит показатели 2019 года в 2.3–3.1 раза. Восстановление рынка авиаперевозок стимулирует процессы обновления и расширения парка воздушных судов, которые замедлились и в кризис 2015 года, и теперь в пандемию 2020 года. Но даже в 2020 году в парк поступил 51 пассажирский самолет, в том числе 16 самолетов SSJ-100. Сегодня коммерческий парк гражданских воздушных судов насчитывает 915 пассажирских самолетов, вместимостью более 19 мест, и 95 грузовых самолетов. Кроме того, 51 пассажирский и 8 грузовых гражданских самолетов эксплуатируются специальными летными отрядами (Россия СЛО, 223-й ЛО, МЧС России), которые, по факту, коммерческие перевозки не выполняют. Суммарная численность коммерческого пассажирского парка уже на протяжении почти двух десятилетий остается относительно стабильной, но его структура, состав и провозная способность постоянно менялись в результате постоянного обновления парка. Благодаря этому современный российский парк, как минимум, не уступает среднемировым показателям по уровню экологического совершенства. Сегодня в пассажирском парке уже 60% численности составляют самолеты, удовлетворяющие по шуму на местности наиболее жесткому стандарту ИКАО – Главе 14. Топливная эффективность авиаперевозок существенно повысилась. Так, за период 2011–2019 гг. удельный расход топлива снизился на 29%. И хотя в 2020 году он вырос на 6.8% в условиях сжатия рынка и снижения загрузки самолетов, его снижение продолжится после завершения кризиса. Но пока обновление парка обеспечивается преимущественно зарубежной авиатехникой, на которой выполняется более 95% транспортной работы российских авиакомпаний. Предложения отечественного авиастроения по-прежнему ограничиваются одним типом – SSJ-100, создание семейства магистральных самолетов МС-21 затянулось в силу объективных причин. Прогнозируемый рост спроса на авиаперевозки потребует дальнейшего развития парка. Ожидается, что в предстоящий 20-летний период потребуются поставки более 2 тысяч пассажирских самолетов разных классов. Для повышения доли отечественной авиатехники в перспективном парке необходимо расширение типоразмерного ряда отечественных предложений, конкурентоспособных на мировом уровне, в том числе по экологическим характеристикам. Для этого необходимо уже сегодня искать новые пути снижения негативного воздействия гражданской авиации на окружающую среду. Приоритетным в мире стало снижение влияния на глобальный климат, повлекшее повышенное внимание к водородной энергетике, в том числе в авиации.

Бычков О.П., Копьев В.Ф., Фараносов Г.А. «Оценка вклада шума внутренней струи для двухконтурного сопла с внешним смешением на основе анализа данных, полученных методом азимутальной декомпозиции» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 19-20 (2021)

Несмотря на многолетнюю историю исследований, до сих пор нет общепринятой теории генерации шума турбулентными струями. В вопросе поиска причин генерации шума и построения соответствующих физических моделей решающую роль играет эксперимент. Ценность экспериментальных результатов тем выше, чем более нетривиальную информацию они позволяют получить о тех или иных особенностях и характеристиках источников шума. Существенное продвижение в понимании природы излучения шума простейшими струями, истекающими из круглых одноконтурных сопел, было достигнуто благодаря переходу от изучения спектров и направленности суммарного шума к анализу соответствующих характеристик для его азимутальных гармоник. С практической точки зрения значительный интерес представляют более сложные конфигурации: струи, истекающие из двухконтурных сопел, соответствующих тем, которые используются в современных авиационных двигателях. До настоящего времени, насколько известно авторам, исследования азимутального состава звукового поля таких струй не проводились, несмотря на внушительный список публикаций, посвященных их шуму. В рамках настоящей работы с помощью метода азимутальной декомпозиции в заглушенной камере АК-2 ЦАГИ проведены измерения азимутального состава шума холодных струй, истекающих из двухконтурного сопла с внешним смешением с различными сочетаниями скоростей потоков внутреннего и внешнего контуров.

Копьев В.Ф., Беляев И.В., Зайцев М.Ю., Панкратов И.В., Zhao Kun «Сравнение результатов крупномасштабных и маломасштабных испытаний шасси в FL-17 CARDC и АК-2 ЦАГИ» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 20 (2021)

Шасси является важным источником шума самолета при заходе на посадку, что делает крайне актуальными исследования шума шасси и разработку методов его снижения. Проведение таких исследований для маломасштабных моделей шасси ограничивается необходимостью учета эффекта числа Рейнольдса при пересчете полученных результатов на натурные масштабы. Для оценки возможности переноса результатов измерений шума маломасштабных шасси на натурные масштабы необходимо сравнительное исследование в контролируемых лабораторных условиях маломасштабных и крупномасштабных моделей с одинаковой геометрией. В данной работе проводится сравнение результатов измерений шума тематических моделей шасси, полученных в крупномасштабных испытаниях в заглушенной установке FL-17 CARDC (г. Мяньян, Китай) и в маломасштабных испытаниях в заглушенной камере АК-2 ЦАГИ (Москва, Россия). Модели шасси имели идентичную геометрию, но отличались по масштабу в 10 раз. Исследовалось влияние на шум шасси таких параметров как высота стойки, наличие шлицшарнира, количество колес, поворот модели относительно набегающего потока и скорости потока. Описан способ пересчета результатов испытаний с маломасштабными моделями на натурные масштабы. Показано, что параметрические зависимости, определенные в маломасштабных испытаниях, находятся в хорошем соответствии с результатами измерений крупномасштабных моделей.

Бычков О.П., Солнцев И.А., Фараносов Г.А., Юдин М.А. «Численное моделирование аэроакустического взаимодействия струи и плоской пластины» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 20-21 (2021)

Эффект взаимодействия струи и элементов планера самолета может оказывать существенное влияние на уровни шума самолета на местности. В последнее время разработано множество вариантов аналитических моделей данного эффекта, основанных на упрощенном представлении как возмущений, создаваемых струей, так и геометрии рассеивающих поверхностей. Применение к данной задаче методов численного моделирования, валидированных на данных эксперимента, может быть полезно с точки зрения уточнения области применимости упрощений, используемых в аналитических подходах, а также получению данных, дополняющих физический эксперимент. Целью настоящей работы является численное моделирование аэроакустического взаимодействия дозвуковой турбулентной струи и плоской пластины, имитирующей крыло, и валидация полученных результатов с использованием экспериментальных данных, полученных в заглушенной камере АК-2 ЦАГИ.

Бычков О.П., Фараносов Г.А. «Исследование влияния угла установки крыла на характеристики рассеяния ближнего гидродинамического поля турбулентной струи» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 21-22 (2021)

Для современных магистральных самолетов среди значимых источников шума на местности можно выделить шум взаимодействия струи и крыла самолета, связанный с рассеянием ближнего поля струи на задней кромке закрылка. При экспериментальном исследовании или построении аналитической модели данного источника шума, решая фундаментальную задачу, зачастую используют упрощенный подход, при котором крыло самолета моделируется жесткой пластиной. В предыдущих работах авторов была разработана теоретическая модель, позволяющая по измеренным параметрам пульсаций ближнего поля изолированной струи предсказывать уровни шума взаимодействия струи и пластины, моделирующей крыло. При этом считалось, что плоскость рассеивающей поверхности располагается параллельно оси струи, в то время как в реальных конфигурациях допущение может не выполняться (крыло под углом атаки и/или отклоненный закрылок). В данной работе с целью оценки влияния угла установки рассеивающей поверхности по отношению к оси струи в модель, описанную в Бычков О.П., Фараносов Г.А. Анализ взаимной связи модовой структуры пульсаций ближнего поля струи и шума взаимодействия струи и крыла. // Акустический Журнал. 2020. т. 66. № 1. стр. 34-45, вводится дополнительный параметр: угол отклонения полуплоскости, моделирующей крыло, от направления истечения струи. Задача решается при помощи метода Винера–Хопфа.

Копьев В.Ф., Зайцев М.Ю., Макашов С.Ю., Долотовский А.В., Бабулин А.А., Шевяков В.И. «Локализация и ранжирование источников шума на местности самолёта-прототипа SSJ-NEW (опытного самолета RRJ-95) по результатам натурных летных испытаний (ЛИ)» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 23-24 (2021)

В 2019 г. проведены специальные летные испытания (ЛИ) опытного самолета RRJ-95 №97005 с двигателями SaM-146. В результате получены экспериментальные данные, позволяющие построить карты локализации источников шума и провести их ранжирование. Экспериментальная база данных получена с использованием имеющегося в ЦАГИ аппаратно-программного комплекса, состоящего из 108-микрофонной антенны диаметром 12 м, многоканальных блоков сбора акустической информации, системы GPS синхронизации, а также лицензионного программного обеспечения (ПО) сбора и обработки акустических данных фирмы «Брюль и Къер» (Дания). Основной целью испытаний было получение материалов для определения пространственного положения и интенсивности источников шума планера самолета-прототипа SSJ-NEW (опытного самолета RRJ-95) на различных режимах полета вблизи земли.

Николаев Д.И., Наквасин А.Ю. «Летные испытания и оценка характеристик шума на местности самолета модели RRJ-95B-100 с горизонтальными законцовками крыла для определения соответствия требованиям стандартов приложения 16 ИКАО» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 25 (2021)

Летные испытания по определению характеристик шума самолёта модели RRJ-95B-100 с горизонтальными законцовками крыла проводились в воздушном пространстве ближней зоны аэродрома «Раменское» на акустической измерительной базе AO «ЛИИ им. М. М. Громова» в период с 18.10.2018 г. по 18.07.2019 г. Всего было выполнено 12 полетов. Полеты выполнялись экипажами летчиков-испытателей ПАО «Корпорация «Иркут», Филиал «Региональные самолёты». На период проведения лётных испытаний самолёт RRJ-95B-100 с горизонтальными законцовками крыла был оборудован комплексом бортовых траекторных измерений (КБТИ) для контроля параметров полёта. Акустические измерения осуществлялись комплектами аппаратуры ЭКОФИЗИКА-GPS/RTA.

Копьев В.Ф., Беляев И.В., Величко С.А. «Оценка верхней границы параметров силовой установки СПС, позволяющих удовлетворить перспективным нормам по шуму на местности» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 26 (2021)

Степень двухконтурности двигателя перспективного сверхзвукового пассажирского самолета (СПС) является одним из ключевых параметров, определяющих уровни шума СПС на местности. В настоящий момент рассматриваются концепции СПС с двигателями низкой степени двухконтурности, для которых основным источником шума является турбулентная струя. Исследование других источников шума и разработка методов их снижения имеют смысл только для СПС, которые удовлетворяют нормам по шуму при рассмотрении струи в качестве единственного источника шума. Таким образом, можно поставить вопрос о том, для какой степени двухконтурности двигателя (и соответствующей ей скорости струи) рассматриваемые концепции перспективных СПС могут удовлетворить нормам по шуму на местности при расчете шума СПС на основе только шума струи. Для двигателей меньшей степени двухконтурности (и большей скорости струи) рассматриваемые СПС заведомо не смогут выполнить нормы по шуму на местности. В работе проведен анализ 3 вариантов СПС (STCA NASA и 2 концепции СПС ЦАГИ) с целью определения этой допустимой границы скорости струи и степени двухконтурности двигателя. Для моделирования параметров двигателя использовалась одномерная математическая модель ЦАГИ двигателя малой степени двухконтурности. Отмечена важность дополнительных способов снижения шума струи (модификация формы сопла, экранирование шума струи элементами планера, плазменные актуаторы и т.д.), которые позволяют увеличить верхнюю границу допустимой скорости струи и, как следствие, снизить требуемую степень двухконтурности двигателя.

Болсуновский А.Л., Брагин Н.Н., Бузоверя Н.П., Скоморохов С.И., Чернышев И.Л., Черный К.И. «Расчетно-экспериментальные исследования новой аэродинамической модели самолета в схеме «летающее крыло»» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 26 (2021)

Экологические требования, такие как шум на местности и ограничения выбросов, играют важную роль в гражданской авиации. В эксплуатируемых сейчас конфигурациях самолетов с двигателями под крылом возможности уменьшения шума ограничены. Двигатель вносит основной вклад в уровень шума самолета, по крайней мере, на взлете. В рамках исследований перспективных компоновок ЦАГИ изучает возможность создания "тихого" самолета с экранированием шума двигателей планером. Аэродинамическая компоновка в схеме «летающее крыло» (в дальнейшем ЛК) является одной из наиболее многообещающих альтернатив традиционным компоновкам ЛА типа «крыло+фюзеляж». В течение ряда последних лет в ЦАГИ рассматривается конфигурация дальнемагистрального самолета средней пассажировместимости в схеме ЛК. Исследования показали, что верхнее расположение двигателей, благоприятное с точки зрения шума, несет риск ухудшения аэродинамических характеристик за счет интерференции планера с мотогондолами и пилонами двигателей. В работе представлены различные аспекты аэродинамики ДМС в схеме ЛК, приведены расчетные и экспериментальные результаты.

Копьев В.Ф., Зайцев М.Ю., Беляев И.В., Остриков Н.Н. «Испытания маломасштабного шасси регионального самолета в АК-2 и сравнение с результатами летного эксперимента» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 27 (2021)

В связи с успехами в области снижения шума двигателя, шум планера стал одним из основных источников шума самолета при заходе на посадку. Шасси является важным источником шума планера, и его снижение необходимо для дальнейшего снижения шума самолета и удовлетворения действующим и перспективным нормам по шуму на местности. В связи с отсутствием в России крупномасштабных заглушенных установок, экспериментальные исследования шума шасси можно проводить либо на маломасштабных моделях (в частности, в заглушенной камере АК-2 ЦАГИ), либо в натурном эксперименте с помощью метода локализации источников шума (т.н. бимформинга). Таким образом, представляет интерес сравнение измерений шума маломасштабных подробных моделей шасси и результатов летных испытаний, в которых с помощью метода бимформинга измеряется шум шасси самолета. В данной работе проводится такое сравнение для шасси регионального самолета, включающее в себя результаты измерений маломасштабных моделей основной и передней опор шасси, результаты измерений с помощью бимформинга шума основной и передней опор шасси в летных испытаниях, а также результаты моделирования шума шасси с помощью полуэмпирической модели Финка. В отечественной практике такое сравнение выполняется впервые. Предложен метод пересчета результатов испытаний маломасштабных моделей шасси на натурные масштабы. Подтверждена важность учета местной скорости потока в районе шасси самолета на точность результатов расчета и моделирования. Сформулированы рекомендации по модификации основной и передней опор шасси самолета с целью снижения их шума.

Беляев И.В., Макашов С.Ю., Зайцев М.Ю., Юдин В.Г., Потапов А.В. «Наземные стендовые испытания плоского сопла с шумоглушением в составе самолета» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 27-28 (2021)

Важность шума струи для перспективного сверхзвукового пассажирского самолета (СПС) на режимах взлета и набора высоты диктует необходимость разработки методов снижения шума струи и их последующей валидации в крупномасштабных и натурных испытаниях. В связи с отсутствием в России крупномасштабной заглушенной установки с горячим потоком, которая позволяла бы проводить измерения шума горячих струй, истекающих из крупномасштабных моделей сопел различной геометрии, валидация методов снижения шума в крупномасштабных испытаниях представляет собой значительную проблему. В данной работе описан один из способов ее решения, представляющий собой наземные акустические испытания сопла с системой шумоглушения, которое устанавливается на двигатель самолета.

Ливерко А.В., Сбоев Д.С., Судаков В.Г., Тытык М.Н. «Влияние акустических возмущений на ламинарно-турбулентный переход на модели прямого крыла в АДТ Т-128» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 28-29 (2021)

Проведены испытания по исследованию влияния акустических возмущений на положение ламинарно-турбулентного перехода (ЛТП) и аэродинамические характеристики модели прямого крыла в аэродинамической трубе (АДТ) Т-128 ЦАГИ. Модель имеет одинаковый по размаху остронастроенный профиль ОСПБ-77, спроектированный в ЦАГИ А. Л. Болсуновским. Испытания проводились в рабочей части № 3 Т-128, которая предназначена для проведения исследований аэродинамических характеристик крыльев «бесконечного» размаха (т.е. модель от одной боковой стенки до противоположной). Рабочая часть имеет на входе размер 2.75×2.75 м. Хорда профиля 0.5 м.

Корунов А.О., Горбовский В.С., Кажан А.В. «Параметрическое исследование влияния параметров атмосферы на громкость звукового удара» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 29 (2021)

Особенностью проектирования аэродинамической компоновки перспективного СГС является необходимость учитывать уровень создаваемого при полете на сверхзвуковой скорости звукового удара. Ударные волны, достигнув поверхности земли, характеризуются скачкообразным ростом давления в эпюре избыточного давления и негативным образом влияют на человека и окружающую среду. Ввиду отсутствия экспериментальных данных по распространению ударных волн малой интенсивности в реальной атмосфере от самолетов, реализующих технологии снижения звукового удара, и невозможности проведения трубных экспериментальных исследований в дальнем поле, оценка характеристик звукового удара выполняется численно с использованием методов нелинейной акустики. При этом важную роль играет учет свойств реальной атмосферы (температура, влажность, ветер), которые влияют на абсорбцию и дисперсию звуковой волны в атмосфере. В ФГУП «ЦАГИ» разрабатывается программный комплекс «vBOOM» по расчету траекторий распространения звуковых волн в атмосфере до земли и определению затухания избыточного давления. В данной работе приведены результаты параметрических исследований влияния характеристик атмосферы на форму эпюры избыточного давления и громкость волны звукового удара на земле в различных метриках. Выполнено сравнение результатов расчёта громкости звукового удара в различных метриках с результатами AIAA Sonic Boom Prediction Workshop в различных атмосферах (ISO, SBPW). Показано изменение громкости звукового удара тестового летательного аппарата в зависимости от географического положения траектории полета и времени года.

Баранов С.А., Брагин Н.Н., Гребенев Д.Н., Скоморохов С.И., Слитинская А.Ю. «Исследования влияния элементов механизации пассажирского самолета на поле течения в области ГО» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 29-30 (2021)

Элементы механизации пассажирского самолета являются дополнительными источниками шума на взлётно-посадочных режимах. При различных конфигурациях механизации крыла по нестацирнарным характеристикам поля течения за ним можно получить качественную оценку их влияния на увеличение шума. В аэродинамической трубе Т-103 ЦАГИ были проведены исследования поля течения за крылом модели пассажирского самолета в области горизонтального оперения (ГО) при скорости потока 50 м/с. Измерения сделаны с помощью термоанемометра и насадка ПДД-1 с датчиками kulite. В посадочной конфигурации предкрылка и закрылка на крыле модели пассажирского самолета рассмотрено влияние отклонения интерцептора и тормозного щитка в присутствие экрана, имитирующего землю в АДТ.

Денисов С.Л., Остриков Н.Н., Ипатов М.С., Яковец М.А. «Сравнительные исследования в заглушенной камере АК-2 эффективности экранирования шума, излучаемого из каналов воздухозаборных устройств прямоугольной, трапециевидной и круглой форм» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 30-31 (2021)

Помимо установки звукопоглощяющих конструкций, экранирование излучаемого из канала воздухозаборника тонального шума является одним из возможных путей снижения шума авиационной силовой установки. Однако в подавляющем большинстве случаев исследование экранирования шума, излучаемого из канала воздухозаборника проводилось для круглых цилиндрических каналов, характерных для дозвуковых самолётов. Желание обобщить эффект экранирования на случай сверхзвуковых пассажирских самолётов (СПС) привело к тому, что класс геометрий воздухозаборных каналов должен быть расширен на случай каналов прямоугольного или иного сечения, отличного от круглого. С этой целью в заглушенной камере ЦАГИ АК-2 были выполнены экспериментальные исследования эффективности экранирования тонального шума, излучаемого из прямоугольного, трапецивидного и скошенного трапецевидного каналов.

Денисов С.Л., Остриков Н.Н. «Определение оптимального расположения авиационной силовой установки для самолёта интегральной компоновки с точки зрения снижения шума на местности» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 31-32 (2021)

Предложен подход, позволяющий провести оценку снижения шума самолёта на местности с помощью эффекта экранирования для различных положения силовой установки (СУ) относительно планера самолёта интегральной компоновки. В работе предложен критерий выбора положения силовой установки, для которого реализуется максимальное снижение шума самолёта на местности для заданной геометрии планера, траектории, параметров и режимов работы СУ. Расчёт эффективности экранирования проводился с помощью методов Геометрической Теории Дифракции, справедливость которой была выполнена с помощью метода последовательностей максимальной длины.

Мусатова Н.К., Сумбатян М.А. «Дифракция звука на бесконечном клине в однородном безвихревом набегающем потоке» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 32-35 (2021)

Дифракция акустической волны на бесконечном клине – это классическая задача теории дифракции. Она была исследована многими авторами, начиная с Зоммерфельда. Похожий случай рассматривался ранее, однако основное отличие от текущей задачи состоит в том, что клин имеет конечные размеры. В работе Бетяев С.К. Обтекание вершины клина идеальной несжимаемой жидкостью. Прикладная механика и техническая физика, т. 48, 2007, c. 57-65 представлены трёхмерная и двумерная задачи обтекания бесконечного клина, однако рассматривается неравномерный поток. В книге Кочин Н.Е., Кибель И.А., Розе Н.В. Теоретическая гидромеханика Ч.1. – М.:Физматлит, 1963поток на бесконечности также не соответствует равномерному. В Блохинцев Д.И. Акустика неоднородной движущейся среды. – М.:Наука, 1981 выводится уравнение распространения звука в постоянном потоке. В статье авторов Sumbatyan M.A., Martynova T.S., Musatova N.K. Boundary element methods in diffraction of a point-source acoustic wave by a rigid infinite wedge. Engineering Analysis with Boundary Elements, v. 125, 2021, pp. 157-167 рассматривается простейший случай – предполагается, что клин находится в акустической среде без потока. Цель данной работы – дополнить полученные в результаты для случая безвихревого однородного равномерного потока. Для разрешения задачи применяется метод граничных интегральных уравнений (ГИУ), который сводит задачу к интегральному уравнению Фредгольма второго рода.

Почкин Я.С., Россихин А.А., Халецкий Ю.Д. «Экранирование шума вентилятора фрагментом крыла» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 35-36 (2021)

В условиях заглушенной камеры стенда ЦИАМ Ц-3А выполнено экспериментальное исследование экранирования шума четырех конфигураций, моделирующих взаимное расположение модели вентилятора и модели крыла планера.

Остриков Н.Н., Беляев И.В., Дунаевский А.И. «Расчетная оценка шума распределенной силовой установки для самолета малой авиации» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 36 (2021)

Проведен сравнительный расчет шума для различных вариантов распределенной силовой установки самолета малой авиации с коротким взлетом и посадкой. РСУ самолета состоит из 20 винтов (по 10 винтов на каждом крыле) диаметром 0.38 м.

Беляев И.В., Фараносов Г.А., Горбовской В.С. «Акустические испытания модели плоского сопла СПС в АК-2 ЦАГИ» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 37 (2021)

В рамках исследований по снижению шума струи сверхзвуковых пассажирских самолетов (СПС) были проведены акустические испытания маломасштабной модели плоского сопла типа «миксер-эжектор» с системой шумоглушения на режимах работы, соответствующих взлету и набору высоты, включая наличие спутного потока. Были получены спектральные характеристики и диаграммы направленности шума в дальнем поле для широкого диапазона азимутальных и полярных углов.

Дубень А.П., Козубская Т.К., Родионов П.В. «Моделирование аэродинамики прототипа сверхзвукового пассажирского самолета на режиме посадки» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 37-38 (2021)

Описываются результаты первого этапа на пути к вихреразрешающему моделированию акустики сверхзвуковых пассажирских самолетов (СПС) при посадке: RANS моделирование аэродинамики на целевых скоростях и углах атаки.

Храмцов И.В., Пальчиковский В.В., Черенкова Е.С., Ершов В.В., Вискова Т.А. «Исследования шума турбулентной дозвуковой струи в заглушенной камере ПНИПУ» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 38-39 (2021)

Несмотря на достигнутые за последние десятилетия успехи в снижении шума самолета, одним из главных его источников по-прежнему является реактивная струя, что обусловлено следующими причинами. Во-первых, шум лопаточных машин снизился настолько, что шум струи даже у двигателей с высокой степенью двухконтурности вносит заметный вклад в общий шум двигателя. Во-вторых, на практике даже для современных пассажирских самолетов часто используют двигатели с низкой степенью двухконтурности, в которых шум реактивной струи является доминирующим в общем шуме силовой установки. Таким образом, исследование шума струи и поиск вариантов его снижения является актуальной задачей. Одним из известных способов снижения шума струи является изменение условий истечения путем изменения геометрии формирующего струю устройства. К таким методам стоит отнести щелевидные (прямоугольные), шевронные, скошенные и гофрированные сопла. Данные методы являются одними из самых эффективных и достаточно простых, так как обычно не требуется дополнительной аппаратуры и их применение не приводит к серьезному увеличению массы авиационного двигателя. Стоит отметить, что используемые на протяжении долгого времени технологии позволяли изготавливать сопла в ограниченном диапазоне относительно форм выходной части. Современный уровень компьютерного моделирования позволяет создавать 3D-модели сопел практически любой геометрии, а активно развивающиеся аддитивные технологии позволяют их изготавливать. В ходе работы с помощью ABS технологий были созданы обычные конические сопла, а также: гофрированные сопла с различным числом лепестков и их высотой; и, дополнительно, шевронное сопло. Исследования проводились 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. В ходе работы оценивались спектры шума струи в диапазоне углов от 30 до 105°. Полученные результаты показывают, что акустические характеристики струи, истекающей из сопловых насадков, напечатанных на 3D-принтере, совпадают с характеристиками струи, истекающей из цельных металлических сопл той же конфигурации, что подтверждает работоспособность предложенного подхода. Проведенные широкие параметрические исследования шума гофрированных сопловых насадков продемонстрировали, что с увеличением амплитуды гофров при сохранении площади выходного сечения сопла и скорости истечения усиливается эффект снижения шума турбулентной струи. Также с возрастанием числа лепестков гофрированного сопла наблюдается увеличение частотного диапазона снижения шума струи. Проведены исследования положения источников шума с помощью метода бимформинг для струй, истекающих из сопловых насадков различной формы. Полученные результаты по положению источников шума для круглой струи хорошо совпадают с другими авторами. Положения источников шума в струях, истекающих из шевронных и гофрированных сопел, на высоких частотах смещены ближе к срезу сопла по сравнению с круглым соплом, а на низких частотах, наоборот, смещаются дальше от среза сопла. Исследования выполнены на уникальной научной установке «Акустическая заглушенная камера с аэродинамическими источниками шума», регистрационный номер 500617.

Воронцов В.И., Зайцев М.Ю., Карабасов С.А., Аникин В.А. «Исследование влияния геометрических параметров лопасти на тональный шум несущего винта вертолета» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 40 (2021)

Проводится численное исследование тонального шума несущего вертолётного винта при различных режимах обтекания и изменяющихся геометрических параметрах лопасти. Для расчета акустических характеристик, обусловленных нестационарной нагрузкой на лопастях, используется программный комплекс, реализующий гибридный метод расчета. На первом шаге рассчитывается ближнее поле вокруг лопасти с помощью параллельной программы вычисления уравнений Эйлера. На втором шаге находятся акустические характеристики в дальнем поле с помощью интегрального метода Фокса Вильямса–Хоукингса (ФВХ) с использованием проницаемых контрольных поверхностей, охватывающих лопасть. Проведена валидация программного комплекса путем сравнения результатов расчета звукового поля модельного несущего винта вертолета, скомпонованного из лопастей прямоугольной формы в плане, и имеющих линейную геометрическую крутку –9°, с результатами акустических измерений, проведенных на открытом гоночном стенде для режима висения.

Аникин В.А., Артемчук Н.В., Асланов А.Р., Герасимов О.В., Индруленайте Я.А., Пашков О.А. «Численное моделирование аэродинамики несущего винта в широком диапазоне режимов» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 40 (2021)

Представлены результаты исследований аэродинамики одиночного трехлопастного несущего винта легкого многоцелевого вертолета диаметром 8,4 м на режимах висения и горизонтального полета, проведенных в ООО «ВР-Технологии». Исследования проводились с использованием математической модели, основанной на решении дискретных аналогов уравнений газодинамики для модели вязкого сжимаемого газа на трехмерных структурированных и неструктурированных расчетных сетках. Азимутальное и маховое движение абсолютно жестких лопастей несущего винта учитывалось с помощью технологий вложенной и динамической перестраиваемой расчетной стеки. Также представлены полученные суммарные и распределенные нестационарные аэродинамические характеристики несущего винта, а также структура обтекания лопастей, проанализировано влияние технологии учета движения лопастей на получаемые результаты, доказана физичность и непротиворечивость результатов, полученных с использованием разных математических моделей. Проведено сравнение результатов численного моделирования с экспериментальными данными, полученными в АДТ Т-101 ЦАГИ.

Бобков В.Г., Козубская Т.К., Ивчин В.А. «Численное моделирование дальних акустических полей, генерируемых несущим и рулевым винтами тяжелого вертолета» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 40-41 (2021)

Представлены результаты численного моделирования обтекания вращающихся винтов тяжелого вертолета. Для расчета применялась разработанная авторами методика моделирования обтекания вращающегося винта.

Абалакин И.В., Жданова Н.С., Козубская Т.К., Цветкова В.О., Вершков В.А., Кудрявцева Л.Н. «Численное моделирование турбулентного обтекания фюзеляжа вертолета с использованием различных подходов» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 41-42 (2021)

Задача определения аэродинамического и акустического взаимовлияния несущего винта и фюзеляжа вертолета крайне важна при проектировании перспективных компоновок вертолетов. Прогнозирование аэродинамических свойств фюзеляжа при этом имеет и самостоятельное значение. Работа посвящена численному моделированию турбулентного течения вблизи модельного фюзеляжа вертолета и расчету на основе полученных данных его аэродинамических характеристик. Внимание уделяется различным подходам к моделированию с целью выработки эффективной методики численного исследования взаимодействия винта и фюзеляжа в рамках одного расчета. Рассматривается следующая тестовая задача обтекания фюзеляжа ROBIN (Rotor Body INterference).

Акиньшин Р.В., Карабасов С.А., Воронцов В.И. «Численное исследование тонального шума вертолетного винта с прямоугольными лопастями с помощью комплекса параллельных программ с применением MPI» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 42 (2021)

Рассматривается нестационарная задача об аэроакустике вертолетного винта на режиме висения, имеющего прямоугольные в плане лопасти, скомпонованные из несимметричного профиля NACA230-12. Расчет проводился на рабочей станции с процессором AMD Threadripper 3990X. Для распараллеливания применялась технология MPI, использовалось 64 ядра. Применяется гибридный метод расчета, согласно которому вначале рассчитывается ближнее поле, а затем находятся акустические характеристики в дальнем поле, при этом ближнее и дальнее поле разделены контрольной акустической поверхностью. В ближней области находятся значения параметров поля из прямого расчета уравнений Эйлера. Для дальней области применяется интегральный метод Фокса Вильямса–Хоукингса. Расчет проводился для четырех скоростей вращения лопасти, при этом было четыре угла установки лопасти (угол наклона сечения лопасти к плоскости вращения винта) для каждого режима. Численное решение уравнений Эйлера было получено для сетки 2 500 000 ячеек.

Самохин В.Ф., Крицкий Б.С., Миргазов Р.М., Аникин В.А., Селеменев С.В. «Акустическое поле вертолётов соосной схемы» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 43 (2021)

Обсуждаются обобщенные энергетические, пространственные и спектральные характеристики акустического излучения вертолетов соосной схемы на режиме горизонтального полета с крейсерской скоростью 120–250 км/ч. В лётном эксперименте получены данные о мощности и спектре суммарного акустического излучения. Определены мощность, направленность и спектральный состав импульсной составляющей акустического излучения вертолета.

Самохин В.Ф., Крицкий Б.С., Миргазов Р.М., Ивчин В.А. «Направленность и спектр акустического излучения одновинтовых вертолетов» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 44 (2021)

Обсуждаются обобщенные энергетические, пространственные и спектральные характеристики суммарного акустического излучения отечественных вертолетов одновинтовой схемы на режиме горизонтального полета в широком диапазоне изменения взлетной массы и числа Маха скорости потока в концевом сечении наступающей лопасти несущего винта.

Пахов В.В., Михайлов С.А. «Исследования акустических и аэродинамических параметров модели винта вертолета на различных режимах работы» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 45 (2021)

Представлены результаты экспериментальных исследований аэродинамических и аэроакустических характеристик, модельного винта вертолета.

Казаков Е.А., Сумбатян М.А. «Приложение классической теории тонкого крыла к вращающейся лопасти» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 45-48 (2021)

Рассматривается применение классической линейной теории малых возмущений для тонкого крыла к лопасти конечного размаха, малой толщины, малой кривизны, вращающуюся под малым углом атаки.

Мошков П.А., Самохин В.Ф. «Проблемы проектирования легких винтовых самолетов с учетом требований по шуму на местности.» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 48 (2021)

В последнее время наблюдается тенденция к ужесточению международных нормативных требований по шуму гражданских воздушных судов на местности. Современные проектируемые легкие винтовые самолеты (ЛВС) должны быть существенно менее шумными, чем эксплуатируемые в настоящее время. Поэтому актуальность проблемы обеспечения концепции акустического проектирования в рамках жизненного цикла ЛВС не вызывает сомнения. Одним из подходов к снижению шумности ЛВС является переход к электрическим или гибридным силовым установкам. В этом случае произойдет существенная трансформация звукового поля ЛВС. Стоит ожидать доминирования шума воздушного винта (для взлетного, сертифицируемого по шуму на местности режима работы силовой установки) с существенным влиянием установочных эффектов и шума обтекания планера. Стоит отметить, что в настоящее время в Российской Федерации «демонстратор» легкого винтового самолета с гибридной силовой установкой находится на стадии разработки, и в течение ближайших 10–15 лет не стоит ожидать появления и широкого распространения таких силовых установок в малой и беспилотной авиации. В то же время в литературе практически не представлено информации о том, какие работы на различных этапах создания нового ЛВС необходимо выполнять с целью обеспечения его успешной сертификации по шуму на местности и конкурентоспособности на мировом рынке. Целью настоящей работы является формирование концепции акустического проектирования легкого винтового самолета, т.е. с учетом «закладываемых» на этапе «предварительного анализа» требований к предельно допустимым уровням шума на местности. В рамках настоящей работы выполнен анализ базы данных сертификационных испытаний EASA (Европейское агентство по безопасности полетов) с целью определения конкурентных требований по шуму на местности к проектируемым самолетам, а также выполнена оценка влияния различных факторов на уровни шума самолетов в сертификационных контрольных точках. Рассмотрена проблема выбора винтомоторной силовой установки для легкого винтового самолета с учетом требуемого уровня акустического совершенства.

Исаченко Е.А. «Моделирование аэродинамики и аэроакустики пропеллера беспилотного летательного аппарата в ANSYS Fluent» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 49 (2021)

Система противоположно-вращающихся винтов представляет новые механизмы генерации шума из-за взаимодействия волны и вихря от верхнего винта с нижним по потоку. В связи с растущим интересом к этой технологии и увеличением числа беспилотных летательных аппаратов необходимо изучить влияние таких систем на природу и окружающую среду человека, спрогнозировать распространение шума и прийти к оптимальному дизайну. Цель этого исследования – разработать новую методологию прогнозирования шума, которая объединяет несколько программ. Методология должна обеспечивать точное прогнозирование шума с возможностью изменения геометрии винта и конфигурации всей винтовой системы. Цель состоит в том, чтобы создать цифровой двойник в ANSYS Fluent одиночных и вращающихся в противоположных направлениях пропеллеров и исследовать механизм генерации шума путем сравнения этих объектов.

Титарев В.А., Чернышев С.А., Фараносов Г.А. «Численное моделирование тонального шума некоторых винтовых конфигураций с помощью кода «Гербера»» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 50 (2021)

В НИО-9 ЦАГИ разрабатывается расчетный код «Гербера», предназначенный для моделирования аэроакустики винтовых конфигураций на основе численного решения уравнений Эйлера и Навье–Стокса. Отличительной особенностью кода является возможность моделирования сложных конфигураций (винт+пилон, биротативный винт). Оценка тонального шума в дальнем поле проводится с помощью постпроцессора, реализующего метод Фокса Вильямса–Хоукингса с конвективной функцией Грина. В настоящем докладе приводится обзор последних результатов, полученных с помощью кода «Гербера», включая сравнение с опубликованными в литературе расчетными и экспериментальными данными для одиночного самолетного винта и расчет шума тематического вертолетного винта в режиме висения. Представленные результаты показывают универсальность и точность кода «Гербера» в применении к задачам расчета шума винтов в дальнем поле.

Беляев И.В., Остриков Н.Н., Панкратов И.В. «Сравнение шума на местности самолетов с винтами в тянущей и толкающей компоновках по испытаниям в АК-2» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 50-51 (2021)

Влияние эффекта установки винта (в частности, взаимодействие с пилоном или крылом) на создаваемый им шум является важным критерием при выборе компоновки винтового самолета. Для исследования этого эффекта в заглушенной камере АК-2 ЦАГИ были проведены экспериментальные исследования шума маломасштабной модели 6-лопастного винта диаметром 30 см в тянущей и толкающей компоновках с учетом взаимодействия с планером, который моделировался элементами тематического крыла.

Тимушев С.Ф., Яковлев А.А., Мошков П.А. «Численное моделирование шума воздушного винта легкомоторного самолета» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 51-52 (2021)

В работе представлена модель для расчета тональных составляющих шума воздушного винта. Выполнен численный расчет шума малонагруженного 4-лопастного воздушного винта диаметром 3.6 м. Расчет выполнен для случая работы изолированного винта на месте на номинальном режиме работы силовой установки. Представлено сравнение результатов численного моделирования с данными ранее выполненного эксперимента и с результатами расчета по полуэмпирической модели шума

Бойчук И.П. «Аналитическое моделирование широкополосного шума открытого ротора» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 52-54 (2021)

Аналитическое моделирование востребовано в аэроакустических исследованиях, поскольку оно может обеспечить быстрое и достаточно точное предсказание шума от источников, природа которых понятна. Для возможности предсказания шума аналитические методы требуют использования различных допущений. В работе представлено исследование широкополосного шума, основанного на использовании полуаналитического метода, основанного на теории Амита.

Копьев В.Ф., Остриков Н.Н. «Проблемы увеличения эффективности работы ЗПК в каналах авиадвигателя» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 55 (2021)

В настоящее время в отечественной авиационной промышленности создается сразу несколько авиадвигателей, призванных обеспечить конкурентные преимущества отечественных самолетов на международных рынках. С другой стороны, постоянно ужесточаются нормы ИКАО по шуму на местности, и поэтому создающиеся самолеты должны иметь конкурентоспособные запасы по отношению как к действующим, так и перспективным нормам ИКАО по шуму на местности. Хорошо известно, что введение новых норм имеет, в том числе, цель заставить авиапроизводителей внедрять новые технологии шумоглушения. Звукопоглощающие конструкции (ЗПК), устанавливаемые в тракты ТРДД, являются важнейшим средством снижения шума вентиляторной ступени авиадвигателей. Уже действующие нормы Главы 14 тома 1 Приложения 16 ИКАО заставляют авиапроизводителей проводить серьезные исследования при разработке звукопоглощающих конструкций (ЗПК) для двигателей. В работе обсуждаются проблемы, которые необходимо решить, чтобы ЗПК на отечественных двигателях достигали эффективности 15–20 EPNдБ в сумме по трем контрольным точкам.

Денисов С.Л., Остриков Н.Н., Яковец М.А., Ипатов М.С. «Сравнительные исследования в заглушенной камере АК-2 диаграмм направленности шума, излучаемого из каналов воздухозаборных устройств прямоугольной, трапециевидной и круглой формы» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 55-56 (2021)

Проблема исследования излучения звука из канала круглого цилиндрического сечения является важной частью проблемы снижения тонального шума вентилятора авиационной силовой установки. Однако для перспективных сверхзвуковых пассажирских самолётов канал круглого сечения не является единственно возможным. Наибольший интерес для данного типа самолётов, с точки зрения аэродинамики, представляют каналы прямоугольного или трапецевидного сечения. Но если теория распространения звука в цилиндрических каналах развита весьма хорошо, то для каналов прямоугольного сечения задача распространения и излучения звука является новой и активные исследования в этой области только начинаются. Исследования излучения звука из каналов круглой, прямоугольной и трапецевидной формы были выполнены в заглушенной камере АК-2 ЦАГИ. Было исследовано четыре типа воздухозаборников (причем круглый воздухозаборник использовался в качестве опорного случая) в широком диапазоне частот, методов возбуждений и ориентации относительно измерительных микрофонов. Проведенные исследования диаграмм направленности продемонстрировали наличием максимумов и минимумов звукового поля в точках наблюдения для всех исследованных типов прямоугольных воздухозаборников. Также была установлена чувствительность к типу воздухозаборного канала, а также к его ориентации по отношению к измерительным микрофонам.

Яковец М.А., Остриков Н.Н. «Об оптимальных значениях импеданса в каналах воздухозаборника и наружного контура двигателя с учетом модального состава звукового поля и особенностей излучения в дальнее поле» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 57 (2021)

В современном мире возможность эксплуатации магистральных самолетов в системе международных авиаперевозок определяется, в частности, удовлетворением требованиям норм Международной организации гражданской авиации (ИКАО) по шуму на местности. Наиболее эффективным способом снижения шума вентилятора является облицовка каналов двигателя звукопоглощающими конструкциями (ЗПК), параметры которых подбираются таким образом, чтобы обеспечить максимальное затухание звука при его распространении вдоль канала на различных режимах работы двигателя в течение взлетно-посадочного цикла полета самолета. При этом при оптимизации ЗПК в отечественной практике до сих пор использовались упрощающие модели, например, модель «длинного» канала, в которой канал наружного контура с пилоном заменяется на плоский канал, а импеданс настраивается на максимальное затухание мод низкого порядка, или модель «короткого» канала для воздухозаборника, в которой импеданс ЗПК выбирается из условия глушения одной моды с максимальной амплитудой. В настоящей работе проводится исследование оптимальных значений импеданса для каналов воздухозаборника и наружного контура при различном модальном составе. Показано, что при наличии в распределении всех волноводных мод, модальный состав слабо влияет на значения оптимального импеданса, однако существенно влияет на оценку эффективности ЗПК.

Башкатов В.В., Остриков Н.Н., Яковец М.А. «Численное исследование зависимости коэффициентов отражения звуковых мод от открытого конца канала воздухозаборника от скорости потока» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 57 (2021)

Продолжение исследований, начатых в работе В.В. Башкатов, Н.Н. Остриков, М.А. Яковец. Верификация численного метода конечных элементов для задачи определения коэффициентов отражения звуковых мод от открытого конца канала воздухозаборника при отсутствии потока // Акустика среды обитания, материалы конференции, 2021, с. 26-35, в которой на основе сравнения с известным аналитическим решением об излучении вращающихся звуковых мод из открытого конца полубесконечного цилиндрического канала с жесткими стенками был верифицирован численный метод конечных элементов с точки зрения точности расчета коэффициентов отражения звуковых мод от открытого конца канала обратно внутрь канала. В настоящей работе проводится исследование зависимости от скорости всасывающего потока коэффициентов отражения различных звуковых мод от открытого конца канала воздухозаборника. Рассматривается реалистический воздухозаборник с жесткими стенками и лемнискатной формой открытого конца, в который засасывается потенциальный изоэнтропийный поток. При этом методом конечных элементов решается уравнение Блохинцева распространения звука в потенциальном изоэнтропийном потоке. Показано, что коэффициенты отражения звуковых мод существенно зависят от скорости всасываемого потока, что в особенности наблюдается для звуковых мод, распространяющихся вблизи условия отсечки.

Бобровницкий Ю.И., Томилина Т.М., Ким А.А. «Влияние параметров акустической установки на эффективность ЗПК» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 58 (2021)

Звукопоглощающие конструкции (ЗПК) для авиационных двигателей и для многих других «шумных» объектов сначала отрабатываются и тестируются на упрощенных установках и стендах. В идеале, к которому надо стремиться, эффективность ЗПК, измеряемая на установке, должна совпадать с эффективностью, измеряемой на реальном источнике. В действительности идеальных установок и стендов не существует, так как эффективность зависит не только от параметров самой ЗПК, но и в значительной мере от параметров акустической обстановки и источника возбуждения. Чтобы выяснить, какие именно параметры сильнее всего влияют на эффективность ЗПК и определяют соответствие стендовых и реальных ее значений, в ИМАШ РАН было проведено специальное исследование, некоторые результаты которого частично приводятся в данном докладе. Исследование было проведено на лабораторной установке, созданной для исследования поглощения звука метаматериалами при скользящем падении и состоящей из короткого волновода, к стенкам которого могли крепиться кассеты ЗПК (Акустический журнал, 2020, т.66, №3, с. 332-341). Основным результатом исследования явилось выявленное экспериментально и объясненное теоретически физическое явление, ранее в литературе не обсуждавшееся и которому в докладе уделено наибольшее внимание. Явление заключается в сильной зависимости эффективности ЗПК от параметра, который авторы назвали «типом источника». Было показано, что эффективность одного и того же ЗПК существенно зависит от того, является ли источник возбуждения кинематического, силового или энергетического типа. В докладе дано строгое определение типа источника, объяснен физический смысл явления и показано, как его следует использовать при проектировании эффективных ЗПК.

Жигалкин А.С., Любимов Д.А. «Анализ RANS/ILES(i) методом влияния турбулентности набегающего потока на спектральные свойства пульсаций давления в сверхзвуковом воздухозаборнике на заданном режиме работы» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 58-59 (2021)

С помощью комбинированного RANS/ILES(i) метода высокого разрешения выполнены расчеты течения в модельном сверхзвуковом воздухозаборнике смешанного сжатия.

Остриков Н.Н., Яковец М.А., Ипатов М.С. «Валидация метода определения модального состава звукового поля в цилиндрическом канале на основе синхронных измерений диаграммы направленности излучения из открытого конца канала» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 59-60 (2021)

Развивается метод для экспериментального определения с помощью решетки микрофонов различных звуковых мод в цилиндрических каналах с потоком в предположении об их коррелированности.

Комкин А.И., Каракаева Т.Г., Быков А.И. «Измерение импеданса отверстия при наличии скользящего потока» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 61 (2021)

В работе Komkin A.I., Bykov A.I., Mironov M.A. Experimental study of nonlinear acoustic impedance ofcircular orifices // Journal of the Acoustical Society of America. 2020. V. 148. № 3. P. 1391-1403 приведены результаты обстоятельного изучения акустического импеданса отверстий при высоких уровнях звукового давления. Целью настоящего исследования является распространение полученных результатов на случай воздействия на отверстия скользящего потока. Эта проблема является весьма актуальной, так как перфорированные секции, составной частью которых являются отверстия, находят широкое применение в системах снижения газодинамического шума энергетических установок. Исследованию импеданса отверстия при наличии скользящего потока посвящено большое количество работ, которые носят, в основном, экспериментальный характер. Уже в первых исследованиях этого вопроса было обнаружено, что акустическое сопротивление отверстия почти линейно увеличивается, а акустическое реактивное сопротивление немного уменьшается с увеличением скорости скользящего потока. Знаковой явилась работа Ронненберга "Ronneberger D. The acoustic impedance of holes in the wall of flow ducts // J. Sound Vib. 1972. V.24. P. 133-150", в которой акустические характеристики отверстия было предложена рассматривать как функции обратного числа Струхала. В работе Walker B.E., Charwat A.F. Correlation of the effects of grazing flow on the impedance of Helmholtz resonators // J. Acoust. Soc. Am. 1982. V. 72, No. 2, P. 550-555 предложена простая модель для описания действия скользящего потока на импеданс отверстия. Очень подробно эту проблемы экспериментально исследовали Г. Коойман, А. Хиршберг, Дж. Голлиард. При этом акустический импеданс отверстия рассматривался как функция числа Струхаля. При этом оказалось, что сопротивление отверстия зависит от числа Струхаля сложным образом и может принимать как положительные, так и отрицательные значения. В работе Dai X., Jing X., Sun X. Discrete vortex model of a Helmholtz resonator subjected to high-intensity sound and grazing flow // J. Acoust. Soc. Am. 2012. V. 132. N. 5. P. 2988-2996 исследованы характеристики резонатора Гельмгольца на стенке канала при наличии в канале скользящего потока и высокоинтенсивного звука, которые показали, что на характер течения в окрестности горла резонатора влияет отношения скорости потока через горло к скорости скользящего потока. В данной работе рассматриваются только круглые одиночные отверстия в перегородке. Измерения проводились в импедансной трубедиаметром 99 мм методом двух микрофонов. С одной стороны трубы динамиком возбуждалось звуковое поле, а с другой – размещался исследуемый образец – пластина с отверстием. С наружной стороны пластина обтекается скользящим воздушным потоком. Скорость воздушногопотока, формируемого нагнетателем, измерялась трубкой Пито и могла варьироваться от 15 до 50 м/c. В результате проведенных экспериментальных исследований были получены зависимости импеданса отверстия от его диаметра и скорости скользящего потока. При этом для определения этих зависимости через безразмерные параметры было использовано число Струхаля.

Ипатов М.С., Остриков Н.Н., Денисов С.Л. «Модернизация установки «Интерферометр с потоком» с целью извлечения импеданса ЗПК с учетом двухпараметрического профиля скорости потока в канале» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 62-63 (2021)

Установка типа «Интерферометр с потоком» предназначена для измерения зависимости импеданса ЗПК от скорости скользящего потока. При этом импеданс ЗПК определяется из решения обратной задачи, в которой значение импеданса восстанавливается по измеренным характеристикам звукового поля в канале установки. Для решения данной задачи необходимо использовать математическую модель распространения звука в прямоугольном канале с потоком. В большинстве методов предполагается, что поток в канале является однородным, и для задачи о распространении звука используется граничное условие Ингарда–Майерса, реализующееся для модели невязких потоков, имеющих отличную от нуля тангенциальную скорость на податливой границе потока. В ряде методов применяется двумерная модель, основанная на решении двумерного уравнения Придмора–Брауна, описывающего распространение звука в плоскопараллельном неоднородном потоке. Однако реальные потоки в каналах обладают трехмерной неоднородностью и являются турбулентными. Теоретические, численные и экспериментальные исследования, проведенные в ЦАГИ, показали, что не учёт трехмерной неоднородности потока приводит к существенным отклонениям при описании структуры звукового поля в канале установки «Интерферометр с потоком». В работе S. Denisov, N. Ostrikov, M. Yakovets, M. Ipatov Investigationof Sound Propagation in Rectangular Duct with Transversally Non-uniform Flow and AnisotropicWall Impedance by Asymptotic Theory and 3D Finite Element Method // 25th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, AIAA-2019-2640 были разработаны асимптотическая теория и численный метод решения уравнений Придмора-Брауна в трехмерной постановке для плоскопараллельного течения в прямоугольном канале установки «Интерферометр с потоком» с произвольным двумерным профилем скорости при обыкновенных импедансных граничных условиях, что является естественным, поскольку скорость основного потока на стенках канала равна нулю, а в работе N. Ostrikov, M. Yakovets, S. Denisov, M. Ipatov. Experimental Investigation of Mean Flow Profile Effects on Impedance Eduction for Multi-Segment Liners // 25th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, AIAA-2019-2638 был предложен новый метод извлечения импеданса на основе развитых асимптотического и численного подходов. Для успешной реализации указанных новых методов извлечения импеданса ЗПК необходимо знать двухпараметрический профиль скорости течения хотя бы в одном поперечном сечении канала установки. В существовавшем виде установки «Интерферометр с потоком» ЦАГИ имелась возможность измерения только однопараметрических профилей скорости вдоль центральных поперечных потоку линий, проходящих через центры отверстий, предназначенных для установки микрофонов. Целью данной работы является модернизация рабочей части установки для обеспечения возможности измерения двухпараметрического профиля скорости потока в одном сечении канала установки.

Остриков Н.Н., Денисов С.Л., Яковец М.А., Ипатов М.С., Кругляева А.Е. «Исследования зависимости импеданса ЗПК от скорости потока на основе результатов испытаний на установке «Интерферометр с потоком»» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 63-64 (2021)

На сегодняшний день вентилятор авиационной газотурбинной силовой установки (СУ) является одним из основных источников шума самолета на режиме взлёта и набора высоты. Этот вид шума допускает снижение с помощью установки звукопоглощающих конструкций (ЗПК) в канале воздухозаборника, а также в канале внешнего контура. С целью удовлетворения требованиям по шуму на местности, устанавливаемым Главой 14, возникает необходимость проведения активных исследований ЗПК новых типов, обеспечивающих снижение шума вентилятора в широком диапазоне частот. В настоящей работе представлены результаты расчёта распределения звукового поля и извлечения импеданса ЗПК для установки ЦАГИ «Интерферометр с потоком», полученные с помощью Метода Конечных Элементов (МКЭ) при наличии неоднородного потока в двумерной (2D) и трёхмерной (3D) постановках. В качестве основы для построения математической модели распространения звука в прямоугольном канале используются линеаризованные уравнения Эйлера для проскопараллельного потока с профилем скорости произвольного вида, дополненные классическими импедансными граничными условиями на стенке, где установлен исследуемый образец ЗПК.

Берсенев Ю.В., Ипатов М.С., Остриков Н.Н., Яковец М.А., Караджи М.В. «Особенности испытаний ЗПК на установке АК-13 и проблемы пересчета на полетные условия» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 65-66 (2021)

Обсуждаются возможные способы модернизации установки «канал с потоком» АК-13 с целью возможности получения по результатам испытаний дополнительной информации о звукопоглощающих конструкциях (ЗПК), которая будет способствовать улучшению качества настройки их параметров.

Дегтярев В.В., Синер А.А. «Экспериментальное исследование аэродинамических и акустических процессов в низкоскоростном вентиляторе» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 66-67 (2021)

Одной из важных и острых проблем современности является защита окружающей среды. Неотъемлемой частью этой проблемы, является неблагоприятное воздействие на людей различных факторов, связанных с применением турбомашин. Одним из таких факторов является шумовое воздействие на человека. Шум, генерируемый современными турбомашинами, характеризуется преимущественно тональной составляющей, связанной с частотами следования рабочих лопаток и их гармониками на различных режимах работы. На данный момент, уровень технического развития систем шумоглушения позволяет значительно снизить тональный шум, что делает более значимой проблему снижения широкополосной составляющей шума. В силу того, что снижение уровня широкополосного шума с помощью звукопоглощающих конструкций (ЗПК) является крайне неординарной научной задачей, необходимо разрабатывать конструктивные мероприятия для снижения этой составляющей в самом источнике. Для соответствующего развития экспериментальных и расчетных методик в лаборатории аэродинамики ПГНИУ создана лабораторная установка на базе вентилятора диаметром 125 мм. В работе экспериментально определяются аэродинамические (напорная характеристика) и акустические (амплитудные узкополосные и третьоктавные спектры, спектры пульсаций скорости) характеристики исследуемого объекта с использованием микрофонов, термо-анемометров и приемников давления.

Лебига В.А., Миронов Д.С., Пак А.Ю., Синер А.А., Саженков А.Н., Белов В.Г. «Экспериментальный анализ структуры пульсаций потока в следе за рабочей лопаткой вентилятора с помощью термоанемометра» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 67-68 (2021)

Рассматриваются результаты экспериментального исследования методами термоанемометрии характеристик пульсаций потока за рабочей лопаткой вентилятора авиационного двигателя.

Лаврухин Г.Н., Копьев В.Ф., Фараносов Г.А., Каравосов Р.К., Караджи М.В., Талызин В.А., Быков А.П. «Акустические и аэродинамические характеристики сопел ТРДД с шумоглушением» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 68-69 (2021)

Проведено исследование влияния геометрических модификаций тематического сопла ТРДД на его аэродинамические и акустические характеристики. В качестве модификаций рассмотрены различные конфигурации лепестковых устройств (или мини-дефлекторов), представляющих собой систему вихрегенераторов, формирующих вихревые системы за кромкой сопла, которые могут способствовать более быстрому смешению струи, изменению ее аэрогазодинамических характеристик и снижению шума. На основании полученных экспериментальных данных проведена также расчетная оценка влияния дефлекторов на уровни шума на местности в метрике EPNL.

Ипатов М.С. «Исследование проблем точности измерений на интерферометре нормального падения и установке «Интерферометр с потоком»» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 69-70 (2021)

Наиболее эффективным способом снижения шума вентилятора авиадвигателя является облицовка его каналов звукопоглощающими конструкциями (ЗПК), параметры которых подбираются таким образом, чтобы обеспечить максимальное снижение шума на местности на различных режимах работы двигателя в течение взлетно-посадочного цикла полета самолета. Успех настройки параметров ЗПК зависит от качества их исследований в стендовых условиях, в частности, на установках типа «Интерферометр с потоком», предназначенных для определения импеданса ЗПК в зависимости от их геометрических параметров, скорости потока и уровня звукового поля. Накопление опыта эксплуатации установок типа «Интерферометр с потоком» привело в последние годы к актуализации проблемы точности извлечения импеданса ЗПК на этих установках, что в значительной степени было обусловлено результатами работ по сравнению импеданса, измеренного на различных установках для одних и тех же образцов ЗПК. В этих случаях в каналах различных установок реализуется различная структура звукового поля, что определяется конструктивными особенностями каждой установки, систематическими ошибками, различными профилями скорости потока в канале, различным действием нелинейного режима работы ЗПК, при котором импеданс зависит от уровня звукового давления, а применяемые методы извлечения не способны учесть данные различия. Представлены графики восстановленного звукового поля при измерениях ЗПК с микрофонами разной чувствительности.

Храмцов И.В., Кустов О.Ю., Пальчиковский В.В. «Определение импеданса ЗПК методом Дина при нормальном и скользящем падении звуковой волны относительно образца» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 71-72 (2021)

Для снижения шума авиационного двигателя его каналы облицовываются звукопоглощающими конструкциями (ЗПК) резонансного типа, представляющими собой ячейки различной формы (чаще всего соты), перекрытые перфорированными листами. Основополагающей характеристикой ЗПК является акустический импеданс – комплексная величина, которая зависит от геометрических параметров ЗПК (степень перфорации, глубина ячеек, толщина перфорированного листа) и от специфических внешних условий, к которым в первую очередь можно отнести высокий уровень звукового давления и наличие в канале скользящего потока. Для прогнозирования импеданса ЗПК используются полуэмпирические модели, учитывающие указанные условия, однако сравнение результатов расчетов с натурными экспериментами ЗПК в интерферометрах показывает, что расхождение значений импеданса может быть весьма большим. В свою очередь методы экспериментального определения импеданса ЗПК также имеют некоторые недостатки. Эти методы базируются на микрофонных измерениях, при этом микрофоны размещаются на стенках экспериментальных установок или исследуемых образцов (в случае многослойных ЗПК такое размещение микрофонов весьма проблематично). При этом результаты экспериментального определения импеданса ЗПК, полученные с помощью различных методов на различных установках отличаются не только от результатов прогнозирования импеданса по расчетным моделям, но и между собой. Данная ситуация отчасти обусловлена недостаточной информацией о процессах, протекающих внутри ЗПК, так как измерения на стенках дают неполную картину о структуре акустического поля внутри исследуемой области. Внесение же измерительных зондов внутрь канала интерферометра или ЗПК неминуемо ведет к искажению величин исследуемых физических параметров. В связи с упомянутыми недостатками последние 20 лет активно исследуется вопрос определения акустических характеристик образцов ЗПК с помощью численного моделирования. С помощью численного моделирования, возможно более полно учитывать весь сложный спектр физических процессов, сопровождающих работу ЗПК. Такой подход может применяться как для прямой симуляции натурного эксперимента по испытаниям образца ЗПК, так и для исследования ряда физических величин внутри и на поверхности ЗПК, что в дальнейшем можно использовать для уточнения моделей прогнозирования импеданса, а также коррекции методов экспериментального исследования ЗПК. Ранее авторами была предложена методика, которая на основе численного моделирования процессов в интерферометре нормального падения с установленным образцом ЗПК позволяет с хорошей точностью прогнозировать акустические характеристики одно-, двух- и трехслойных ЗПК резонансного типа при высоких уровнях звукового давления. При этом для полного соответствия натурному эксперименту в методике была реализована обработка результатов численного моделирования методом передаточной функции на основе двух микрофонов. Другим способом определения акустических характеристик образцов является метод Дина. Его адаптация к численному моделированию предварительно была проведена авторами для случая нормального падения волн, а также для случая касательного падения звуковой волны. При этом, было обнаружено отличие акустических характеристик при их определении методом Дина и методом передаточной функции при нормальном падении звуковой волны. В данной работе продолжаются исследования по сравнению методов определения акустических характеристик образцов ЗПК. В результате работы получены новые данные о пространственной и спектральной структуре звукового поля внутри ЗПК, которые проблематично извлечь методами натурного эксперимента. Данный результат предоставил возможность находить импеданс непосредственно из отношения акустического давления к акустической скорости, и тем самым верифицировать имеющиеся расчетно-экспериментальные методы определения импеданса.

Яковец М.А., Остриков Н.Н., Ипатов М.С. «Исследование распространения звука в кольцевом канале с имитатором пилона в заглушенной камере АК-2» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 74 (2021)

Работа посвящена теоретическому и экспериментальному исследованию особенностей распространения звука в кольцевом канале с пилоном (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 звукопоглощающих конструкций (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 и проведена оценка общей эффективности ЗПК в сумме по всем модам.

Пальчиковский В.В., Храмцов И.В., Синер А.А., Дегтярев В.В. «Восстановление модального состава шума вентилятора натурного двигателя на основе численного моделирования распространения звука в канале воздухозаборника» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 75-78 (2021)

Для эффективной настройки звукопоглощающих конструкций (ЗПК) на снижение шума в канале воздухозаборника (ВЗ) необходима информация о модальном составе шума вентилятора. Записанные в результате испытаний авиационного двигателя сигналы «давление-время» обрабатываются по разным процедурам в результате чего определяются амплитудные коэффициенты мод.

Асфандияров Ш.А., Бахтин Б.Н. «Расчет излученной мощности из открытого торца волновода с импедансным покрытием» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 76-77 (2021)

Поглотители звука различных типов широко применяются в промышленности, на транспорте, в строительстве и архитектуре и т.п. Особое место среди них занимают так называемые резонансные поглотители. В отличие от традиционных поглотителей, изготовленных из звукопоглощающих материалов и эффективных в широких полосах высоких частот, резонансные поглотители представляют собой структуры (резонаторы Гельмгольца, четвертьволновые резонаторы в трубках и т.д.), обладающие высокой эффективностью в узких полосах низких частот. В последнее время в связи с появлением акустических метаматериалов и развитием аддитивных технологий возрос интерес к созданию компактных высокоэффективных низкочастотных резонансных звукопоглотителей нового типа из метаматериалов, изготовленных на 3Dпринтерах. Измерение коэффициента поглощения при нормальном падении акустической волны возможно провести в трубе Кундта или импедансной трубе. Для измерения эффективности поглощения резонансных поглотителей звука при касательном падении акустической волны в лаборатории структурной акустики ИМАШ РАН разработана экспериментальная установка, представляющая из себя волновод квадратного сечения со стороной 200 мм и длиной 700 мм. На одном торце волновода установлен поршневой излучатель диаметром 175 мм, противоположный торец открыт. Волновод позволяет установить на стенках у открытого торца 4 твердые панели размерами 200×200 мм, либо 4 резонансных поглотителя в виде панелей аналогичного размера. Сравнение излученной мощности из открытого торца волновода с твердыми панелями и резонансными поглотителями может помочь в определении эффективности поглощения резонансных поглотителей при касательном падении акустической волны. Предложена численная модель, основанная на методе конечных элементов, которая позволяет рассчитать излученную мощность из открытого торца волновода в диапазоне частот 100–700 Гц. Рассматривается три случая: волновод с твердыми панелями на стенках, волновод с резонансными поглотителями на стенках и волновод с панелями с заданным эффективным импедансом, эквивалентным эффективному импедансу резонансного поглотителя. Численная модель волновода верифицирована путем сравнения с аналитическим расчетом.

Остриков Н.Н. «Асимптотический метод учета влияния пограничного слоя высокоскоростного потока на характеристики распространения звуковых мод в однородных каналах с различной формой сечения» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 77-78 (2021)

Продолжение исследований, начатых в работе S. Denisov, N.Ostrikov, M.Yakovets, M.Ipatov Investigationof Sound Propagation in Rectangular Duct with Transversally Non-uniform Flow and AnisotropicWall Impedance by Asymptotic Theory and 3D Finite Element Method // 25th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, AIAA-2019-2640, в которой применительно к установке «Интерферометр с потоком» был развит асимптотический метод для описания распространения звука в прямоугольном канале с произвольным трехмерным плоскопараллельным потоком при наличии одной импедансной стенки.

Яковец М.А., Ипатов М.С., Лаврухина М.П. «Исследование низкочастотных ЗПК, реализованных с помощью удлиненных трубок» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 78-79 (2021)

Работа посвящена теоретическому и экспериментальному исследованию классических однослойных звукопоглощающих конструкций (ЗПК). На основании полученных полуэмпирических формул был проведен анализ импеданса ЗПК при различных геометрических параметрах, и отобраны 10 вариантов для экспериментального исследования на установке «Интерферометр нормального падения» и 4 варианта для измерения акустических характеристик на установке «Интерферометр с потоком». В результате исследования показано, что с увеличением длины трубок резонансная частота ЗПК снижается при сохранении внешних габаритов образца. Получено хорошее соответствие с теоретическим методом расчета импеданса. Показано, что акустические характеристики комбинированной ЗПК превосходят значения классической однослойной конструкции в широком диапазоне частот.

Остриков Н.Н., Лаврухина М.П., Яковец М.А., Ипатов М.С., Денисов С.Л. «Об управлении импедансом двухслойных сотовых ЗПК за счет вариации размера ячейки сотового заполнителя (смешанные ЗПК)» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 79-80 (2021)

Представлены результаты параметрического исследования двухслойных звукопоглощающих конструкций (ЗПК) смешанного типа на интерферометре нормального падения и установке «Интерферометр с потоком». В исследовании варьировались как стандартные параметры сотовых ЗПК, так и размер ячейки сотового заполнителя, с помощью которого изменяется процент смешанности однослойных и двухслойных ЗПК.

Почкин Я.С., Халецкий Ю.Д., Милешин В.И. «Снижение шума вентилятора ТРДД при установке трехрядного надроторного устройства» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 80-81 (2021)

Изложены результаты исследования влияния нескольких конфигураций надроторных устройств (НРУ) на шум модели биротативного закапотированного вентилятора и модели однорядного вентилятора при варьировании в доступных пределах конструктивных параметров НРУ

Пальчиковский В.В., Кузнецов А.А., Корин А.И., Сорокин Е.В. «Оценка влияния зависимости импеданса ЗПК от уровня звукового давления на направленность шума вентилятора, излучаемого в переднюю полусферу» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 81-82 (2021)

В акустических расчетах распространения звуковых волн через воздухозаборник (ВЗ) в дальнее поле звукопоглощающая конструкция (ЗПК) обычно моделируется постоянным по ее длине импедансом. При этом хорошо известно, что импеданс зависит от уровня звукового давления (УЗД), который меняется вдоль ЗПК из-за поглощения акустической энергии. В работе выполняется сравнительная оценка влияния на направленность звуковых мод зависимости импеданса от УЗД вдоль ЗПК.

Пантюшин А.О., Иголкин А.А., Сафин А.И., Кузнецов А.В. «Применение метода дифференциальной эволюции при разработке математической модели пористого материала» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 82-83 (2021)

Акустические свойства пористых звукопоглощающих материалов могут быть описаны различными математическими моделями, представляющими собой выражения для импеданса среды и постоянной распространения. В широкую практику применения, в том числе в пакетах конечно-элементного моделирования, вошли эмпирические модели типа Делани–Бэзли, Мики, Ву и т.д., которые представляют собой зависимости импеданса среды и постоянной распространения от частоты и удельного сопротивления потоку материала. Также, широко применяются модели Био–Джонсона–Шампу–Алларда для пористых материалов с податливым, упругим каркасом, или с жёстким каркасом. Для описание акустических характеристик с помощью данных моделей необходимо иметь данные о таких свойствах материала как: извилистость, удельное сопротивление потоку, вязкостная характерная длина, тепловая характерная длина, модуль сдвига (в комплексной форме), коэффициент Пуассона, коэффициент Био. Для нахождения параметров, входящих в состав выражений для указанных моделей, широко применяются экспериментальные методы и методы регрессионного анализа и оптимизации невязки между экспериментальными и расчётными данными. В работе рассматривается применение метода дифференциальной эволюции для поиска коэффициентов модели типа Делани–Бэзли акустических характеристик материалов ППУ-35-08 и ППУ-40-08. Данный метод – это метод глобальной оптимизации, обладает плюсами генетических алгоритмов, и в то же время не требует нахождения производных, то есть является прямым методом поиска. Проводится сравнение коэффициентов звукопоглощения, полученных экспериментальным и расчётным путём. Также, рассматривается применение данного метода для подбора параметров материалов ППУ-35-08 и ППУ-40-08, входящих в состав выражений модели Био–Джонсона–Шампу–Алларда. Рассматриваются граничные значения указанных параметров, получение некоторых параметров из экспериментальных данных и известных физических свойств. По разработанным моделям вычислялся коэффициент звукопоглощения и сравнивался с экспериментальными данными. Полученные результаты для обеих моделей применялись для моделирования в CAE-системе ANSYS согласно схеме эксперимента. Сделан вывод, что полученные модели дают близкие к экспериментальным данным результат.

Кузнецов С.В., Голубев А.Ю., Потокин Г.А. «Пристеночные пульсации давления в турбулентном пограничном слое вблизи боковой кромки выступа» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 84-85 (2021)

Формирующийся на поверхности фюзеляжа турбулентный пограничный слой является одним из основных источников шума в салоне пассажирского самолёта. Шум возникает в результате возбуждения вибраций упругой конструкции пристеночными пульсациями давления. Наличие выступающих элементов на гладкой поверхности приводит к возмущению пристеночной области течения и существенному увеличению интенсивности пульсаций давления. Также встаёт вопрос исследования взаимодействия между турбулентностью набегающего потока и отрывным течением вокруг выступа. Этой проблеме посвящены, в частности, работы. Однако исследования поля пульсаций давления вблизи боковой кромки выступа на сегодняшний день ограничиваются работой, в которой не затрагивается важный для акустики вопрос корреляции между различными полями пульсаций давления, являющийся предметом исследования в данной работе. Экспериментальные исследования проводились на дозвуковой малошумной аэродинамической трубе П-2 Московского комплекса ЦАГИ при скорости 41 м/с. Высота исследуемого выступа составляла 7% от толщины набегающего пограничного слоя. Результаты измерений показывают наличие существенной корреляции между полем пристеночных пульсаций давления набегающего турбулентного пограничного слоя и полем пульсаций давления вблизи боковой кромки выступа. Процесс генерации возмущений в зоне отрыва потока вблизи угла выступа синхронизирован по фазе с возмущениями в набегающем потоке. Данное обстоятельство свидетельствует о наличии нелинейного взаимодействия между различными областями течения. Это может приводить к усилению вибраций обтекаемой поверхности.

Козлов Н.М. «Описание коррелированных пристенных пульсаций давления в локальной сверхзвуковой зоне» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 85-86 (2021)

Исследуется возможность описания коррелированных пристенных пульсаций давления проводится методом задания нормированного взаимного спектра с помощью двух характеристик – скорости распространения возмущений U и вероятностных характеристик потери коррелированности Λ, то есть, величин, которые раздельно моделируют само понятие турбулентного течения. Локально эти величины играют роли фазовой скорости и масштабов корреляции. Так как они задаются в каждой точке пространства, то они, по сути, являются полями фазовой скорости и масштабов корреляции. Описание взаимных спектров получается более компактным, так как исчезает одна пространственная переменная. Однако процесс задания полей U и Λ по сути является эвристическим и не может быть полностью автоматизирован. Задавать эти поля в каждом конкретном случае надо, основываясь не только на экспериментальных данных о самом взаимном нормированном спектре, но и на общих физических соображениях, исходя из геометрии течения, сравнения с аналогичными конфигурациями, численных расчётов, измерениях как осреднённых, так и вероятностных характеристик данного течения, в том числе и спектров мощности пульсаций. При этом полученные поля локальных фазовой скорости и масштабов корреляции играют роль промежуточных данных, необходимых для дальнейшего обобщения и построения полной модели, позволяющей рассчитывать нормированный взаимный спектр. Для проверки работоспособности указанного метода исследовались пульсации давления, создаваемые безотрывным пограничным слоем, испытывающим влияние градиента давления. Полученные в эксперименте реализации пульсаций давления в совокупности с осреднёнными характеристиками позволяют с помощью рассматриваемого метода представлять поле пульсаций для всех наблюдавшихся режимов течения. Данный метод даёт возможность аппроксимировать измеренные значения взаимного спектра одноточечными характеристиками поля пульсаций.

Абдрашитов Р.Г., Попов О.Ю., Чучкалов И.Б. «Угловые колебания подвесных устройств в открытых отсеках самолёта» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 86-87 (2021)

Подвесное вооружение современных боевых летательных аппаратов для уменьшения их радиолокационной заметности располагаются внутри фюзеляжа в специальных отсеках. При открытии отсеков для применения вооружения, под воздействием знакопеременных аэродинамических нагрузок, возникают низкочастотные колебания подвесных изделий, амплитуды которых в условиях ограниченных размеров спецотсека, могут быть критичными, особенно, для габаритных подвесных изделий. В работе представлена методика расчета колебаний габаритного подвесного изделия в открытом отсеке под воздействием аэродинамических сил и моментов, вызванных вхождением набегающего потока в отсек.

Кузнецов С.В., Голубев А.Ю. «Когерентность пульсаций давления на поверхности прямого-обратного уступа в турбулентном пограничном слое» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 87-88 (2021)

Несмотря на простоту геометрии уступа, динамика турбулентного течения в его окрестности обладает большой сложностью. Отрыв набегающего потока сначала с гладкой поверхности перед уступом, а затем – на его острой кромке приводит к образованию двух последовательных областей рециркуляционного течения, которые характеризуются значительной нестационарностью и периодически сливаются в единую отрывную зону. В результате можно поставить вопрос о том, приводит ли данное явление к распространению возмущений вниз по потоку из области отрыва перед уступом. Данное явление, впервые обнаруженное в лётном эксперименте на летающей лаборатории Ту-144ЛЛ, пока ещё не получило физического объяснения. Экспериментальные исследования проводились на дозвуковой малошумной аэродинамической трубе П-2 Московского комплекса ЦАГИ при скорости 41 м/с. Высота исследуемого выступа составляла 6% от толщины набегающего пограничного слоя. Результаты измерений показывают наличие значительной низкочастотной когерентности поля пристеночных пульсаций давления вблизи передней кромки уступа. При примерно одинаковом расстоянии между датчиками большая корреляция наблюдается в направлении против потока. В направлении потока она быстро вырождается по мере формирования возмущений в области рециркуляционного течения за передней кромкой уступа. Несмотря на это, по мере продвижения вниз по потоку низкочастотная когерентность вновь начинает возрастать и сохраняется даже в следе за уступом. Это свидетельствует об устойчивости формирующихся перед уступом возмущений.

Кузнецов К.А., Лавров В.Н., Мошков П.А., Рубановский В.В. «Проектирование самолета RRJ-95new-100 с учетом требований по шуму в салоне» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 88-89 (2021)

В настоящее время обеспечение повышенного акустического комфорта является одной из приоритетных задач самолетостроительных фирм. Обеспечение концепции акустического проектирования самолетов, т.е. по заданным Заказчиком параметрам акустического комфорта, является важной задачей, успешное решение которой обеспечивает конкурентоспособность самолетов, особенно в сегменте бизнес-джетов. Важность данной тематики подтверждается разрабатываемым в настоящее время национальным стандартом Российской Федерации «Требования к акустическому проектированию пассажирского салона и кабины экипажа самолетов транспортной категории», в котором будут отражены основные научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы (НИОКР) в рамках жизненного цикла самолета, выполнение которых необходимо для обеспечения концепции акустического проектирования. Важнейшим направлением при проектировании современных гражданских самолетов является разработка «цифровых двойников» основных узлов, компонентов и систем. В рамках тематики внутренней акустики самолетов данное направление особенно актуально ввиду сложности и высокой стоимости экспериментальных исследований по поиску оптимальных конструктивных решений для снижения шума в пассажирском салоне и кабине экипажа. Применение концепции «цифрового двойника» существенным образом снижает объем экспериментальных работ при проектировании и акустической доводке самолетов. Проектирование самолета RRJ-95NEW-100 осуществляется на базе самолета-прототипа RRJ-95 в условиях обеспечения требования максимального импортозамещения компонентов и систем. Данный факт оказал существенное влияние на концепцию акустического проектирования самолета. В докладе представлена концепция акустического проектирования RRJ-95NEW-100 с серийной и VIP конфигурациями интерьера. А также основные результаты НИОКР, выполняемых при проектировании самолета и разработке «цифровых двойников» пассажирского салона и кабины экипажа. Представлены результаты визуализации звукового поля в салоне и кабине экипажа самолета RRJ-95 с применением сферической микрофонной решетки Simcenter Solid Sphere 3DCAM. А также результаты оценки вклада основных источников в суммарную интенсивность шума, рассчитываемую через суммарные взвешенные по шкале А стандартного шумомера уровни звукового давления, в различных контрольных точках по длине пассажирского салона.

Абдрашитов Р.Г., Иванушкин Е.А., Попов О.Ю., Шарунов А.В., Жарков А.В. «Расчет звукоизоляции бортового оборудования с помощью программно-расчетного комплекса MSC Actran» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 89 (2021)

Для визуализации динамических процессов отделения грузов предполагается установка в различных зонах летательного аппарата видеокамер. Видеокамеры, расположенные в открывающейся в полете полости, подвергаются интенсивному аэроакустическому нагружению. Акустические нагрузки с уровнем свыше 130 дБ, способны нарушить работу видеокамеры и снижают её эксплуатационный ресурс. Целью работы являлось выработка рекомендаций по повышению звукоизоляции корпуса камеры, на основе проведения модельного численного эксперимента с помощью программно-расчетного комплекса MSC.Actran.

Котов А.Н. «Валидация численных акустических расчетов, полученных с помощью стандартного коммерческого пакета Siemens» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 90 (2021)

Растущие вычислительные мощности помогают решить множество задач, но приводят к появлению ряда проблем. Одна из них – верификация и валидация модельных расчетов. С одной стороны, вычислители и разработчики ПО хотят провести валидацию своего продукта и после этого навсегда отказаться от проведения эксперимента. С другой стороны, такой оптимистичный подход противоречит исследовательской практике и нормативным документам, например, семейству стандартов ГОСТ Р 57700.ХХ, где указано, что «границы области применения результатов валидационных экспериментов должны выбираться так, чтобы заведомо включить все расчетные случаи». Решения классических краевых задач проверены временем и не вызывают вопросов, но возникают более сложные проблемы на стыке дисциплин, которые ранее не решались численно (например, виброакустика). Большое разнообразие краевых условий, сращивание нескольких сред, ребра жесткости и широкий ассортимент звуковибропоглощающих материалов не всегда позволяет быстро добиться соответствия между расчетом и экспериментом. Эта проблема может решаться либо тщательным измерением параметров всех применяемых материалов, либо подгонкой этих параметров под результат эксперимента с целой конструкцией, то есть так или иначе возникающие при расчете проблемы решаются экспериментально. Эти особенности позволяют сделать следующие осторожные выводы: – численные методы являются прекрасным инструментом инженерного поиска и разработки, позволяют снизить число итераций и испытаний, но имеют ограниченный научный потенциал для исследования реального мира; – невозможно провести верификацию и валидацию «раз и навсегда», новые версии ПО с расширенными возможностями и областями применения подлежат дополнительной верификации; – амбициозную задачу «верификации программного продукта» следует переформулировать как «верификация ПО для определённой области применения, вообще говоря, небольшой, зависящей от объёмов экспериментальной проверки»; – расширительное толкование области применения численных методов должно быть осторожным и обоснованным; – области валидации и применения численных методов будут стремительно увеличиваться по мере развития ПО и вычислительной техники, но «всё можно посчитать» – это миф. Валидация – процесс, а не результат.

Зверев А.Я., Голубев А.Ю. «Оценка эффективности применения вибропоглощающих материалов при совместном звуковом и аэроакустическом возбуждении конструкции» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 90-91 (2021)

Звукоизоляция бортовой самолетной конструкции и эффективность применения на ней звукоизолирующих и вибропоглощающих покрытий существенным образом зависит от вида возбуждающей ее нагрузки. Оценить эффективность покрытий при различных видах нагрузки можно по результатам испытаний панелей в реверберационных камерах. При акустическом возбуждении панели диффузным звуковым полем, моделирующем воздействие шума силовой установки, мерой эффективности покрытия может служить величина изменения суммарной звукоизоляции конструкции. При ее механическом возбуждении вибростендом, моделирующем пульсации давления турбулентного пограничного слоя, такой мерой может служить величина изменения излучаемой мощности в камеру низкого уровня при наличии и отсутствии ВПМ. С другой стороны, ЗИ при аэроакустическом возбуждении может быть как намного больше, так и намного меньше звукоизоляции при звуковом возбуждении. Здесь в области низких частот ЗИ от ТПС до 20 дБ выше, а в области высоких частот – до 10 дБ ниже звукоизоляции конструкции при ее звуковом возбуждении. Поэтому в условиях полета эффективность применения ТЗИ и ВПМ будет изменяться в зависимости от режима полета и от соотношения между уровнями нагрузки, обусловленными акустическими и аэродинамическими источниками. Следовательно, при совместном воздействии на конструкцию разных видов нагрузки актуальным становится вопрос о реальной эффективности применяемых покрытий. Получено общее соотношение для определения эффективности применения ВПМ при совместном воздействии на фюзеляжную конструкцию акустической и аэроакустической нагрузки. Показано, что эффективность вибропоглощающих покрытий при аэроакустическом возбуждении конструкции может быть значительно выше их эффективности при звуковом возбуждении. При этом повышенная эффективность покрытий проявляется в условиях полета только в том случае, когда уровни нагрузок на фюзеляжную поверхность от пульсаций давления турбулентного пограничного слоя более чем на 10 дБ превышают уровни акустических нагрузок от силовой установки. В случае, когда уровни акустических и аэроакустических нагрузок сопоставимы, реальная эффективность ВПМ мало отличается от их эффективности при звуковом возбуждении конструкции.

Зверев А.Я., Черных В.В. «Исследования перспективных средств снижения вибраций самолетных конструкций при их акустическом возбуждении» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 92-93 (2021)

В реверберационных камерах установки АК-11 и на стенде АС-14 проведены испытания по определению вибрационных характеристик типовой фюзеляжной панели ближнемагистрального самолета, а также конструкций борта, закрылка и крыла реального самолета Як-42 с различным вибродемпфирующим набором. В условиях акустического возбуждения модельной панели и реальных самолетных конструкций определена эффективность следующих средств снижения вибраций: изменение граничных условий и жесткости шпангоутов; облицовка конструкции односторонними вибродемпфирующими сэндвичами и листовыми вибропоглощающими материалами ВТП-1В и СКЛГ-6020М; применение имитаторов стрингеров и шпангоутов, в том числе в комплекте с двусторонними вибродемпфирующими сэндвичами . Вибродемпфирующие сэндвичи, состоящие из одного или двух слоев материала ВТП-1В и легкого жесткого балочного демпфера из полимерного пеноматериала, как средство снижения вибраций конструкции исследованы в данной работе впервые. Полученные результаты показали, что, применяя комбинацию различных методов, можно добиться существенного снижения вибраций конструкции в широком диапазоне частот.

Зверев А.Я. «Экспериментальное определение сравнительной эффективности матов ТЗИ из материалов «Микролайт», «БТМ-1», «АТМ-1МК»» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 93-94 (2021)

Проведены испытания по определению звукоизоляции плоской композитной панели и типовых самолетных панелей при их одно- и многослойной облицовке матами разной толщины, изготовленными из рыхловолокнистых материалов трех разных марок: «Микролайт», «БТМ-1», «АТМ-1МК». Определены эффекты увеличения звукоизоляции панелей при их облицовке матами из разных материалов. Установлено, что наибольшей эффективностью обладают маты из материала «АТМ-1МК», а наименьшей – маты из материала «Базальт». Для композитной панели при толщине покрытия 80 мм разница в их эффективности достигает 6 дБ в области средних частот. Эффективность матов «Микролайт» сопоставимой толщины до 3 дБ ниже эффективности матов из материала «АТМ-1МК». Для типовых самолетных панелей эффективность применения матов из материалов «Микролайт» и «БТМ-1» примерно одинакова

Лазарев Л.А. «Алгоритм расчета оптимального положения масс или резонаторов на обшивке для снижения шума внутри винтового самолета» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 94-95 (2021)

Один из возможных способов снижения шума в салоне винтовых самолетов состоит в установке на обшивку инерционных накладок в зоне вращения винта. Определение оптимальных по форме и массе накладок может снизить весовые затраты. Расчет уровней шума при различных вариантах накладок позволяет определять наилучший, однако требует значительного расчетного времени для перебора большого числа вариантов. Автор предлагает другой подход. Вместо поочередного перебора множества вариантов, можно за один расчет определять отдельное влияние на уровень шума в салоне малого изменения массы обшивки в каждой ее точке. В результате серии итераций, на каждой из которых вносятся относительно небольшие изменения в расположение масс, удается быстро прийти к оптимальному решению. Предлагаемый подход может быть также применен для снижения колебаний или излучения любых конструкций, рассчитываемых посредством их собственных мод. Вместо инерционных накладок можно вести расчет оптимальной системы точечных резонаторов или опор.

Абдухакимов Ф.А., Веденеев В.В. «Флаттер прямоугольных пластин при малой сверхзвуковой скорости с ненулевым углом скольжения» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 95-96 (2021)

При взаимодействии панелей обшивок летательных аппаратов с потоком воздуха при больших скоростях полета может возникать явление панельного флаттера, то есть потеря устойчивости и интенсивные вибрации панелей обшивки. Обычно панельный флаттер не приводит к немедленному разрушению летательного аппарата, но приводит к накоплению усталостных повреждений панелей или повышенному уровню шума, снижение которого возможно, например, дополнительным демпфированием панелей или использованием специальных шумопоглощающих материалов. Связанный тип панельного флаттера обусловлен взаимодействием двух собственных мод панели. Одномодовый тип панельного флаттера обусловлен отрицательным аэродинамическим демпфированием и характеризуется отсутствием слияния собственных частот и значительного изменения формы колебаний в потоке. В работе исследуется устойчивость бесконечной серии тонких упругих прямоугольных пластин, шарнирно опертых по всем краям. Пластина обтекается с одной стороны однородным сверхзвуковым потоком идеального невязкого газа. С другой стороны пластины задано постоянное давление, так что невозмущенное состояние пластины является плоским. Границы панельного флаттера определяются при различных значениях угла скольжения. При этом изучается случай сверхзвуковой передней кромки. Результаты настоящей работы могут быть использованы для создания метода снижения уровня шума, обусловленного флаттером, возникающим при косом обтекании панели обшивки летательного аппарата.

Кузнецов А.В., Иголкин А.А., Сафин А.И., Пантюшин А.О. «Влияние геометрических параметров звукопоглощающего материала на уровень шума под головным обтекателем» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 96-97 (2021)

При разработке конструктивных мероприятий по снижению уровня шума, действующего на полезную нагрузку при полете ракеты-носителя, как правило, применяют метод увеличения звукоизоляции сборочно-защитного блока (СЗБ). Этот метод подразумевает нанесение звукопоглощающего материала на внутреннюю поверхность СЗБ. Величины толщин и геометрические формы наносимого материала определяются исходя из конструктивных возможностей, по результатам расчётов уровня акустического давления, действующего на полезную нагрузку, по результатам расчётов величин звукоизоляции СЗБ, облицованного различными звукопоглощающими материалами, а также по результатам экспериментальных исследований типовых панелей и большой базы результатов лётно-конструкторских испытаний. Применение конечноэлементного моделирования позволяет оценить уровень акустического давления, действующего на полезную нагрузку, без проведения дорогостоящих испытаний, а также рассмотреть применение различных материалов и вариантов их нанесения. На данный момент, на ракетахносителях семейства «Союз» и различных СЗБ данного семейства для тепло-звукоизоляции широко применяется материал ППУ-35-08. В работе рассматривается выбор оптимальных геометрических параметров нанесения звукопоглощающего материала на внутреннюю поверхность разрабатываемого СЗБ для перспективного ракеты-носителя семейства «Союз». Целью данной работы является выбор оптимальных геометрических параметров наносимого звукопоглощающего материала для удовлетворения требований по увеличению звукоизоляции конструкции на определённых частотах, а также с целью оценки возможности уменьшения массы звукопоглощающего покрытия. Рассматриваемая задача подразумевает сравнение различных вариантов конструкции между собой, а не нахождение действительной величины уровня акустического давления, действующего на полезную нагрузку и получение расчётных значений звукоизоляции СЗБ с нанесённым звукопоглощающим материалом и без нанесения материала. Для этого с CAD-системе Creo Parametric 4.0. построена параметризованная 3D-модель звукопоглощающего материала, нанесённого на внутреннюю поверхность СЗБ. Также, моделировалась воздушная область между космическим аппаратом и звукопоглощающим материалом. Форма предполагаемого космического аппарата упрощалась до простых геометрических фигур. Таким образом, рассмотрено 5 типов упрощённых форм космических аппаратов: цилиндр, параллелепипед, куб, сфера, конус. Дальнейшие расчёты проводились методом конечноэлементного моделирования в системе ANSYS. Так как рассматривается задача линейной акустики, то на внешнюю поверхность звукопоглощающего материала прикладывается единичная акустическая нагрузка, что не влияет по получаемые величины звукоизоляции конструкции. На поверхности предполагаемого космического аппарата накладывается коэффициент звукопоглощения экранно-вакуумной теплоизоляции, полученный экспериментальным путём с помощью метода импедансной трубы с двумя микрофонами. Звукопоглощающий материал, ППУ-35-08, задаётся моделью типа Делани–Бэзли, коэффициенты которой подобраны с помощью метода дифференциальной эволюции по имеющимся экспериментальным данным. В дальнейшем, рассматривались задачи оптимизации, в которых варьируемые параметры – это геометрические параметры звукопоглощающего материала, а выходные, целевые параметры – это величины звукоизоляции конструкции в различных полосах частот третьоктавного диапазона частот, звукоизоляция конструкции в полосе частот, а также масса конструкции – наносимого звукопоглощающего материала. Результатом данной работы является набор геометрических параметров нанесения звукопоглощающего материала на внутреннюю поверхность СЗБ при 1 из 5 типов формы полезной нагрузки, при котором удовлетворяются целевые функции.

Бычков О.П., Зайцев М.Ю., Копьев В.Ф., Фараносов Г.А., Чернышев С.А. «О квадрупольной природе шума низкоскоростных струй» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 98-99 (2021)

Несмотря на 70-летнюю историю изучения проблемы генерации шума турбулентными струями, до сих пор нет общепринятой теории данного явления. В качестве источников шума рассматриваются мелкомасштабная турбулентность в слое смешения, крупномасштабные структуры, возникающие в слое смешения за счет неустойчивости Кельвина–Гельмгольца, комбинации этих источников и даже пульсации во внешней по отношению к слою смешения области. В вопросе поиска причин генерации шума и построения соответствующих физических моделей решающую роль играет физический эксперимент, а в последнее время, учитывая прогресс в высокопроизводительных вычислениях, и численный эксперимент. В настоящей работе представлено подробное исследование структуры звукового поля относительно низкоскоростных дозвуковых струй (с числами Маха истечения ∼0.4–0.6). Для анализа используются различные наборы данных, в том числе экспериментальные данные, полученные методом азимутальной декомпозиции, и численные данные, полученные методом моделирования крупных вихрей (LES) с помощью различных решателей и численных схем. Экспериментальные данные служат, в том числе, для валидации численных методов. Численное моделирование, в свою очередь, позволяет собирать синхронные временные реализации давления в разных точках дальнего поля и проводить тщательный анализ амплитуднофазовых характеристик акустического поля для каждой азимутальной моды. Амплитуднофазовые характеристики первых трех азимутальных мод четко подтверждают квадрупольный характер шума, излучаемого на низких и средних частотах. Более того, можно сделать вывод, что шум излучается суперпозицией некоррелированных компактных квадруполей, распределенных по области, вытянутой в осевом направлении, так что вся область источника некомпактна. Любая физическая модель шумообразования в струях должна удовлетворять этим наблюдаемым фактам. На настоящий момент единственной моделью источников шума струи, наиболее полно удовлетворяющей данным физических и численных экспериментов, является полуэмпирическая корреляционная теория источников шума, учитывающая их квадрупольный характер. Она позволяет для дозвуковых струй в широком диапазоне скоростей и частот с высокой точностью моделировать не только суммарные спектры и направленность излучаемого шума, но и соответствующие нетривиальные характеристики для его азимутальных компонент.

Копьев В.Ф., Чернышев С.А., Фараносов Г.А. «Моделирование источников звука в струе со спутным потоком» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 99-100 (2021)

Целью настоящей работы является разработка модели источников шума струи, позволяющей проводить быстрые и эффективные оценки характеристик акустического излучения турбулентных струй в ходе работ по снижению шума самолетов. Поскольку на звуковое излучение струи сильное влияние оказывает взаимодействия звукового поля с элементами планера, то модель источников шума должна позволять предсказывать не только спектральную плотность, но и фазовые характеристики излучаемого звукового поля. Этому условию удовлетворяет корреляционная модель источников звука, предложенная авторами ранее. На данном этапе работы проводится развитие корреляционной модели на струи со спутным потоком. В рамках предложенной модели источников звука в струях в условиях спутного потока проводится сравнение результатов предсказания с экспериментальными данными в широком диапазоне параметров. Показано, что модель обладает хорошей предсказательностью, позволяющей использовать ее для оценок шума струи в дальнем и ближнем поле в условиях полета.

Крашенинников С.Ю., Миронов А.К., Польняков Н.А. «Шум турбулентной струи как результат ее динамического воздействия на окружающую среду» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 100-103 (2021)

Копьев В.Ф., Чернышев С.А. «О разделении акустических и гидродинамических переменных в модели звуковых источников в турбулентной струе» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 103-104 (2021)

Проводится анализ процесса генерации шума мелкомасштабными источниками в турбулентной струе. Стандартный подход к этой проблеме основан на концепции акустической аналогии, в которой распространение возмущений описывается детерминированным линейным оператором, а плотность источников описывается случайным полем с заданной пространственно-временной корреляционной функцией. Ранее в рамках этого подхода авторами была разработана корреляционная модель источников звука. В качестве экспериментальной базы для этой модели были использованы данные измерений звукового излучения струи, полученные методом азимутальной декомпозиции. Этот метод, разработанный в ЦАГИ, использует в акустических измерениях звукового поля круговую решетку микрофонов с последующим разложением поля на азимутальные моды и получением статистических характеристик отдельных мод. Экспериментальные данные, полученные этим методом, содержат богатую информацию о процессе генерации звукового излучения и могут служить жестким фильтром для отбора корректных моделей и их валидации. Разработанная на этой основе модель обладает хорошей предсказательностью и позволяет использовать ее для оценок шума струи в дальнем и ближнем поле. Вместе с тем, использованный подход содержит в себе ряд нерешенных проблем. В первую очередь, это проблема сдвигового шума, связанная с гидродинамическим взаимодействием между мелкомасштабными источниками звука и сдвиговым потоком. С одной стороны, источник, представляющий собой мелкомасштабные флуктуации завихренности, испытывает растяжение средним сдвиговым течением, а с другой стороны, мелкомасштабные источники звука одновременно служат источниками накачки колебаний среднего течения. Оба эти процесса дают дополнительный вклад в звуковое излучение, называемое сдвиговым шумом. Амплитуда этой компоненты излучения пропорциональна отношению средней завихренности к частоте и при низких частотах сдвиговый шум может иметь большую величину. До сих пор неясно, реализуется ли в струе сдвиговый шум или существует некоторый механизм гидродинамической компенсации, приводящий к его отсутствию. Недавние измерения, выполненные методом азимутального разложения, указывают, скорее, на отсутствие сдвигового шума в акустическом поле струи. В то же время, стандартные модели, основанные на акустической аналогии, в том числе предложенная авторами ранее корреляционная модель квадрупольных источников, вообще говоря, приводит к появлению сдвиговой компоненты в шуме струи. Для того, чтобы сдвиговый шум отсутствовал и эмпирическая модель давала хорошие предсказания, необходимо принимать некоторые, не имеющие достаточных оснований, предположения о взаимной связи квадрупольных компонент в источнике. В данной работе в рамках решения проблемы сдвигового шума предлагается другой подход к стохастическому моделированию турбулентного струйного течения. Если в исходной модели линейные возмущения описываются детерминированным оператором с накачкой, осуществляемой случайными нелинейными пульсациями, то в предлагаемой модели выделение случайной накачки проводится на основе разделения гидродинамических и акустических переменных. При этом гидродинамическая переменная (плотность импульса) является стохастической, а акустическая переменная (потенциал) удовлетворяет конвективному волновому уравнению с накачкой, осуществляемой возмущениями импульса. При таком описании процесса сдвиговый шум не возникает, а эффект рефракции, учет которого необходим в случае высокоскоростных струй, в такой модели сохраняется. Подходы к описанию шума струи, предложенные в этой работе, нуждаются в дальнейшем анализе. Прежде всего, это касается установления связи между представлением о квадрупольных звуковых источниках и вихревой динамикой турбулентных пульсаций. В то же время полученные результаты являются продвижением в понимании сложных процессов генерации шума турбулентными струями.

Зыбин К.П., Ильин А.С., Копьев А.В., Сирота В.А. «О вырождении нелинейности в турбулентной системе» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 104-105 (2021)

Уравнение транспорта магнитного поля в проводящей среде совпадает с уравнением Гельмгольца для динамики завихренности. С другой стороны, магнитное поле не связано функционально с полем скоростей и при достаточно малых значениях может рассматриваться как пассивный вектор. Таким образом, рассмотрение магнитного поля оказывается технически значительно более простой задачей, поддающейся аналитическому анализу, а полученные результаты могут быть полезны в вопросах анализа генерации завихренности. Идея турбулентного магнитного динамо заключается в том, что случайный перенос растягивает магнитные линии, увеличивая тем самым флуктуации магнитного поля. Хорошо известен эффект экспоненциального нарастания мелкомасштабных возмущений в сильно проводящей турбулентной среде. В такой системе поле скорости можно считать линейным и рост магнитного поля оказывается особенно эффективным. Нами было изучено поведение статистических моментов силы Лоренца, посредством которой магнитное поле оказывает обратное влияние на среду. Силу Лоренца можно разделить на два члена: один из этих членов имеет градиентную форму и приводит к перенормировке давления, поэтому он не влияет на динамику скорости. Для другого члена мы показываем, что, хотя он содержит коррелятор магнитной индукции второго порядка и, несмотря на экспоненциальный рост магнитного поля, этот член уменьшается. Причина в том, что стохастическое магнитное поле не является бесструктурным: области интенсивного поля имеют форму трубок и листов, а градиент магнитного поля всегда почти точно ортогонален магнитной линии. Таким образом, его скалярное произведение на магнитную индукцию и обратная связь на турбулентность остаются пренебрежимо малыми, даже если сама индукция увеличивается. Таким образом, несмотря на неограниченный рост магнитного поля в системе, оно не оказывает обратного воздействия на генерирующий ее поток, по крайней мере, до тех пор, пока поле скорости можно считать линейным. Полученный результат аналитически точно иллюстрирует аналогичное вырождение нелинейности в турбулентном потоке в модели вытягивающихся вихрей.

Миронов М.А. «Субконвективные спектры напряжений под турбулентным пограничным слоем» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 105 (2021)

Показано, что в экспериментальных работах по измерению частотноволновых спектров пульсаций давления под ТПС имеются достаточно данных в пользу существенности касательных напряжений, как основных источниках звука и вибраций. Предложена модель, в которой источником цепочки: вязкие волны – касательные напряжения – дипольный звук являются лайтхилловские квадруполи.

Юдин М.А., Фараносов Г.А., Копьев В.Ф., Чернышев С.А., Котова А.Н. «О вкладе волн неустойчивости в перемежаемость пульсаций скорости турбулентной струи» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 106 (2021)

Во многих работах, посвященных статистике гидродинамических полей пульсаций скорости турбулентной струи, обращается внимание на эффект проявления перемежаемости – существенного отличия их статистики от нормального распределения, которое связывают с наличием редких событий, характеризующих турбулентный поток. В настоящей работе показано, что отличие статистики от нормальной быть связано не с редкими интенсивными событиями, а с крупномасштабными колебаниями струи (волны неустойчивости), которые необходимо учитывать для получения правильной статистки мелкомасштабных пульсаций гидродинамических полей. В работе исследуются результаты численного моделирования турбулентной струи с числом Маха 0.85. Показано, что распределение пульсаций продольной компоненты скорости в сечении соответствующем начальному участку струи, отлично от нормального на определенных удалениях от оси струи r, соответствующих областям вблизи границы потенциального ядра и вблизи границы самой струи. Оказалось, что это отличие связано с крупномасштабными колебаниями струи, представляющими собой волны неустойчивости с азимутальным числом n=1 (flapping modes). При таких крупномасштабных колебаниях точка измерения фактически попадает в различные моменты времени в области течения, где скорость постоянна или в область сдвигового слоя. В результате этого в статистику пульсаций u будет давать вклад составляющая, связанная с неоднородностью по r среднего поля. Проведен также анализ распределения продольной компоненты скорости на оси струи за потенциальным участком и обнаружено отличие статистики u от нормальной, что может быть объяснено тем же эффектом.

Шанин А.В., Корольков А.И., Князева К.С., Миронов М.А. «Излучение звуковой волны колеблющимся слоем льда при импульсном возбуждении» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 106-107 (2021)

Известно, что при коротком ударе о тонкий лед на поверхности пруда или озера формируется акустический импульс, представляющий собой протяженный монохроматический сигнал, распространяющийся вдоль поверхности. Частота сигнала близка к частоте фазового синхронизма изгибной волны в ледяной пластине и звуковой волны. Длительность сигнала определяется формулой x(1/c–1/v), где x – расстояние от источника до точки наблюдения, с – скорость звука в воздухе, v – групповая скорость волны в ледяной пластине на частоте фазового синхронизма. Работа посвящена разработке математического формализма для описания этого явления. В работе рассматривается упрощенная задача. Сделаны следующие приближения: геометрия задачи взята двумерной, нагружение льда водой игнорируется, нагружение льда воздухом является легким, т.е. воздух не влияет на распространение изгибной волны. Излученное звуковое поле нетрудно описать двумерным интегралом Фурье. Такой интеграл формально является решением задачи, однако его вид ничего не говорит о свойствах сигнала, а численное взятие такого интеграла представляется проблематичным. Поэтому разрабатывается методика асимптотической оценки интеграла. Оценка выполняется при фиксированном V=x/t (t – время) и большом x. Ключевым соображение для оценки двумерного интеграла Фурье является принцип локальности, сформулированный и доказанный в работе. Интеграл удается представить как сумму вкладов окрестностей нескольких специальных точек в плоскости «частота–волновое число», а также экспоненциально малого остатка. Специальными точками являются точки на дисперсионной диаграмме, в которых групповая скорость совпадает с V, а также точки пересечения дисперсионных диаграмм изгибных и звуковых волн. В работе получены асимптотические оценки вкладов различных специальных точек. Рассмотрены случаи сближения различных специальных точек. Результаты анализа качественно согласуются с экспериментальными спектрограммами.

Савельев А.Д. «Численное моделирование вихреобразования на поверхности «низкорейнольдсового» профиля DAE-51 в дозвуковом потоке» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 107 (2021)

Численно исследуется формирование вихревых структур на поверхности аэродинамического профиля DAE-51 при числе Маха 0.1 в диапазоне углов атаки от –12 до 24° и при значениях числа Рейнольдса от 10⁵ до 10⁶. Задача решается на основе двумерных нестационарных уравнений Навье–Стокса с применением компактных схем высокого порядка. Результаты расчетов сравниваются с эмпирическими зависимостями отрыва пограничного слоя.

Трилис А.В. «Исследования устойчивости цилиндрического фронта горения при учёте диффузионно-тепловой структуры пламени» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 108 (2021)

При изучении явлений вибрационного, автоколебательного горения и связанных с ними явлений генерации звука с дискретными модами (термоакустические явления), например, в жаровых трубах камер сгорания газотурбинных двигателей возникает потребность изучать устойчивость фронтов горения различной начальной геометрии. Данные задачи и явления возникают при решении проблем устойчивости и оптимизации процессов горения в энергетических установках, а также при решении проблем шума перспективных газотурбинных двигателей, что определяет актуальность темы исследования. Ранее была исследована линейная модовая устойчивость цилиндрического фронта дефлаграционного горения Чепмена–Жуге в плоско-радиальной кольцевой камере сгорания в применении к моделированию начального (линейного) этапа развития вращающихся поперечных квазидетонационных волн. В настоящей работе в рамках акустического приближения проведено исследование линейной модовой устойчивости цилиндрического фронта дефлаграционного горения Чепмена–Жуге в расходящемся дозвуковом потоке горючей смеси с малым числом Маха при учете диффузионно-тепловой структуры пламени по формуле Маркштейна.

Тимушев С.Ф., Федосеев С.Ю. «О связи между формой ядра концентрированного вихря и его акустическими характеристиками» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 109 (2021)

Предложен подход позволяющий охарактеризовать концентрированный вихрь как источник акустических колебаний. Особенностью предлагаемого подхода является то, что вихревая структура рассматривается как геометрическая фигура, имеющая туже форму, что и ядро вихря. Предполагается, что закон, по которому строится геометрическая фигура, совпадает с законом, по которому формируется множество точек характеризующих траекторию движения некоторого случайно выбранного объема жидкости. Рассматривая такой закон совместно с основными уравнениями гидродинамики (уравнением неразрывности и системой уравнений Навье–Стокса) можно доказать наличие структурных свойств в отдельных видах концентрированных вихрей, а также доказать наличие точечной параметрической симметрии. Что в свою очередь позволяет решать задачу о колебаниях концентрированного вихря, и делает возможным получение сведений необходимых, чтобы охарактеризовать концентрированный вихрь как источник акустических колебаний.

Копьев В.А., Панкратов И.В., Копьев В.Ф., Ульяницкий В.Ю. «Разработка плазменного актуатора на основе барьерного разряда для управления шумом турбулентной струи, истекающей из сверхзвукового сопла» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 110-111 (2021)

Диэлектрический барьерный разряд (ДБР) получил наиболее широкое распространение в аэродинамических и аэроакустических исследованиях. Это вызвано целым рядом их несомненных достоинств в сравнении с плазменными актуаторами, использующими другие виды газовых разрядов. Их основные достоинства: сравнительная простота конструкции, простота адаптации к различным формам аэродинамических моделей, относительно не высокие тепловые нагрузки и энергопотребление. В НИО-9 ЦАГИ совместно ОИВТ РАН, проведен большой цикл исследований по применению высокочастотного (диапазона сотен килогерц) диэлектрического барьерного разряда (ВЧ ДБР) в аэроакустических приложениях. Использование ВЧ ДБР позволило добиться снижения аэродинамического шума при значительном расширении диапазона 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 по возможности управления шумом турбулентных струй. Задачей данного исследования была разработка технологии создания ВЧ ДБР плазменного актуатора на внутренней поверхности сверхзвукового сопла, с целью в дальнейшем применить разработанную в коллективе методику управления волнами неустойчивости к сверхзвуковой струе, где последние могут являться основным источником шума.

Моралев И.А., Попов И.М., Котвицкий А.Я., Селивонин И.В., Казанский П.Н., Устинов М.В. «Плазменные актуаторы как источник возмущений в сдвиговых и пограничных слоях» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 111-112 (2021)

Плазменные актуаторы на основе барьерного разряда широко исследуются в качестве источника управляющих возмущений в задачах управления сдвиговыми и пограничными слоями. Принцип действия этих устройств основан на ускорении ионов в распадающейся плазме барьерного разряда. При увеличении скорости набегающего потока существенный вклад в возмущения скорости вносит также тепловыделение в разряде. Принципиальными достоинствами актуаторов на основе газовых разрядов по сравнению с механическими и струйными аналогами является их практическая безынерционность, отсутствие механических частей и возможность сравнительно легкой интеграции в поверхность обтекаемых тел. Принципиальными недостатками, особенно в области низких скоростей обтекания – крайне малый электромеханический КПД ионного ветра и ограничения по тяге актуатора. Перечисленные характеристики определяет нишу эффективного использования плазменных актуаторы как источников возмущений в задачах управления сдвиговыми и пограничными слоями. Полученные в работе данные, с некоторыми оговорками относительно характеристик устойчивости рассматриваемых течений, могут учитываться и при разработке стратегий управления волнами неустойчивости в сдвиговом слое турбулентных струй.

Бычков О.П., Копьев В.А., Копьев В.Ф., Фараносов Г.А., Ефимов А.В., Казанский П.Н., Моралев И.А. «Параметрическое исследование системы активного управления естественными волнами неустойчивости в ближнем поле турбулентной струи с использованием плазменных актуаторов» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 112-113 (2021)

Основной целью настоящей работы является более детальное исследование влияния воздействия плазменным актуатором на основе диэлектрического барьерного разряда на структуру ближнего поля изолированной турбулентной струи. Для этого в заглушенной камере АК-2 ЦАГИ было проведено экспериментальное исследование с использованием многомикрофонной решетки, расположенной в ближнем поле холодной дозвуковой турбулентной струи.

Копьев В.Ф., Бао Чен, Кардиоли Жулио «Разработка методов измерений и их применение к шуму установленного двигателя в проекте IENA в рамках сотрудничества БРИКС» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 114 (2021)

Проект IENA (Installed Engine Noise Attenuation) объединяет три команды (ЦАГИ – Россия, ARI – Китай, UFSC – Бразилия) для выполнения совместного исследования с целью изучения механизмов генерации шума авиационного двигателя с учетом эффекта компоновки и разработки способов снижения шума. Большое внимание в проекте уделяется разработке методов измерения шума и локализации аэроакустических источников, исследованию влияния эффекта установки на шум двигателя (относительное положение крыла/вентилятора и струи/закрылка на шум) и разработке новых подходов к снижению шума самолета. Несмотря на достаточно большое количество работ в этом направлении, данное исследование отличается комплексностью рассматриваемых задач и объединением в одном проекте нескольких актуальных направлений, связанных с исследованием источников шума и со снижением шума современного пассажирского самолета. Задачами проекта IENA являются: 1) Исследование механизма взаимодействия струи и закрылка и его влияния на механизмы генерации шума струи. 2) Исследование структуры азимутальных мод в дальнем акустическом поле двигателя с учетом эффекта компоновки и развитие метода их измерения, адаптированного к реалистичным геометриям крыла и закрылка. 3) Исследования по локализации акустических источников на основе модифицированного метода бимформинга, учитывающего влияние компоновки на структуру акустического поля. 4) Исследование структуры азимутальных мод в канале с помощью микрофонных решеток с неравномерным расположением микрофонов. Разработка и развитие метода их измерения, адаптированного к реалистичному профилю скорости и геометрии канала двигателя. 5) Использование новых результатов о ближнем и дальнем поле азимутальных мод для разработки концепции новых ЗПК (звукопоглощающих конструкций) с целью снижения шума авиационного турбовентиляторного двигателя. 6) Разработка метода измерения шума взаимодействия крыла и вентилятора в заглушенной аэродинамической трубе. 7) Определение влияния взаимного расположения крыла и вентилятора на уровень шума всего самолета на основе испытаний в заглушенной аэродинамической трубе. В докладе представляются результаты работы, полученные в течение первых 1.5 лет выполнения проекта, и взаимосвязь результатов отдельных международных команд между собой.

Николаенко А.С. «Метрологическое обеспечение акустических измерений при аэроакустических исследованиях» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 115 (2021)

Основные направления деятельности отдела акустики ВНИИФТРИ: воспроизведение, хранение и передача единицы звукового давления и аудиометрических шкал; испытания, в том числе с целью утверждения типа средств измерений, акустических приборов и аппаратно-программных средств; разработка, создание и аттестация испытательного оборудования для аэроакустических исследований и испытаний на акустическую прочность; разработка и аттестация методик измерений акустических величин. В настоящее время, во ВНИИФТРИ начаты работы по созданию комплекса для воспроизведения и передачи единицы звукового давления в воздухе в свободном поле, что обеспечит единство измерений в соответствии с международными требованиями и позволит решить актуальные задачи метрологического обеспечения измерений параметров звукового поля при испытаниях и контроле аппаратуры, приборов и устройств с установленными требованиями к воспроизводимому или внешнему акустическому шуму Совместно с ООО «ПКФ Цифровые приборы», ООО «Экофизика», ведутся исследования, направленные на создание эталонного комплекса для воспроизведения единицы звукового давления на частотах от 0.003 Гц. Это направление актуально в контексте определения инфразвукового шума летательных аппаратов на местности. В отделе акустических измерений ВНИИФТРИ разработана концепция создания испытательного оборудования и соответствующего метрологического обеспечения для проведения испытаний приборов и устройств электронной техники на устойчивость и прочность при воздействии акустического шума в соответствии с ГОСТ РВ 20.57.416-98, ГОСТ РВ 20.57.305-98 и ГОСТ 30630.1.5-2013 вплоть до уровней звукового давления 170 дБ отн. 20 мкПа.

Панов С.Н. «Вибрационный анализ конструкций с использованием высокоскоростной цифровой корреляции изображений» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 115-117 (2021)

Решение задач исследования структурной динамики конструкций требует исследования их вибрационных характеристик с определением собственных частот и форм колебаний. Традиционный подход с применением датчиков вибрации и многоканальных систем сбора данных имеет очевидные недостатки, связанные с дискретностью измерений, изменением инерционно-жесткостных характеристик для тонкостенных конструкций, проблемой выполнения высокотемпературных измерений, также имеет место естественные бюджетные ограничения применения многоканальных систем. Все это определило интерес к бесконтактным в том числе оптическим системам вибрационных измерений. Применение лазерных доплеровских виброметров для измерений в точке, а также сканирующих виброметров снимает ряд проблем, однако не обеспечивает одновременного измерения вибрационного поля по всей конструкции. В 70-х годах прошлого века получила применение техника голографической и спекл интерферометрии как при синусоидальном тональном, так и широкополосном и импульсном возбуждении (импульсная голография) деталей и конструкций (например, исследование собственных частот и форм колебаний лопаток и дисков авиационных двигателей, модового состава излучателей шума и т.д.). В настоящей работе речь идет о использовании техники высокоскоростной цифровой корреляции изображений – DIC (Digital Image Correlation). Метод DIC основан на регистрации всего поля перемещений за счет регистрации нанесенной на поверхность вибрирующей конструкции пятнистой структуры – высокоскоростными камерами с последующей цифровой корреляцией изображений. Метод позволяет получить трехмерные перемещения, деформации и рассчитать виброускорения, виброскорости и напряжения в любой точке конструкции и временные сигналы и спектры указанных параметров в любой точке конструкции.

Вишняков А.Н. «Применение метода аналитической аппроксимации временных выборок для измерения амплитуды гармоник шума винта» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 117-119 (2021)

Измерение сигналов с явно выраженными дискретными составляющими, например, шума винта, имеет ряд особенностей. Во-первых, анализ с использованием преобразования Фурье принципиально не позволяет измерять амплитуду и частоту составляющих, поскольку разложение исходного сигнала производится по набору гармонических составляющих, частоты которых связаны не с частотой исследуемого процесса, а с частотой дискретизации и количеством отсчетов в интервале анализа. Вторая негативная особенность Фурье-разложения связана с «утечкой» энергии спектральных компонент в несуществующие полосы. Причина описанных выше эффектов состоит в несоответствии анализируемого сигнала «модели данных», заложенной в принцип математической процедуры преобразования Фурье. Дополнительные сложности возникают при использовании БПФ для обработки нестационарных сигналов. При пролете летательного аппарата сигнал может значительно меняться даже в пределах достаточно короткой выборки. Если брать одиночное БПФ, то при сокращении интервала анализа ошибка оценки спектра становится неприемлемой, и говорить именно об «измерении» бессмысленно. В настоящей работе используется алгоритм, основанный на аппроксимации измеренных временных выборок набором (базисом) параметрически заданных аналитических функций, а именно, гармонических функций, связанных единым параметром, определяющим их частоты,

Демьянов М.А. «Метод генерации линейного оператора в обратной задаче идентификации аэроакустических источников» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 119 (2021)

В задаче идентификации аэроакустических источников особое место занимает теоретическая модель генерации и распространения акустического излучения. Вывод из уравнений Эйлера, в соответствии с методологией Лайтхилла, оператора распространения возмущений давления содержит неоднозначность, связанную. с разделением гидродинамических параметров основного течения на источниковые и рефракционные. В связи с этим задача идентификации неразрывно связана с вопросом интерпретации о том, что считать акустическим источником в гидродинамическом потоке. Более того, после выбора физической интерпретации и рассмотрении конкретной постановки задачи, необходимо исследовать возможность корректного распознавания данного типа источников с помощью измерений массивом микрофонов. Таким образом, для правильной идентификации нужно определиться с теоретической моделью и подстроить под неё методику измерений с последующей обработкой. В данной работе исследуется задача построения линейного оператора для определения поля амплитуд источников по измеренным сигналам с массива микрофонов. Рассматривается вопрос об выборе геометрии микрофонной решетки для возможности корректной идентификации источников определенного типа.

Козубская Т.К., Плаксин Г.М., Софронов И.Л. «К анализу акустического источника методом бимформинга в вычислительном эксперименте» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 120-121 (2021)

Рассматривается развитие предложенного подхода (Т.К. Козубская, Г.М. Плаксин, И.Л. Софронов. Постановка и метод решения задачи бимформинга для локализации акустического источника на основе данных вычислительного эксперимента, ЖВМиМФ, 2021, № 11) для целей проведения автоматизированного анализа АЧХ функции источника на основе данных вычислительного качестве тестовых используются результаты ранее проведенного численного моделирования турбулентного обтекания прямого крыла с выпущенной механизацией. Рассматриваемая постановка соответствует конфигурации 30P30N, результаты исследования которой, как экспериментального, так численного, широко представлены в научной литературе. В данной работе анализируется течение со следующими параметрами: число Маха набегающего потока M_∞, угол атаки 5,5°, Re=1,7·10⁶.

Ершов В.В., Храмцов И.В. «Настройка плоских микрофонных антенн для эффективной локализации дипольных источников звука» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 121-122 (2021)

Целью работы является разработка метода настройки плоских микрофонных антенн для достижения максимального качества локализации дипольных источников шума при проведении акустических измерений и проведение сравнительных испытаний разработанной настроенной антенны и антенны подобного класса от производителя Bruel&Kjaer (Дания), оптимизированной для локализации монопольных источников звука. Описана реализация коррекции алгоритма пост-обработки для локализации акустических излучателей, которая выполняется путем модификации направляющего вектора с учетом ориентации дипольного момента относительно плоскости микрофонной антенны.

Демьянов М.А., Бычков О.П. «Модификация алгоритма бимформинг для обработки несинхронных измерений, полученных одной микрофонной решеткой» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 122-123 (2021)

В аэроакустике одним из направлений в методике микрофонных измерений и обработки сигналов является идентификация аэроакустических источников. В большом количестве случаев для решения экспериментальной задачи идентификации применяют алгоритмы бимформинг. Стандартный подход в рамках методологии бимформинг дает возможность определить интенсивности источников, распределенных в плоскости параллельной плоской микрофонной решетке. не менее, имеется ряд практически важных случаев, когда необходимо проводить объемную локализацию источников шума. Для решения данной задачи требуется использовать трехмерную микрофонную решетку. Целью данной работы является разработка модифицированного алгоритма, направленного на объемную идентификацию акустических источников с помощью последовательных измерений одной микрофонной решеткой.

Бычков О.П., Фараносов Г.А., Дубровин И.А. «Использование особенностей структуры пульсаций ближнего поля струи для расширения возможностей физического эксперимента» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 123-124 (2021)

В настоящей работе представлен модифицированный вариант процедуры пересчета пульсаций скорости в пульсации давления в заданной точке ближнего поля, не требующий радиального пересчета с оси струи по сравнению с работой О.П. Бычков, Г.А. Фараносов. О связи пульсаций скорости и давления на оси и в ближнем поле турбулентной струи // Изв. РАН МЖГ. 2021. № 4 С. 41-51. Для статических условий и при наличии спутного потока получены соотношения, связывающие спектры пульсаций давления со спектрами пульсаций продольной компоненты скорости. Полученные соотношения проверены на данных численного моделирования турбулентной струи.

Анохина Е.Н., Горбушин А.Р., Столяров Е.П., Тытык М.Н. «Пульсации полного и статического давления в перфорированной рабочей части трансзвуковой аэродинамической трубы Т-128» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 124-125 (2021)

При исследовании ламинарно-турбулентного перехода пограничного слоя, акустических и нестационарных аэродинамических характеристик моделей летательных аппаратов в аэродических трубах важно знать уровень и характер пульсаций параметров потока в рабочей части, в том числе полного и статического давления. Одно из первых исследований пульсаций давления в аэродинамических трубах ЦАГИ выполнено под руководством С. П. Стрелкова. В трансзвуковой аэродинамической трубе ЦАГИ Т-128 измерены пульсации статического давления на перфорированных и щелевых стенках рабочих частей. В настоящей работе исследуются пульсации полного и статического давления на границе ядра потока рабочей части № 1 аэродинамической трубы Т-128.

Медведский А.Л., Мартиросов М.И., Хомченко А.В. «Взрывное воздействие на подкреплённую цилиндрическую оболочку из полимерного композита с внутренними дефектами» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 127-128 (2021)

Повышенные требования к новым образцам техники в различных областях машиностроения приводят к необходимости использования современных конструкционных материалов, которые по своим характеристикам должны превосходить традиционные металлические материалы. Использование полимерных композиционных материалов (ПКМ) при создании элементов конструкций получило широкое распространение. При всех преимуществах, изделия из ПКМ чувствительны к внутренним дефектам, которые могут появляться на различных этапах производства и эксплуатации. В работе изложены общие принципы моделирования слоистых конструкций с учётом внутренних дефектов между слоями с использованием программных комплексов (LS-DYNA, Siemens Femap) на основе метода конечных элементов на примере подкреплённой круговой цилиндрической оболочки из ПКМ длиной 800 мм и радиусом 200 мм.

Медведский А.Л., Мартиросов М.И., Хомченко А.В. «Влияние внутренних дефектов на поведение армированной слоистой оболочки при воздействии фрагментами пневматика» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 127-128 (2021)

При создании аэрокосмической техники большую роль играет весовая эффективность. Для достижения цели необходимо совершенствовать применяемые конструкционные материалы, которые должны иметь характеристики не ниже традиционных. Популярность получили полимерные композиционные материалы (ПКМ), из которых, в том числе, изготавливаются силовые элементы конструкций летательных аппаратов. При создании и эксплуатации таких элементов в них нередко возникают межслоевые дефекты, которые негативно сказываются на прочностных и жёсткостных характеристиках элемента. В работе рассматривается влияние внутренних дефектов типа расслоений на поведение цилиндрической подкреплённой оболочки из ПКМ при воздействии на нее множественных фрагментов разрушенного пневматика.

Анищенко Г.А., Георгиев А.Ф., Иванова Е.В., Кузьмин Д.А., Лесных Т.О., Никитин Е.А., Паранин Г.В., Трифонов М.А. «Измерение виброакустических параметров гидросистемы пассажирского самолета при работе гидронасоса» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 128-130 (2021)

В рамках мероприятий по улучшению акустического комфорта пассажирского салона пассажирского самолета были выполнены работы по выявлению источников внутреннего шума и определению их акустических характеристик. В ходе работ установлено, что одним из значимых источников шума является плунжерный гидронасос (ПГН) гидросистемы (ГС).

Бакланов В.С., Олишевский Д.А. «Виброакустика самолетов с двигателями нового поколения» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 130-131 (2021)

Задача выполнения самолетами нового поколения новых шумовых стандартов (гл. 14 ИКАО) по защите окружающей среды от воздействия авиации требует перехода на двигатели большой степени двухконтурности (8–12) всех типов магистральных самолетов.

Дубинский С.В., Севастьянов Ф.С., Костенко В.М., Ордынцев В.М. «Исследование усталостных характеристик композитного соединения «обшивка-стрингер» под действием широкополосного случайного вибрационного нагружения» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 131 (2021)

Проведено расчётно-экспериментальное исследование динамического отклика образца соединения обшивки со стрингером (Т-образца) из полимерного композиционного материала (ПКМ) на широкополосное случайное вибрационное нагружение.

Беликов С.Э., Ионов А.А., Кондаков И.О., Ведерников Д.В. «Параметрические исследования зависимости прочностных, жесткостных и массовых характеристик конструкций СПС от компоновочных параметров» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 132 (2021)

Представлены результаты параметрических исследований зависимости прочностных, жесткостных и массовых характеристик конструкции сверхзвукового пассажирского самолета (СПС) от компоновочных параметров тестовых моделях 0- и 1-уровня. Представленные результаты помогут при оценке вибрации зданий и сооружений по воздействию ударной волны различного профиля, учитывающее влияние падающего акустического излучения на отклик деформируемых элементов конструкций и вибрации с учетом геометрической формы конструкции, в том числе из композиционных материалов, и физической нелинейности конструкции.

Денисов С.Л. «Построение конечно-элементной модели установки «Камера бегущей волны» для задач исследования долговечности и напряжённо-деформированного состояния упругих панелей» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 132-133 (2021)

В настоящее время задача снижения шума самолёта на местности является одной из актуальных проблем современной авиации. Одним из наиболее перспективных методов, позволяющих решить эту задачу, является экранирование шума авиационных силовых установок планером самолёта. Для реализации этого подхода рассматриваются самые различные компоновки двигателей относительно планера самолёта. Одной из наиболее многообещающих компоновок является интегральная компоновка типа летающее крыло, в конструкции которой двигатели располагаются над планером и большая часть излучаемого ими шума взаимодействует с силовым набором самолёта и излучается в верхнюю полусферу, а не излучается вниз. В данной работе проводится постановка задачи распространения звука в установке типа камера бегущей волны и рассматривается её решение с помощью Метода Конечных Элементов (МКЭ) в формулировке Бубнова–Галеркина. Решаются задачи распространения звука и долговечности упругой изотропной пластины в зависимости от скорости потока и упругих свойств пластины. Расчёт долговечности проводится с помощью различных методов, что позволяет получить оценку долговечности пластины «сверху» и «снизу».

Константинов А.П., Трилис А.В., Сухинин С.В., Черемиси А.А. «Термоакустические автоколебания около тонкостенного цилиндра в круглом однородном канале.» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 133-134 (2021)

Актуальность работы обусловлена потребностями создания новых типов горелочных устройств (камер сгорания) или химических реакторов с выделением энергии с управляемыми амплитудами термоакустических автоколебаний потока продуктов реакции в течение всего рабочего периода. Современные задачи проектирования и создания новых типов реакторов и горелочных устройств (камер сгорания) требуют расширения допустимых технологий для автоколебательных режимов работы. В общем случае наряду с задачами разработки и создания систем контроля автоколебаний актуальными являются задачи разработки и создания макро и микроскопических процессов управления химической кинетикой при горении и химических реакциях. Решение указанных задач позволит улучшить технические и эксплуатационные характеристики горелочных устройств и экзотермических реакторов. В настоящей работе впервые проведены экспериментальные исследования и сравнительный анализ термоакустических автоколебаний потока газа около тонкостенного цилиндра (труба Рийке), расположенного в цилиндрическом однородном канале и являющегося моделью проточного химического реактора или горелочного устройства, с автоколебаниями потока газа в отдельной трубе Рийке.

Карпов И.А., Гребенников А.С. «Параметрический метод измерения потерь в колебательных системах» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 134 (2021)

Экспериментальное определение потерь в акустических средах и упругих конструкциях является одной из не до конца решенных проблем. В настоящее время анализ колебаний вибрационных и акустических систем преимущественно основан на разложении полей давления или вибраций по собственным формам колебаний или, иначе, по нормальным модам. Для многих простых систем модальные параметры (масса, жесткость, потери) можно рассчитать теоретически. Однако, для сложных систем определение модальных параметров требует применения экспериментальных методов. Особые трудности вызывает определение коэффициентов потерь. Обычно применяют следующий спектральный метод: если в спектре отклика системы есть ярко выраженные резонансы, коэффициенты потерь при определенных условиях можно оценить по ширине резонансных пиков. Но, если резонансов много, и они накладываются друг на друга, задача сильно усложняется. Также имеются методы определения модальных параметров (собственных частот и демпфирования) во временной области. Многие из них основаны на измерении и анализе свободных затухающих колебаний систем. Все они используют метод Прони разделения экспоненциальных сигналов, который очень чувствителен к наличию помех. Однако, в последнее время для идентификации модальных параметров стали применять так называемые параметрические методы, основанные на изучении дискретно-временных случайных процессов: сравнительно небольшое число параметров моделей давало возможность повысить точность оценок спектральной плотности мощности, не говоря уже о возможности прогнозирования сигналов за пределами временных окон измерения; все перечисленное дает надежду на успешное использование параметрических моделей в области идентификации параметров колебательных систем. В работе описан один из таких методов, основанный на авторегрессионных АРСС-моделях случайных колебаний вибрационных и акустических систем. Метод опробован в лабораторном эксперименте: показано, что точность определения потерь параметрическим методом не уступает точности некоторых классических методов, основанных на спектральном анализе, кроме того, продемонстрировано важное свойство экономичности параметрического метода.

Беспалов М.С., Оселедец Е.Ю., Петрова Е.А. «Нормирование авиационного шума в условиях главенствующей роли гигиенического законодательства» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 135 (2021)

После выхода в свет 135 Закона о приаэродромных территориях прошло более 3 лет, однако проблема нормирования авиационного шума не решена до настоящего времени. Причиной этого является то, что на сегодняшний день авиационный шум при совершении взлетно-посадочных операций превышает установленные нормативы на больших территориях вокруг аэропортов. Часто на эти территории претендуют организации, заинтересованные в использовании этих земель, в том числе для жилищного строительства. При таком положении с точки зрения обязательного соблюдения гигиенических нормативов нарушение Законодательства практически неизбежно. В то же время механизмы, ранее применявшиеся для решения этой проблемы, были обесценены после выхода в свет ГОСТА 22283-2014 «Шум авиационный», который практически инициировал отмену специальных нормативов допустимого авиационного шума, разработанных МНИИ гигиены им. Эрисмана и опубликованных в «Рекомендациях по установлению зон ограничения жилой застройки в окрестностях аэропортов гражданской авиации из условий шума, М, Стройиздат, 1987». В то же время зонирование территории из условий шума является одним из самых эффективных инструментов для осуществления сбалансированного подхода к развитию приаэродромных территорий, используемого в различных странах. Анализ противоречий, возникающих при освоении приаэродромных территорий, вызывает, в частности, вопросы: во-первых, насколько можно ужесточать нормативы для авиационного шума, не ослабляя нашу экономику со всеми вытекающими отсюда последствиями? и во-вторых, почему до сих пор не найдены механизмы для компромиссного разрешения противоречий между аэропортами и застройщиками земель? Не надо ли обратиться к ранее разработанным инструментам? В рамках доклада проведен анализ возможных инструментов для сбалансированного подхода к решению задачи развития территорий, окружающих аэропорты на примере некоторых стран.

Римская-Корсакова Л.К., Пятаков П.А., Шуляпов С.А. «Психоакустические методы оценки качества шумов» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 135-136 (2021)

Борьба с шумами машин и механизмов направлена на улучшение медико-гигиенических условий их эксплуатации, а также на повышение конкурентоспособности оборудования. Исходя из пределов снижения уровней шумов и их информационной значимости, работы по снижению шумов в промышленно развитых странах увязывают с улучшением их качеств. Качество шума оценивает слушатель, поэтому психоакустические методы применяют для поиска связей между физическими характеристиками и слуховыми ощущениями шумов. Выделены такие независимые ощущения (субъективные качества) шумов, как «громкость», «резкость», «тональность», «сила колебаний» и «хриплость» [Fastl H., Zwicker E. Psychoacoustics: Facts and Models Springer. Springer-Verlag. 2007]. Для этих качеств определены меры и методы слуховой оценки, разработаны алгоритмы и способы вычислений отдельных качеств, значения которых используют для анализа «сенсорной приятности» шумов и вызываемого «психоакустического утомления». В основу формирования субъективных качеств положена концепция слуховых фильтров. Слуховая система преобразует звуки в наборе полосовых фильтров, расположенных вдоль базилярной мембраны. Приняты две равноправные шкалы таких фильтров: шкала «критических полос» (КП) [Zwicker E., Feldtkeller R. Das ohr als nachrichtenempfanger Stuttgart (Ухо как приемник информации). S. Hirzel verlag. 1967] и шкала «полос эквивалентных прямоугольных фильтров» [Moore B., Glasberg B. Revision of Zwicker’s loudness model. Acta Acoustica, 1996. 82. 335]. Под громкостью понимают субъективное восприятие интенсивности звука. Громкость и уровень громкости оценивают в сонах и фонах: 1 сон равен громкости эталона, т.е. синусоидального тона с частотой 1 кГц и уровнем 40 дБ УЗД, а 1 фон равен УЗД эталона, т.е. 40 дБ. Громкость зависит от интенсивности, длительности, частоты звука, способа его прослушивания через одно/два уха, и др. В европейском стандарте ISO 532 приняты методы расчета громкости по алгоритмам, предложенным как Цвикером, так Муром-Глаcбергом. Расчеты громкости (как и других качеств) предусматривает расчет удельных громкостей (качеств) шумов в наборах возбужденных КП с последующим интегрированием. Субъективное качество – резкость воспринимается отдельно от громкости. Ощущение связано с восприятием спектральной огибающей звуков. Высокочастотный (ВЧ) шум воспринимается как более раздражающий, чем равный по мощности низкочастотный (НЧ) шум. Резкость в 1 акум соответствует шуму с уровнем 60 дБ, центральной частотой 1 кГц и полосой меньшей 150 Гц. Временные модуляции звуков вызывают появление таких независимых субъективных качеств как сила флуктуаций и хриплость. Первое качество возникает при частотах модуляций меньших 20 Гц, а второе – в диапазоне частот модуляций 15–300 Гц. В первом случае слушатели ощущают изменения громкости шума, а во втором – скорость изменения громкости шума. Сила флуктуаций в 1 васил соответствует ощущению 100% синусоидального АМ-тона с интенсивностью 60 дБ, частотами несущей и огибающей в 1000 и 4 Гц (частоты, при которых сила флуктуаций наибольшая), а хриплость в 1 аспер – ощущению такого же АМ-тона с частотами несущей и огибающей в 1000 и 70 Гц (частоты максимальной хриплости). Алгоритмы расчетов этих качеств схожи. Анализ всех перечисленных выше качеств направлен на выделение приятных и неприятных компонентов шумов для последующего их усиления или нивелирования. В России установлены допустимые уровни шумов, но качества шумов не анализируют. Хотя известно, что независимо от УЗД, более неприятными являются шумы с модулированными по частоте или амплитуде компонентами, чем без них. В данной работе приводятся результаты анализа одинаковых по интенсивности модельных шумов. Путем сравнение вычисленных характеристик субъективных качеств модельных шумов с результатами их слухового ранжирования по тем же качествам, показано, что шумы с дополнительными частотными компонентами обладают неприятной «хриплостью» (ассоциируемой с «напряженностью»), если частоты таких компонентов находятся в пределах КП, образованной на средней частоте компонентов. Если частоты компонентов выходят за пределы КП, то наряду с хриплостью шумы приобретают еще и ощущение резкости (ассоциируемое с «визгливостью»). Поскольку ощущения резкости и громкости коррелируют, постольку шумы с ВЧ компонентами оказываются более раздражающими и более громкими. Наличие НЧ компонентов, наоборот, делает шумы более спокойными, менее раздражающими и менее громкими.

Васин С.С., Горбовской В.С., Кажан А.В., Кузин С.А., Чернышев С.Л. «Оценка звукового удара с позиции акустического воздействия на окружающую среду» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 136-137 (2021)

Выполнен анализ современных подходов к определению уровня «приемлемости» звукового удара человеком и представлены используемые в ЦАГИ алгоритмы расчета громкости звукового удара в различных метриках. Показано влияние формы эпюры избыточного давления, определяемой как аэродинамической компоновкой и режимом полета самолета, так и характеристиками реальной атмосферы, на громкость звукового удара в различных метриках. На примере материалов AIAA Sonic Boom Prediction Workshop выполнен анализ значений суммарного уровня, а также громкости головного и замыкающего фронтов звукового удара для компоновки NASA X-59 QueSST.

Беляев И.В., Макашов С.Ю. «Измерения прохождения звукового удара через стены здания и построение полуэмпирической модели оценки соответствия вибрации внутри помещения экологическим нормам» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 137 (2021)

Вибрации зданий и сооружений, создаваемые звуковым ударом, могут заметно влиять на его восприятие людьми и, как следствие, должны учитываться при формулировании норм для звукового удара перспективных сверхзвуковых пассажирских самолетов. Однако экспериментальные данные по уровням вибраций, создаваемых в зданиях звуковыми ударами, довольно ограничены. Для получения таких экспериментальных данных были проведены летные испытания на аэродроме «Третьяково» (г. Луховицы, Московская область), включающие измерения вибрации пола, вызванные звуковым ударом, вибрации всего здания в целом и измерения потерь при передаче звука от наружного шума внутрь. Измерения проводились в одном и том же трехэтажном кирпичном здании диспетчерского пункта аэродрома, в помещении на третьем этаже. Измерялись уровни звука снаружи здания и внутри помещения, а также вибрации стен, окон и пола, для звуковых ударов различной громкости. На основе полученных экспериментальных данных и имеющихся в литературе результатов других измерений была построена модель оценки уровня звукового удара и уровня вибраций внутри помещения в зависимости от уровня падающего звукового удара. Построенная полуэмпирическая модель используется для оценки соответствия вибраций, создаваемых внутри помещения, экологическим нормам. Проведен анализ полученных функций потерь при передаче звукового удара внутри здания, которые могут использоваться при выработке перспективных норм по звуковому удару.

Картышев М.О. «О необходимости корректировки базы данных ANP для моделирования расчетных контуров» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 138-139 (2021)

В 2005 году была разработана база данных по шуму и летно-техническим характеристикам воздушных судов (ANP database), которая в совокупности описывает физические характеристики самолета и двигателей. Также база данных содержит задекларированную информацию о том, как меняется взлетная масса воздушного судна (ВС) в зависимости от пройденного пути в предположении, что ее изменение влияет на создаваемый ВС уровень шума в точке на местности при его расчете для каждого сегмента траектории движения. Приведенные по умолчанию взлетные массы предполагают, что полезная нагрузка (пассажиры, багаж и груз) составляет 65% от максимальной полезной нагрузки, что не следует путать с более часто упоминаемым коэффициентом загрузки пассажиров, который на практике может достигать 90%, поскольку он не включает никаких грузовых перевозок. Тем не менее, показатель 65% не всегда может быть репрезентативными для деятельности конкретной авиакомпании в конкретном аэропорту.

Картышев М.О. «Система мониторинга авиационного шума как средство корректировки расчетных границ шумового воздействия» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 139-140 (2021)

Применение системы мониторинга АШ для верификации границ седьмой подзоны приаэродромной территории (ПАТ) – это не только подтверждение границы седьмой подзоны, но и механизм выделения отдельных шумовых зон, для которых принятие управленческих решений по организации работы аэродрома позволит изменить шумовую обстановку в ее границах в интересах проживающего населения.

Ардашев И.О. «Обработка и анализ данных полевых измерений авиационного шума» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 140-141 (2021)

Первичная обработка данных измерений включает в себя фиксацию значений максимальных уровней звука всех акустических событий для всех мест проведения измерений с оценкой количества и типа операций ВС, соответствующих данному месту. Выделение значений уровней звука по каждому выполненному полету за период наблюдений проводится как путем прямых наблюдений, так путем анализа хронограмм измерений звука. Хронограммы записей звука представляют собой временные последовательности значений уровней звука. Анализ записей уровней звука в местах проведения измерений позволяет однозначно выделить шум авиационного источника из общего шумового фона.

Картышев О.А. «Источники вредного воздействия, формирующие поверхность техносферы аэродромов» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 141 (2021)

Техносфера производственной зоны в границах землеотвода аэродромов и техносфера приаэродромной территории (ПТ) за ее пределами фактически представляют одну техносферную поверхность без защитного (буферного) разрыва расстоянием, что оказывает на людей, отработавших рабочую смену и находящихся на отдыхе, продолжение воздействия вредных факторов при эксплуатации объектов воздушного транспорта. Хорошо известными примерами является ситуация касающаяся аэропортов Внуково, Пулково и ряда аэродромов государственной и экспериментальной авиации, работники которых проживают в непосредственной близости от их границ. Это суммарное круглосуточное воздействие вредных факторов на здоровье человека, когда человек не имеет условий для длительного перерыва от работы во вредных условиях труда, не нашло отражение в известных исследованиях и никак не отражено в документах обеспечения санитарноэпидемиологического благополучия населения по факторам шумового и химического воздействия. Техносферную поверхность аэродрома характеризуют размеры седьмой подзоны в составе проекта решения об установлении ПТ. При определении границ седьмой подзоны ПТ – зоны с особыми условиями использования территории в части, касающейся оценки вредного воздействия на здоровье населения и негативного воздействия окружающую среду, должны быть проведены необходимые расчетные исследования по определению границ зон воздействия на территории муниципальных образований. Трехлетний опыт разработки решений по установлению размеров приаэродромной территории (ПТ) выявил отсутствие у проектировщиков и органов экспертизы понимания условий определения размеров седьмой подзоны ПТ, что происходит прежде всего из-за отсутствия методологии определения ее границ, громоздкости базы источников вредных факторов воздействия, отсутствия единых к применению методик расчета и построения зон воздействия, а также анализа последствий для аэродромов и муниципальных органов, связанных с установлением ПТ недостоверных размеров зоны с особыми условиями использования территории, как в сторону уменьшения, так и в сторону увеличения площади установленных зон ограничения застройки новых объектов капитального строительства. Многие аэропорты федерального значения (Московского авиаузла, Пулково, Кольцово и др.) длительное время не могут согласовать с муниципальными органами власти размеры расчетной седьмой подзоны ПТ по фактору негативного воздействия авиационного шума (АШ), если это противоречит планам развития территорий. В свою очередь не учет зоны воздействия АШ и продолжающееся проведение жилой застройки вблизи маршрутов движения воздушных судов (ВС) и границ землеотвода аэродрома может привести к ограничениям эксплуатации аэродрома и его пропускной способности в части введения лимитов на количество взлетно-посадочных операций, запрета эксплуатации шумных типов ВС и производства ночных полетов.

Леонов В.Ю. «Применение моделей вычислительной гидродинамики для прогнозирования качества воздуха в техносфере аэродромов» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 142 (2021)

Предлагается для прогнозирования концентраций загрязняющих веществ (ЗВ) как на территории, так и в окрестностях аэродромов применять модели вычислительной гидродинамики (CFD), которые обеспечивают комплексный анализ потока жидкости, основанный на сохранении массы и количества движения, путем решения уравнения Навье–Стокса, что дает возможность провести моделирование всех влияющих на рассеивание ЗВ факторов и отобразить предполагаемую картину распространения ЗВ. Они особенно полезны для прогнозирования дисперсии газов или аэрозолей в атмосфере, в городских районах или вокруг промышленных объектов, где потоки и турбулентность в значительной степени зависят от окружающей среды, зданий и, следовательно, в значительной степени неоднородны и неустойчивы.

Босняков С.М., Енгулатова М.Ф., Михайлов С.В., Талызин В.А. «Расчетное исследование как неотъемлемая часть методики эксперимента в аэродинамических трубах» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 145-146 (2021)

Показано, что численные расчеты обтекания различных тел являются неотъемлемой частью экспериментальной методики. Они проводятся на разных этапах подготовки эксперимента. Полученная в расчете предварительная информация задает направление экспериментальных исследований, помогает выбрать области для установки экспериментального оборудования и избегать ошибок во время проведения эксперимента, оценивать точность испытаний, а также выполнять коррекцию экспериментальных данных.

Горобец А.В. «Доктор Стрейнджбаг, или как я перестал беспокоиться и полюбил гетерогенные вычисления» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 146 (2021)

Работа посвящена ресурсоемкому суперкомпьютерному моделированию задач газовой динамики на гибридных вычислительных системах, сочетающих многоядерные процессоры и массивно-параллельные ускорители-сопроцессоры. Гетерогенные вычисления подразумевают одновременное использование в расчете разнородных вычислительных устройств – центральных (CPU) и графических (GPU) процессоров.

Родионов А.В. «О точности решения за фронтом ударной волны при использовании методов сквозного счета» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 146-147 (2021)

В аэрогазодинамических задачах, решаемых в рамках уравнений Эйлера, ударная волна трактуется как поверхность разрыва, на которой выполняются соотношения Ренкина–Гюгонио. Эти соотношения представляют собой законы сохранения массы, импульса и энергии; они связывают параметры течения перед ударной волной с параметрами течения за ней. Методы (или схемы) сквозного счета размывают поверхности разрыва на некотором количестве ячеек сетки. Таким образом, в приближенном численном решении фронт ударной волны трансформируется в ударный слой шириной в несколько сеточных интервалов. Хотя соотношения Ренкина–Гюгонио в таких расчетах явно не используются, но можно говорить об их интегральной аппроксимации, поскольку решаемые конечно-разностные, или конечно-объемные уравнения имеют вид законов сохранения. В методах сквозного счета ударная волна размывается за счет численной вязкости (схемной диссипации), которая в некотором смысле имитирует действие физической вязкости. Обладая функциональным сходством, численная и физическая вязкости имеют принципиальные различия. Так, в случае учета физической вязкости внутри размытого скачка аппроксимируются уравнения движения вязкого газа. С измельчением сетки разрешение ударного слоя улучшается, и численное решение стремится к точному решению уравнений Навье–Стокса. В случае с численной вязкостью измельчение сетки не приводит к лучшему (более гладкому) разрешению ударного слоя, так как его ширина пропорционально уменьшается. Поэтому здесь возникает принципиальный вопрос: будет ли численное решение с измельчением сетки стремиться к точному решению уравнений Эйлера, дополненных соотношениями Ренкина–Гюгонио на фронте ударной волны? И если да, то каков будет темп сходимости? Известны работы, в которых на численных примерах показывается, что методы сквозного счета, обладающие повышенным порядком аппроксимации на гладких решениях, в гладкой части обобщенного решения за фронтом ударной волны демонстрируют лишь порядок сходимости, близкий к первому. В тоже время практически отсутствуют публикации, в которых бы проводилось системное изучение данного вопроса, включающее в себя анализ всех основных факторов, влияющих на точность решения за фронтом ударной волны. Сообщается, что данной работой автор, хотя бы частично, восполняет этот пробел и отвечает на поставленные вопросы.

Афанасьев Н.А., Головизнин В.М., Нестеров С.С., Семенов В.Н., Сипатов А.М. «Балансно-характеристические разностные схемы в анализе термоакустической неустойчивости в камерах сгорания газовых турбин» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 148-149 (2021)

В газовых турбинах с камерами сгорания класса DLE может возникать термоакустическая неустойчивость (вибрационное горение). Это может привести к самоподдерживающимся колебаниям большой амплитуды, которые сокращают эксплуатационный ресурс изделия и могут вызвать повреждение газовой турбины. Для нахождения условий возникновения вибрационного горения в камерах сгорания газотурбинных двигателей обычно используются инженерные методы – т.н. сетевые модели низкого порядка, сводящие задачу к расчету акустических цепей, состоящих из четырехполюсников или шестиполюсников, описывающих свойства различных элементов акустического тракта. Параметры этих многополюсников рассчитываются либо теоретически, либо находятся экспериментально. При таком описании процесса генерации звука делаются некоторые предположения, а именно: длины неустойчивых звуковых волн существенно превышают поперечные размеры звуковых трактов, зона выделения тепла имеет бесконечно малую толщину, трением о стенки каналов можно пренебречь. Наиболее спорным моментом здесь является предположение о пространственной сосредоточенности источника тепловыделения, которое делается исключительно для простоты представления его в терминах параметров многополюсника. Тепловыделение описывается т.н. «моделями горения», задающими зависимость его интенсивности от параметров акустического поля – обратную связь в системе «акустический тракт–источник тепла». Расчет сводится к нахождению нижних собственных частот тракта и величин их инкрементов. К достоинствам сетевого метода можно отнести то, что он не содержит численной вязкости, и его реализация не требует сколь либо значительных вычислительных ресурсов. К недостаткам – сложность нахождения параметров многополюсников для некоторых типов «пассивных» элементов сети (т.е. без источников тепловыделения), и, в особенности, для «активных элементов», содержащих источники тепла – т.н. «функций отклика пламени». Целью данной работы является разработка нового подхода к определению области зависимости параметров течений в камерах сгорания газовых турбин, при которых возможно возникновение режимов вибрационного горения. В работе показано, что, решая квазиодномерные уравнения газовой динамики с помощью разностной схемы КАБАРЕ, можно получить режимы с развивающейся неустойчивостью с достаточно высокой точностью. Схема КАБАРЕ является обратимой по времени и не имеет схемной вязкости при отключении процедур монотонизации. Предложенный метод был протестирован на задачах о течении газа в трубе с локальным подогревом (труба Рийке). Результаты показали высокую точность метода в определении скорости роста неустойчивых мод, сравнимую с точностью результатов, получаемых по сетевым термоакустическим моделям низкого порядка. Традиционные алгоритмы решения уравнений газодинамики таким свойством не обладают.

Жуков В.Т., Новикова Н.Д., Феодоритова О.Б. «Явная схема расчета нестационарных трехмерных течений вязкого теплопроводного газа» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 149-150 (2021)

Представлена схема LINS (Local Iterations for Navier–Stokes equations) интегрирования по времени уравнений вязкого теплопроводного многокомпонентного газа. В основе схемы лежит принцип расщепления алгоритма расчета одного временного шага для исходной системы уравнений на гиперболический (конвективный) и параболический (диффузионный) этапы. Дискретизация по пространству проводится в рамках аэродинамического кода NOISEtte на неструктурированных сетках.

Бахвалов П.А., Дубень А.П., Козубская Т.К., Родионов П.В. «EBR схемы для призматических слоев гибридной неструктурированной сетки» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 150-151 (2021)

В последние два десятилетия наибольшее развитие в области численных методов для решения уравнений газовой динамики получили схемы высокого порядка точности, такие как разрывный метод Галёркина (DG), полиномиальные конечно-объемные схемы, метод спектральных элементов. Данные схемы успешно применяются в настоящее время для прямого численного моделирования (DNS) и моделирования при помощи метода крупных вихрей (LES), однако в области индустриальных приложений их использование пока носит достаточно ограниченный характер. В значительной степени это связано с потерей высокого порядка точности на разрывах или существенным увеличением вычислительной стоимости для его сохранения, а также с повсеместным использованием в практических задачах систем уравнений Навье–Стокса, осредненных по Рейнольдсу (RANS), и гибридных LES-RANS подходов, высокая точность решения которых часто не приводит к ожидаемому повышению качества численных результатов. Рассматриваемое в настоящем исследовании семейство вершинно-центрированных реберно-ориентированных конечно-объемных схем EBR, основанных на квазиодномерной реконструкции переменных для аппроксимации конвективных потоков, как правило, на произвольной неструктурированной сетке обладает только вторым порядком точности. В то же время высокая вычислительная эффективность совместно с повышенной точностью, достигаемой благодаря расширенным шаблонам, обуславливает применимость и целесообразность использования данных схем для широкого класса индустриальных задач. Одной из таких задач является моделирование внешнего турбулентного обтекания, для которого часто применяются гибридные неструктурированные сетки с призматическими слоями, состоящими из элементов высокой степени анизотропии. Следствием построения на данных призматических слоях прямолинейных квазиодномерных реконструкций согласно оригинальной формулировке схем EBR (SEBR) является значительный дисбаланс расстояний внутри шаблона, который может приводить к понижению точности численных результатов и возникновению неустойчивости в процессе расчета. Для устранения указанных негативных эффектов предлагается использовать в призматических сеточных слоях криволинейные шаблоны реконструкций . Описаны принципы и алгоритмы их построения для двумерного и трехмерного случая.

Сауткина С.М. «Использование разрывного метода Галеркина для построения решения уравнений Навье–Стокса» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 152-153 (2021)

Проведена разработка и адаптация алгоритма RKDG-метода (Runge–Kutta Discontinuous Galerkin) для численного моделирования двумерных течений вязкого нетеплопроводного сжимаемого газа. Представлен прототип параллельного программного комплекса, реализующий RKDG-метод на неструктурированных сетках. В качестве тестового примера рассмотрено обтекание тонкой пластины потоком вязкой несжимаемой среды задача Блазиуса, для которой известно точное решение.

Воронцов В.И. «Исследование различных способов коррекции потоковых переменных схемы КАБАРЕ на примере численного расчёта уравнений Эйлера» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 153 (2021)

Работа посвящена изучению свойств различных вариантов нелинейной коррекции потоковых переменных схемы «Кабаре» на примере решения уравнений Эйлера в трёхмерном пространстве. Классический способ нелинейной коррекции потоков, полученных в заданном пространственном направлении на новом временном слое, подразумевает использование ранее вычисленных потоковых переменных, полученных на предыдущем временном слое в том же пространственном направлении. Данный подход сравнивается с коррекцией потоков, в которой используются данные двух оставшихся пространственных направлений. Для данного подхода была получена характеристическая форма уравнений движения и неразрывности в криволинейной системе координат, позволяющая использовать неструктурированные гексагональные расчётные сетки. Для сравнения различных подходов коррекции потоков используются модельные задачи акустики. В качестве инструмента исследования используется собственная программа, реализующая численное решение уравнений Эйлера.

Жуков В.Т., Феодоритова О.Б. «Сквозной алгоритм решения задачи сопряженного теплообмена» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 153-155 (2021)

Корчагова В.Н. «Использование алгоритмов динамического перестраивания сетки при решении задач газовой динамики разрывным методом Галеркина» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 155-156 (2021)

Численные методы высокого порядка на основе разрывного метода Галеркина являются одними из наиболее популярных методов моделирования аэродинамических процессов, в частности, при рассмотрении сверхзвуковых течений. Полиномиальная аппроксимация решения внутри ячейки и компактность шаблона позволяет вести расчеты на неструктурированных сетках, а возможность учета разрывов решения на границах между ячейками позволяет серьезно повысить качество разрешения ударных волн и прочих подобных особенностей решения. Однако численный алгоритм осложняется, прежде всего, процедурами монотонизации решения вследствие возникновения нефизичных осцилляций в окрестностях разрывов решения. Использование открытого программного обеспечения позволяет ускорить процесс разработки программного пакета, реализующего подобную схему; так, на основе открытой конечноэлементной библиотеки MFEM.

Кудрявцева Л.Н., Цветкова В.О. «Динамическая анизотропная адаптация подвижной неструктурированной сетки к поверхности движущегося обтекаемого тела» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 156-157 (2021)

В настоящее время моделирование турбулентных течений вблизи одного или нескольких движущихся тел различной формы представляет большой интерес для исследователей и промышленности, и методы решения таких задач стремительно развиваются. В данной работе мы рассматриваем особенности использования метода погруженных границ (immersed boundary method, IBM) в комбинации с динамической адаптацией неструктурированных сеток для моделирования задач взаимодействия среды и конструкции. IBM дает возможность работать в односвязной расчетной области, в то время как наличие подвижного тела моделируются путем добавления дополнительных источниковых членов в уравнения газовой динамики. Разрешение сетки вблизи границы «погруженного» тела контролируется специальным методом динамической адаптации неструктурированной сетки. Он основан на технике перераспределения сеточных узлов с сохранением их связности. Перераспределение динамически определяется с помощью минимизации упругого квазиизометрического функционала. Метод сформулирован для двумерной и трехмерной постановок. Форма и расположение подвижного тела задаются интерполяционной решеткой, имеющей структуру восьмеричного дерева. Решетка перемещается вместе с телом и хранит значения функции расстояния и ее градиентов. В данной работе рассматриваются особенности применения адаптации для разрешения поверхностей, типичных для авиастроения, такие как крылья и пропеллеры.

Абалакин И В., Васильев О.В., Жданова Н.С. «Расширение метода штрафных функций Бринкмана для сжимаемых течений вокруг подвижных твердых тел» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 157-158 (2021)

Классические подходы к численному моделированию течения газа вокруг твердых тел основаны на использовании расчетной сетки, определяющей поверхность раздела двух сред с помощью сеточных узлов. Эти узлы используются в процессе численного расчета для задания граничных условий. К настоящему времени получило развитие и другое направление, в котором выполнение граничных условий на поверхности твердого тела обеспечивается методом погруженных границ. Применение этого метода не требует построения согласованной с границей расчетной сетки, что существенно упрощает ее построение, особенно для задач со сложной геометрией обтекаемых тел. Один из вариантов метода погруженных границ – метод штрафных функций Бринкмана, основная идея которого заключается в моделировании твердого тела в предположении пористой среды с низкой проницаемостью. Для этого в уравнениях моментов и энергии системы газодинамических уравнений добавляются штрафные функции, отличные от нуля в области пористой среды. Преимуществом метода является возможность контроля ошибки через изменение значений штрафного параметра, при этом его математическое обоснование для течений несжимаемой жидкости основывается на доказанной сходимости решения системы уравнений Навье–Стокса со штрафными функциями к точному решению при стремлении штрафного параметра к нулю. Кроме того, этот метод, относясь к классу методов штрафных функций, характеризуется относительной простотой численной реализации в рамках разнообразных методик расчета. Оригинальная формулировка метода штрафных функций Бринкмана ограничивает область его применимости задачами моделирования несжимаемых течений с изотермическим граничным условием на поверхности обтекаемого тела. Ранее (Ph. Angot, C.-H. Bruneau, P. Fabrie. A penalization method to take into account obstacles in incompressible viscous flows. Numer. Math., v. 81, № 4, 1999, pp. 497-520) было представлено расширение этого метода для сжимаемых течений вокруг неподвижных тел, основанное на включении в математическую модель твердого тела уравнения неразрывности для пористой среды. Меняя коэффициент пористости в этом уравнении, можно увеличить акустическое сопротивление пористой среды и, тем самым, обеспечить корректность описания отражения звуковых волн от границы поверхности тела. В настоящей работе модифицированный метод штрафных функций Бринкмана для сжимаемых течений, представленный в работе (Q. Liu, O.V. Vasilyev. Brinkman Penalization method for compressible flows in complex geometries. J. Comput. Phys., V. 227, № 2, 2007, pp. 946-966) обобщен для применения в задачах обтекания подвижных тел.

Абалакин И.В., Жданова Н.С., Козубская Т.К. «Численное моделирование обтекания осциллирующего профиля с использованием метода погруженных границ» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 158-159 (2021)

Интерес к исследованиям течений газа вокруг осциллирующего аэродинамического профиля обусловлен многообразием их приложений. Например, до сих пор остается актуальной разработка микро- и нано-летательных аппаратов, в которых традиционные роторные двигатели заменены крыльями, совершающими маховые движения. Также подобные механизмы, в сочетании с роторными ветровыми турбинами, используются для генерации энергии. Результаты исследований срыва вихрей с поверхности осциллирующего профиля применяются при разработке методов подавления флаттера органов управления самолета, лопастей вертолета и турбомашин. Одной из ключевых задач, возникающей при построении методики численного моделирования обтекания осциллирующего профиля, является учет движения границы. Наиболее распространенными методами ее решения является применение деформируемых сеток, скользящих сеток, технологии Chimera, а также неинерциальной системы координат. Реализация скользящих сеток и технологии Chimera включает обработку интерфейса сеточных блоков с несовпадающими узлами, что с неизбежностью приводит к потере точности численного решения, что может быть критичным в случае сильной завихренности течения или при наличии ударных волн. Метод деформации сетки ограничивает амплитуду колебания профиля и углы его возможного поворота. Подход, подразумевающий использование неинерциальной системы координат тоже не лишен недостатков. Например, он не может быть использован, если моделируется обтекание тандема профилей, движущихся по разным законам. В работе представлена методика моделирования сжимаемых течений вокруг осциллирующего профиля, в которой движение его границы учитывается альтернативным подходом, основанным на применении метода штрафных функций Бринкмана, относящимся к классу методов погруженных границ.

Федорченко Ю.П., Чащин Г.С., Шорстов В.А. «Разработка быстрого численного метода расчёта распространения акустических возмущений на основе решёточных уравнений Больцмана» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 159-161 (2021)

Представлены результаты исследования возможностей метода решёточных уравнений Больцмана (LBM) определять акустические возмущения на примере задачи из линейной акустики о взаимодействии двумерного монополя и отражающего возмущения круга (sound hard boundary). Эта задача позволила рассмотреть способность численного метода к определению следующих физических явлений: распространение бегущих волн малой амплитуды, дифракция волн с последующей интерференцией падающей и отражённой волн, а также вязкую диссипацию бегущей волны.

Денисов С.Л., Остриков Н.Н. «Приложение метода конечных элементов к задаче извлечения импеданса на установке «Интерферометр с потоком» с учетом неоднородности потока в 2D и 3D случаях» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 162-163 (2021)

Наиболее эффективным способом снижения шума вентилятора авиадвигателя является облицовка его каналов звукопоглощающими конструкциями (ЗПК), параметры которых подбираются таким образом, чтобы обеспечить максимальное снижение шума на местности на различных режимах работы двигателя в течение взлетно-посадочного цикла полета самолета. Успех настройки параметров ЗПК зависит, в том числе, от качества их исследований в стендовых условиях, в частности, на установках типа «Интерферометр с потоком», предназначенных для определения импеданса ЗПК в зависимости от их геометрических параметров, скорости потока и уровня звукового поля. Структура и принцип работы всех таких установок одинаков: рабочая часть установки представляет собой длинный узкий канал прямоугольного сечения, плоский испытательный образец помещается заподлицо одной боковой стенки канала, а извлечение импеданса основано на характеристиках звукового поля в канале, измеряемых с помощью микрофонов, установленных на других боковых стенках канала. Поперечные размеры канала выбираются из условия обеспечения существенно одномодового распространения звука в практически значимом диапазоне частот на реализующихся скоростях потока. Задача определения импеданса из результатов измерения акустического давления на микрофонах относится к классу обратных задач, и для её решения необходимо использовать ту или иную математическую модель распространения звука в канале при наличии импедансных граничных условий и потока. В большинстве применяемых методов извлечения импеданса ЗПК предполагается, что поток в канале является однородным с граничным условием Ингарда–Майерса на импедансной стенке канала, а в ряде методов применяется двумерная модель, основанная на решении двумерного уравнения Придмора–Брауна, описывающего распространение звука в двумерном неоднородном потоке с обыкновенным импедансным граничным условием. При этом, начиная с 1990-х годов, для решения прямой задачи о распространении звука в канале с потоком стал применяться Метод Конечных Элементов (МКЭ). Однако реальные средние потоки в каналах установок типа «Интерферометр с потоком» обладают трехмерной неоднородностью. Кроме этого, испытуемые образцы ЗПК могут иметь поперечно неоднородный импеданс (анизотропный ЗПК). Основная трудность применения трехмерных моделей распространения звука в неоднородных завихренных потоках связана с необходимостью учета взаимодействия акустических и гидродинамических возмущений. В работе S. Denisov, N. Ostrikov, M. Yakovets, M. Ipatov Investigationof Sound Propagation in Rectangular Duct with Transversally Non-uniform Flow and AnisotropicWall Impedance by Asymptotic Theory and 3D Finite Element Method // 25th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, AIAA-2019-2640 был развит комбинированный метод решения задачи о распространении возмущений в произвольном трехмерном плоскопараллельном потоке на основании применения асимптотического подхода и метода Бубнова–Галёркина в рамках МКЭ к решению линеаризованных уравнений Эйлера с обыкновенными импедансными граничными условиями на стенках прямоугольного канала. На основе данного метода в работе N. Ostrikov, M. Yakovets, S. Denisov, M. Ipatov Experimental Investigation of Mean Flow Profile Effects on Impedance Eduction for Multi-Segment Liners // 25th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, AIAA-2019-2638 был предложен новый метод извлечения импеданса ЗПК на установках типа «Интерферометр с потоком». В этих работах была продемонстрирована принципиальная реализуемость и важность предложенных подходов к извлечению импеданса ЗПК на указанных установках. Настоящая работа посвящена развитию методов и подходов, предложенных ранее и имеет методический характер. Проводится исследование и анализ влияния числа/типа конечных элементов, двумерной или трёхмерной модели распространения в канале, а также профиля средней скорости потока на вычисляемые значения звукового поля и извлекаемые значения импеданса. При этом основное внимание уделено реализации МКЭ не только для линейных, но и квадратичных (двумерных и трёхмерных) конечных элементов, рассмотрены новые варианты минимизирующего функционала, а также возможность установки измерительных микрофонов в различных секциях (в том числе боковых) установки «Интерферометр с потоком». Совокупность этих факторов способна повысить точность расчёта распределения звукового поля в установке «Интерферометр с потоком» и, как следствие, повысить точность решения задачи по извлечению импеданса на установках подобного класса.

Толстых А.И., Липавский М.В., Широбоков Д.А. «Параллельная реализация мультиоператорной схемы 16-го порядка: приложение к задачам неустойчивости вихрей и пограничных слоев» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 163-164 (2021)

Рассматривается семейство схем для уравнений Эйлера и Навье–Стокса, основанное на мультиоператорных аппроксимациях производных с обращением двухточечных операторов. Порядки этих аппроксимаций равны 2n, где n – число определяющих их свободных параметров. Схемы эти содержат (опционно) дополнительные диссипативные члены, определяемые мультиоператорами с другими свободными параметрам. Эти мультиоператоры положительны в Гильбертовом пространстве сеточных функций, а их действия имеют (2n–1)-й порядок малости. Свобода выбора параметров позволяет достичь высокой разрешающей способности схем в коротковолновом диапазоне Фурье-гармоник и обеспечить контролируемые спектральные свойства диссипации. Хотя схемы были построены и тестированы для n≤18, вычисления с применением распараллеленного кода были осуществлены для случая n=8. Основой для эффективного распараллеливания послужило большой число однотипных операций бегущего счета. В работе представлена общая идея MPI-параллелизации рассматриваемого типа алгоритмов и представлены оценки ускорения при различном числе ядер. Оказалось, что при решении уравнений Навье–Стокса на сетке 3000×200×100 незначительное отклонение от идеального ускорения наблюдалось лишь в окрестности 512 ядер. Представлены результаты прямого численного моделирования возникновения и развития неустойчивости двух типов – неустойчивости вихря Гауссовского типа в дозвуковом потоке и неустойчивость Толмина–Шлихтинга в дозвуковом пограничном слое. Общей чертой этих вычислений было отсутствие каких-либо искусственных возбуждений. «Возбудителями» неустойчивости оказались малые отличия численных решений от точных, широкополосные спектры которых указывали на некоторую аналогию с естественным турбулентным фоном в экспериментах. В случае вихря показано, как при старте от точных решений уравнений Эйлера очень малые отклонения от них (порядка машинной точности), имеющие спектры типа белого шума, течением времени перерастают в осциллирующие системы квадрупольного типа. Приведены мгновенные поля течений, позволяющие наблюдать тонкие детали их эволюции. В случае пограничного слоя представлен интересный сценарий прерывистого образования волновых пакетов с меняющейся интенсивностью. Распространяясь вниз потоку, пакеты увеличивают амплитуды своих наполнений и расширяют свои спектры. Некоторые пакеты создают отрывы вихрей, что создает пики в спектрах акустического давления. В целом, несмотря на дозвуковой режим, наблюдается соответствие с классической теорией Толмина–Шлихтинга для несжимаемой жидкости.

Егоров И.В., Новиков А.В., Чувахов П.В. «Численное моделирование развития турбулентных пятен в сверхзвуковом пограничном слое на пластине» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 165-167 (2021)

В ряде случаев переход к турбулентности в пограничном слое происходит через рождение, увеличение и слияние отдельных турбулентных областей течения – турбулентных пятен. Многочисленные исследования подтверждают, что турбулентное пятно имеет примерно треугольную форму и характеризуется тремя параметрами: скоростью переднего и заднего фронтов и полууглом раскрытия, который быстро убывает с ростом числа Маха. Измерение турбулентных пятен в экспериментах технически сложная и дорогая задача, особенно при сверхзвуковых скоростях. Кроме того, экспериментальные данные часто имеют разброс до 100%. Прогресс в вычислительной технике и методах позволил моделировать распространение турбулентных пятен и изучать их характеристики с большей повторяемостью результатов. Однако требования к вычислительным ресурсам при таких исследованиях остаются очень высокими и опубликовано лишь несколько работ данной тематики. В настоящей работе выполняется прямое численное моделирование развития турбулентных пятен различных начальных амплитуд в пограничном слое на плоской пластине при обтекании потоком с числом Маха M_∞=6. На эволюцию пятна существенно влияет температурный фактор поверхности. В настоящей работе рассматривается «горячая» пластина с температурой T_w/T_e=7.0 (примерно соответствует адиабатической стенке).

Гусева Е.К., Егоров Ю.Э. «Расчет шума от заслонки в упрощенном вентиляционном воздуховоде с помощью вихреразрешающего подхода в сочетании с волновым уравнением» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 167-169 (2021)

Сложность предсказания характеристик шума, генерируемого турбулентным течением, привела к появлению множества методов расчета, различающихся по точности, сложности и вычислительным затратам. Наиболее точным из них является прямой метод моделирования шума, предполагающий совместный расчёт генерации звука турбулентными структурами и распространения звуковых волн в рамках единой системы газодинамических уравнений. При его использовании необходимо разрешение всех длин волн, вносящих вклад в шум, в расчетной области вплоть до приемника, что зачастую приводит к непомерно высоким вычислительным затратам. Альтернатива такому подходу – гибридные методы, в которых расчет основного течения и расчет распространения звука проводятся раздельно с использованием различных уравнений. Наиболее часто используются интегральные гибридные методы, однако их применение ограничено внешними задачами, в которых нет препятствий между источниками шума и приемниками. Относительно новые дифференциальные гибридные методы, в которых используются дифференциальные модели распространения звука, лишены этих ограничений. Один из таких подходов, разработанный для расчета шума течений с низкими числами Маха и внедренный в коммерческий код ANSYS FLUENT, основан на совместном решении уравнений движения жидкости в несжимаемой постановке и волнового уравнения, продемонстрированы возможности этого подхода на примере расчета шума, возникающего при обтекании заслонки, установленной в модель вентиляционного воздуховода квадратного сечения

Горобец А.В., Дубень А.П., Руано Х., Триас Ф.Х. «Оценка возможностей новых модификаций подхода DDES для расчета аэродинамики и аэроакустики струи» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 170-171 (2021)

Известно, что вычислительная аэроакустика предъявляет особые требования к точности численного решения в ближнем поле. Если аэродинамика и турбулентность будут моделироваться недостаточно корректно, то точность оценки шума в дальнем поле от источника будет крайне низка. В этом контексте рассматриваются два основных вопроса, связанных с практическим использованием вихреразрешающих подходов: как влияет численная дискретизация дифференциальных операторов на качество результатов и, если используется какая-либо подсеточная модель турбулентности, как эта модель влияет на результаты. Поскольку акустика очень чувствительна к точности воспроизводимых полей течения, используемых для расчета шума в дальнем поле, схемы повышенной точности (и повышенного порядка) являются очень востребованными в настоящее время. Ранее для расчета шума от турбулентных струй авторы использовали схемы высокого порядка. Однако они не имеют обобщения на неструктурированные сетки. Альтернативой схемам высокого порядка является использование низкодиссипативных схем 2-го порядка на вычислительных сетках, удовлетворяющих определенным критериям качества. Такого рода схемы использовались в других работах. Другой вариант – схемы 2-го порядка повышенной точности с расширенными численными шаблонами. Расчеты аэродинамики и шума струй с помощью алгоритмов, построенных на подобных схемах, представлены в G.A. Bres, F.E. Ham, J.W. Nichols and S.K. Lele. Unstructured large-eddy simulations of supersonic jets. AIAA J., vol. 55, no. 4, pp. 1164-1184, 2017 и A.P. Duben and T.K. Kozubskaya. Evaluation of quasi-one-dimensional unstructured method for jet noise prediction. AIAA J., vol. 57, no. 12, pp. 5142-5155, 2019. Другим важным аспектом алгоритма, влияющим на точность расчета в целом и аэроакустики, в частности, является подход к моделированию турбулентности. Гибридные методы RANS-LES представляются наиболее оптимальными с точки зрения баланса между точностью и вычислительной стоимостью: они позволяют производить расчеты течений с высокими числами Рейнольдса на сравнительно небольших сетках (относительно LES и DNS подходов). Среди них наиболее распространены незонные методы семейства DES, которые в настоящее время продолжают развиваться. Текущие исследования сосредоточены на решении так называемой проблемы серой зоны, которая возникает при расчете сдвиговых слоев. Эта проблема, главным образом, заключается в задержке перехода решения от стационарного RANS к развитому трехмерному LES в слоях смешения. Общая методология уменьшения проблемы серой зоны заключается в совместном использовании специального адаптивного (к течению) подсеточного масштаба с продвинутыми, чувствительными к квазидвумерному характеру течения, LES моделями вместо модели Смагоринского (как в базовой формулировке метода DES). Целью настоящей работы является исследование возможностей и ограничений современных модификаций подхода DES для предсказания шума в дальнем поле. В качестве объекта исследования рассматривается затопленная дозвуковая (M_jet=0.9) ненагретая круглая турбулентная струя с числом Рейнольдса Re_D 1.1·10⁶. Данная задача является показательным тестом работоспособности вихреразрешающей методики ввиду того, что шум струи очень чувствителен к точности моделирования эволюции слоев смешения.

Бахнэ С., Михайлов С.В., Трошин А.И. «Сравнение аппроксимаций конвективных членов в методах семейства DES» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 172 (2021)

Исследуется вопрос уровня диссипации численных схем для аппроксимации конвективных членов уравнений газовой динамики. Диссипативные свойства разностных схем играют решающую роль при использовании методов семейства LES. В случае гибридных методов (например, DES, DDES) возникает проблема: предпочтительные для LES центральные разности оказываются неустойчивыми в пограничных слоях в режиме RANS, а противопоточные схемы, общепринятые для RANS, излишне диссипативны в области LES. Они порождают избыточную схемную вязкость, которая разрушает мелкие вихри. В результате точность описания турбулентного переноса может существенно упасть. Одним из решений данной проблемы является использование гибридных численных схем, которые становятся противопоточными в RANS-областях и центрально-разностными в LES. Однако не все центрально-разностные схемы дают устойчивое решение. Ранее для выбора численной схемы предлагается проводить расчёт вырождения однородной изотропной турбулентности без подсеточной модели. Ещё одной проблемой корректного использования вихреразрешающих (гибридных) подходов является калибровка констант модели турбулентности. Калибровка также, как правило, производится в задаче о вырождении однородной изотропной турбулентности. При этом должна быть обеспечена правильная скорость затухания кинетической энергии турбулентности и эволюция формы энергетического спектра. Оптимальные значения констант зависят от численного метода. Однако при использовании слабодиссипативных схем и корректно сформулированных подсеточных моделей результат не должен зависеть от шага сетки, если он достаточно мал. Вопрос о влиянии аппроксимации диффузионных членов был рассмотрен ранее, а настоящая работа нацелена на изучение конвективных членов. В качестве подсеточной (гибридной) модели в работе используется DES на базе модели SST и оригинальная гибридная модель семейства DES на базе DRSM-модели SSG/LRR-ω. Основным предметом текущего исследования являются центрально-разностные и противопоточные способы аппроксимации конвективных членов, а также их взаимодействие с помощью различных переходных и весовых функций.

Кудрявцев А.Н., Хотяновский Д.В. «Нелинейное развитие возмущений и излучение звука в сверхзвуковом слое смешения» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 173-174 (2021)

Основным параметром, определяющим характеристики устойчивости высокоскоростных слоев смешения, является т. н. конвективное число Маха M_c, равное отношению разности скоростей смешивающихся потоков и суммы скоростей звука в них. При M_c≤0.6 наиболее неустойчивыми являются двумерные волны Кельвина–Гельмгольца, затем эта роль переходит к трехмерным возмущениям. При M_c≥1 появляются две новые неустойчивые моды, распространяющиеся со сверхзвуковой скоростью относительно одного из потоков; их рост сопровождается интенсивным излучением звука в соответствующий поток. Вплоть примерно до M_c=2.8 коэффициенты роста двумерных сверхзвуковых мод остаются ниже, чем у трехмерных волн Кельвина–Гельмгольца, но при больших M_c доминировать начинают именно двумерные сверхзвуковые возмущения. Это изменение характеристик линейной устойчивости приводит к изменениям в структуре течения на более поздних, нелинейных, стадиях развития неустойчивости. В настоящей работе развитие неустойчивого слоя смешения моделировалось численно путем решения уравнений Навье–Стокса. Вычисления производились в двумерной и трехмерной постановках. Конвективные члены уравнений рассчитывались с помощью WENO схемы 5-го порядка, диффузионные члены аппроксимировались центральными разностями 4-го порядка. Расчеты были проведены при M_c=1.5 и 4.

Хотяновский Д.В., Кудрявцев А.Н., Шершнев А.А. «Численное исследование взаимодействия скачка уплотнения с неустойчивым сверхзвуковым пограничным слоем» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 174-175 (2021)

Взаимодействие ударной волны с пограничным слоем встречается в большом количестве разнообразных сверхзвуковых течений. Такое взаимодействие может существенно влиять на характер обтекания, вызывая, в частности отрыв пограничного слоя и возникновение сильных нестационарных колебаний. Важность подобного рода эффектов для полета с трансзвуковыми и сверхзвуковыми скоростями стала причиной интенсивных экспериментальных и численных исследований данного феномена. Основное внимание при этом было уделено случаю турбулентного пограничного слоя, хотя в последнее время все большее внимание исследователей привлекает и взаимодействие ударной волны с переходным пограничным слоем, что объясняется распространением малоразмерных летательных аппаратов и потребностями создания нового поколения пассажирских самолетов с расширенной областью ламинарного обтекания и меньшим вязким сопротивлением. В настоящей работе прямое численное моделирование используется для исследования взаимодействия внешней ударной волны с неустойчивым пограничным слоем на плоской пластине при числе Маха M=1.43.

Жарков А.В. «Анализ распространения шума горения в сопле с применением решателя Actran DGM» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 176 (2021)

Шум горения топлива в камерах сгорания газотурбинных двигателей и других устройствах вносит существенный вклад в общий излучаемый шум. Моделирование этого компонента шума может помочь при разработке мер по снижению шума ГТД. Решалась задача моделирования распространения непрямого шума горения, вызванного пульсациями температуры газа, в модельном сверхзвуковом сопле. Рассматривались режимы дозвукового и сверхзвукового истечения. Поля средних скоростей течения были получены на основе предварительно проведённого расчёта газовой динамики в свободно распространяемой системе анализа без учёта турбулентности и пограничного слоя. Разработана конечно-элементная осесимметричная акустическая модель, описывающая профиль камеры сгорания и сопла. Расширяющаяся часть сопла завершается буферной зоной, обеспечивающей условия неотражения волн от границы расчётной области. Внешнее воздействие от неравномерности горения моделировалось граничными условиями Томпсона в поперечном сечении камеры сгорания. В применяемом решателе Actran DGM (разработка Hexagon/FFT) решаются линеаризованные уравнения Эйлера с использованием разрывного метода Галёркина. Полученные результаты численного моделирования в Actran DGM сравнивались с результатами эксперимента и аналитическими методами анализа. Получено хорошее соответствие результатов. Сделан вывод о том, что Actran DGM подходит для решения задач этого класса, сделано предположение о преимуществе Actran DGM в случаях моделирования шума камер сгорания и турбин газотурбинных двигателей и других изделий.

Босняков С.М., Ливерко Д.А., Михайлов С.В., Маленко В.А., Морозов А.Н. «Низкочастотные пульсации на границе струи натурной дозвуковой аэродинамической трубы замкнутого типа» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 177 (2021)

Исследуется граница дозвуковой струи в натурной аэродинамической трубе Т-104 (ЦАГИ) непрерывного действия, замкнутого типа, с одним обратным каналом и открытой рабочей частью. Воздушный поток в трубе создается двухступенчатым вентилятором, расположенным в обратном канале, с приводом, состоящим из двух электродвигателей. При увеличении скорости потока в трубе усиливаются низкочастотные колебания в области диффузора с возникновением риска разрушения конструкции. Этот эффект исследовался в 40-х годах прошлого века и в контур трубы были внесены изменения – появились «окна перепуска» в диффузоре и вихрегенераторы на срезе сопла. Одной из причин возникновения низкочастотных колебаний назван «кольцевой вихрь», который, разрушаясь, образует «опрокидывающиеся волны» с возникновением сильных ударных нагрузок на диффузор. В данной работе проведено несколько серий экспериментальных исследований, в которых низкочастотные пульсации полного давления в струе исследовались различными типами датчиков. Применялись манометры, датчики ИКД-100 и датчики КуЛайт. В процессе испытаний проведены необходимые калибровки и выполнена видеосъемка методом лазерного ножа, включая фотографирование с малыми выдержками. Вспомогательные работы проведены с применением аэродинамической трубы меньшего размера, но имеющей сопоставимые режимы работы. С целью воздействия на предполагаемые кольцевые вихри изготовлены и смонтированы по срезу сопла струйные актуаторы, которые закручивали пульсирующий поток при разных значениях скоростного напора на выходе. Результаты сопоставлялись с данными, полученными при наличии штатных вихрегенераторов. Выполнена серия расчетов методом LES (IDDES) с применением программы EWT-ЦАГИ и проведено сопоставление расчетных и экспериментальных данных. Показано, что описанные в теории кольцевые вихрина границе струи данной АДТ не существуют. Реализуется течение с серией следующих друг за другом на близком расстоянии вихрей средней интенсивности, которые достаточно быстро разрушаются на более мелкие составляющие. По этой причине изготовленный струйный актуатор оказался малоэффективным и не дал преимущества перед штатным вихрегенератором.

Карабасов С.А., Макаров В.Е., Миронов А.К., Шорстов В.А. «Расчетно-экспериментальные исследования шума модели выходного устройства перспективного сверхзвукового гражданского самолета» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 177-179 (2021)

Работа посвящена исследованию явления генерации сильного тонального шума при истечении струи с дозвуковым перепадом давления из модели перспективного выходного устройства СГС, полученного численно и подтвержденного экспериментально впоследствии. В следствии обширных областей взаимодействия истекающей струи со стенками выходного устройства и высокой затратности расчета пристеночных течений в рамках WMLES для расчетов применялась реализация зонного подхода. В работе приведен ряд расчетов на разных сеточных моделях мощностью от 20 до 60 миллионов ячеек и разным положением URANS-LES интерфейса. Из сопоставления разных расчетов делаются выводы о факторах, влияющих и не влияющих на возникновение или отсутствие вышеупомянутого шума.

Бендерский Л.А., Любимов Д.А., Польняков Н.А. «Численное моделирование RANS/ILES(i) методом течения и шума струи модельного сопла сверхзвукового пассажирского самолёта» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 180-181 (2021)

Практически значимой задачей для будущего гражданского сверхзвукового самолета является снижение шума выхлопной струи. В процессе проектирования сопла, обладающего необходимыми характеристиками по шуму, нужно знать не только акустические свойства, но и распределение параметров течения и турбулентности в струе и на поверхностях сопла. Определение этих параметров в эксперименте при рассмотрении моделей сложной формы является нетривиальной, а порой невыполнимой задачей. Получить нестационарные параметры течения, дополняющие экспериментальные данные, возможно с помощью вихреразрещающих методов, которые позволяют определять нестационарные характеристики течения, среди которых шум в ближнем и дальнем поле струи. В настоящей работе для моделирования течения в струе из модельного сопла СУ СДС/СПС применен эффективный RANS/ILES(i)метод. Ранее данный метод был применен для исследования течения струи из прямоугольного сопла.

Крашенинников С.Ю., Пудовиков Д.Е., Семенёв П.А. «Моделирование вихревого течения и попадания частиц на вход в ТРД при взлете и посадке» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 182-183 (2021)

Наблюдаемое попадание с аэродромной поверхности крупных частиц на вход воздушнореактивного двигателя ЛА представляет собой серьезную проблему эксплуатации авиационной техники. Попадание обусловлено двумя факторами: механическим воздействием, из-за которого происходит отскок крупных частиц, и возникновением вихревого течения на входе в двигатель. Этот второй случай рассмотрен в проведенном исследовании связанных с ним аэродинамических эффектов, которое позволяет представить общую картину происходящих процессов. Эти процессы связаны с определенными условиями аэродинамического подъема крупных частиц с поверхности при движении ЛА по аэродрому при взлете и при посадке, а так же при нулевой скорости движения. Подъем частиц с поверхности аэродрома происходит из-за возникновения «вихря» – вихревого движения воздуха в виде ограниченного закрученного потока, поднимающегося от поверхности на вход в двигатель. Вычислительное моделирование движения воздуха, возникающего при работе ВРД вблизи поверхности, позволяет представить его отдельные особенности, как на режиме старта, так и при посадке, при работе реверсивного устройства. Метод расчёта основан на интегрировании уравнений Рейнольдса, замкнутых моделью турбулентности.

Савельев А.А., Шенкин А.В. «Аэродинамическое проектирование осесимметричного сопла двухконтурного двигателя под параметры сверхзвукового гражданского самолёта» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 184-185 (2021)

Цель работы заключалась в определении минимально достижимого уровня потерь эффективной тяги в диапазоне режимов полёта СГС, который может быть использован на дальнейших этапах работ в качестве базы для сравнения и оценки эффективности различных технических решений. Решена модельная задача аэродинамического проектирования хвостовой части изолированной осесимметричной мотогондолы и осесимметричного суживающегося-расширяющегося сопла.

Аюпов Р.Ш., Бендерский Л.А., Любимов Д.А. «Влияние несоосности контуров двухконтурного сопла ТРДД на течение струи и её акустические свойства» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 186-187 (2021)

С помощью численного моделирования RANS/ILES-методом проанализировано влияния несоосности в двухконтурном сопле проекта «Computation of Coaxial Jet Noise» (CoJeN) на истекающую из него струю. Получены распределения параметров течения в струе, диаграмма направленности и шум в дальнем поле.

Макаров В.Е., Шорстов В.А. «Расчетное исследование шума модели нового эжекторного выходного устройства для СГС с двигателями малой степени двухконтурности» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 188-189 (2021)

Работа посвящена расчетному исследованию структуры ближнего поля и шума в дальнем поле модели выходного устройства предложенной авторами работы. Модель выходного устройства сформирована из условия высокого перепада давления на сопле равного 2.4, так как шум струй двигателей с двухконтурностью 1.5 и ниже является препятствием для их применения на СГС и поиск способов его снижения актуален.

Александров А.В., Дородницын Л.В., Дубень А.П. «Генерация турбулентных полей скорости методом анизотропных фильтров для задач аэроакустики» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 190 (2021)

Искусственные турбулентные поля скорости широко используются в задачах вычислительной аэроакустики. Среди свойств, которые должны воспроизводиться сгенерированными полями, обычно выделяют несжимаемость (бездивергентность), а также требуемые спектральные характеристики и статистические параметры, такие как одноточечные моменты первого и второго порядка, двухточечные моменты второго порядка. Последнее особенно важно при оценке шума в дальнем поле. Помимо этого, в синтетических полях должны правильно воспроизводиться масштабы турбулентности. В анизотропном случае данное требование относится к масштабам по трем пространственным направлениям. В настоящей работе турбулентные поля генерируются методом анизотропных фильтров. Получаемые поля исследуются с точки зрения свойств, важных для задач вычислительной аэроакустики. Проводится сравнение с наиболее распространенным вариантом спектрального метода.

Корольков А.И., Шанин А.В. «Метод тройной корреляции в приложении к задачам акустической локации» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 190-192 (2021)

В настоящее время находят широкое применение различные методы акустической локации окружающей среды. Традиционным методом зондирования является эхолокация, в рамках которой окружающая среда облучается короткими прямоугольными импульсами. На приемнике, соответственно, измеряется временная задержка между принятыми и отраженными сигналами. По задержке строится карта расстояний до окружающих препятствий. Основные недостатки метода эхолокации следующие: низкое угловое разрешение, связанное с расходимостью звукового пучка; низкая эффективность метода при наличии препятствий сложной формы, таких как углы, конуса, цилиндры и так далее. В настоящей работе авторы развивают новый акустический метод акустической локации. Метод основан на использовании зондирующей посылки специального вида (псевдошумовой сигнал) и последующей обработки принятых сигналов методом тройной корреляции.

Валиев Х.Ф., Крайко А.Н., Пьянков К.С., Тилляева Н.И. «О роли численных и аналитических «инструментов» при описании «звукового удара»» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 193 (2021)

Рассматриваются возможности численных и аналитических инструментов описания звукового удара – следствия сверхзвуковой скорости летательных аппаратов. Несмотря на стремительный рост быстродействия и памяти компьютеров и прогресс вычислительной газовой динамики, возможности численного решения уравнений течения ограничены расчетом структур, возмущения параметров в которых не очень малы (больше 10^–2–10^–3 их значений в невозмущенном потоке). В результате при изучении звукового удара численный расчет обтекания летательных аппаратов ограничен расстояниями в несколько их длин при удалении земной поверхности на сотни таких длин. На бoльших расстояниях используется численно-аналитический аппарат со сложными формулами – решениями линеаризованных уравнений Эйлера и главными нелинейными поправками к ним. Важный результат таких расчетов – осесимметричная асимптотика, согласно которой вдали от летательного аппарата структуры, примыкающие к головной ударной волне, затухают, как осесимметричные, свои на разных меридиональных плоскостях. В докладе с учётом опыта расчетов ударно-волновых структур перед сверхзвуковыми решетками показана возможность быстрого и точного расчета ударно-волновых структур звукового удара при численном решении уравнений Эйлера без ограничений на расстояния и малую интенсивность затухающих ударных волн. Ключевую роль при этом играет адаптация разностной сетки к особенностям ударно-волновой структуры звукового удара. В известных авторам программах расчета звукового удара в приближении уравнений невязкого газа в лучшем случае удается обнаружить лишь движение в требуемом направлении. Правильно адаптированных сеток нет нигде. Наконец, расчет эволюции структуры звукового удара в осесимметричном приближении с удаления в 15–20 длин летательного аппарата до земной поверхности сведен к мгновенному (доли секунды на персональном компьютере) решению задачи Коши для обыкновенных дифференциальных уравнений.

Абдрашитов Р.Г., Попов О.Ю., Иванушкин Е.А. «Численное моделирование течения в кавернах большого относительного удлинения на высоких числах Маха» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 194-195 (2021)

При создании перспективной авиационной техники перед инженерами возникают вопросы выбора конфигурации открытых отсеков с высокими эксплуатационными свойствами, позволяющими обеспечить требования по допустимым аэроакустическим нагрузкам в широком диапазоне чисел Маха. В этой связи бригадой Виброакустики ПАО «Компания «Сухой» в ПК ЛОГОС были проведены численные исследования масштабных модельных пустых каверн большого удлинения на высоких числах Маха, с целью получения базовых стационарных и нестационарных характеристик течения и пересчёта их в дальнейшем на натурные полости вновь создаваемой техники при выборе геометрии полости подобной исследованным кавернам.

Аксенов А.А., Бывальцев П.М., Бабулин А.А., Шевяков В.И. «IceVision – численное моделирование процессов обледенения самолетов» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 196 (2021)

При эксплуатации летательных аппаратов различного назначения одной из важнейших проблем, связанных с безопасностью полетов, является проблема обледенения их внешней поверхности. При сертификации воздушных судов (ВС) должна быть доказана возможность их безопасной эксплуатации в условиях обледенения (если не накладывается эксплуатационных ограничений на запрет эксплуатации в таких условиях). В ходе работ по достижению этой цели решается ряд задач, связанных с экспериментальным и расчётным моделированием процессов нарастания снежно-ледяных отложений в условиях обледенения, работы противообледенительных систем (при наличии) и пр. Необходимым условием сертификации ВС является экспериментальное подтверждение влияния ледяных отложений на аэродинамические характеристики. На ранних этапах проектирования это влияние получают при испытаниях моделей ВС в аэродинамических трубах с имитаторами ледяных отложений на крыле и оперении, а затем подтверждают в лётных испытаниях также с имитаторами. Основная сложность – правильное определение форм и размеров имитаторов льда. В идеале её можно получить из лётных испытаний в естественных условиях обледенения. Однако практически нереально при проведении испытаний попасть в метеорологические условия, полностью соответствующие нормируемым условиям обледенения. Поэтому для решения этой задачи критическое значение имеет численное моделирование, которое позволяет имитировать условия как нормируемые, так и естественные (полученные в летных испытаниях). По анализу соответствия результатов расчетов данным летных испытаний (в естественных условиях обледенения) проводится валидация компьютерных моделей и обоснование достоверности полученных расчетным способом форм и размеров ледяных образований, соответствующих нормируемым условиям обледенения. В настоящее время основными разработчиками авиационной техники для решения задач, связанных с явлением обледенения, используются двумерные специализированные расчетные методики. Из трехмерных расчетных методик наибольшее распространение получил программный комплекс ANSYSFENSAP-ICE, который также применяется всеми основными разработчиками авиационной техники. Несмотря на широкое распространение, этому программному комплексу присущи серьезные эксплуатационные ограничения, приводящие к значительным затратам инженерных ресурсов при попытке решать задачи обледенения сложных трехмерных конфигураций. Известны попытки разработать аналогичные программные продукты как у нас (ЛОГОС), так и за рубежом (STAR-CCM). Однако, отсутствует в открытых публикациях информация о том, что тот или иной программный продукт, кроме ANSYSFENSAP-ICE, был успешно применен для решения наиболее сложной задачи из класса задач моделирования обледенения – моделирования «влажного» обледенения полной компоновки летательного аппарата в течение длительного времени (45 мин и более). В работе основное внимание уделяется описанию полностью трехмерной методики расчета процессов обледенения IceVision, разработанной на основе отечественного программного комплекса FlowVision. Эта методика основана на физической модели обледенения, которая включает в себя несколько этапов: осаждение капель переохлажденной воды на поверхности самолета, частичное затвердевание, образование льда и течение пленки воды по льду и по свободной ото льда поверхности самолета. В отличие от существующих моделей обледенения, в методике IceVision наросты льда моделируется явным образом, а не через деформацию поверхности самолета. При этом учитывается испарение пленки воды, теплоперенос во льду и испарение (возгонка) льда, учет оторвавшихся от пленки воды капель. Кроме собственно задач обледенения самолета методика позволяет решать также ряд задач, связанных с работой противообледенительной системы самолета. В докладе приводятся результаты моделирования обледенения ВС при различных условиях полета. Также приводятся результаты валидации методики IceVision на экспериментальных и расчетных данных других авторов.

Дубень А.П., Козубская Т.К., Родионов П.В. «Моделирование аэродинамики тестовой конфигурации CRM-HL пассажирского самолета в режиме посадки» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 197-198 (2021)

При решении практических задач валидация математических моделей, численных методов и реализующих их кодов играет ключевую роль. Широкий спектр успешно пройденных валидационных тестов свидетельствует о корректности и надежности используемых подходов, позволяя применять их для решения комплексных ресурсоемких задач. Несмотря на многообразие доступных на данный момент тестов в области вычислительной газовой динамики, потребность в более сложных практико-ориентированных задачах, обеспеченных надежными экспериментальными или численными данными, со временем только возрастает. Косвенным свидетельством этого может служить большое число регулярно проводимых международных мероприятий, посвященных вопросам валидации, одним из которых является AIAA CFD High-Lift Prediction Workshop (HLPW). В качестве основной задачи на четвертом HLPW было выбрано обтекание 10%-й модельной геометрии пассажирского самолета Common Research Model (CRM) в конфигурации high lift (HL), т.е. с выпущенными предкрылками и закрылками, под различными углами атаки (от 2.78 до 21.47°).

Чувахов П.В., Погорелов И.О., Илюхин И.М., Федоров А.В. «Источники турбулентности сверхзвукового пограничного слоя на прямом крыле с тонким параболическим профилем» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 198-199 (2021)

Возникновение турбулентности – одна из ключевых проблем фундаментальной аэрогидродинамики и прикладной аэродинамики летательных аппаратов нового поколения, таких как высокоэкономичные и экологически чистые самолёты с естественной и/или искусственной ламинаризацией, сверхзвуковые пассажирские самолёты (СПС) с низким уровнем звукового удара. Физические механизмы возникновения и развития турбулентности в сверхзвуковых пограничных слоях изучены слабо. Крейсерский полёт современных СПС предполагается на высоте ∼20 км при числах Маха до 4 (напр., серия СПС Aerion). Некоторые модели имеют крыло малой стреловидности, для которого не реализуется механизм неустойчивости поперечного течения. В этом случае ламинарно-турбулентный переход на гладкой поверхности крыла протекает по малошумному сценарию, включающему восприимчивость пограничного слоя к внешнему воздействию и дальнейший рост неустойчивых мод пограничного слоя вниз по потоку вплоть до формирования турбулентного течения. До сих пор остаётся неясным, какое внешнее воздействие является при этом определяющим. Объектом исследования настоящей работы является прямое крыло с тонким параболическим профилем, характерное для СПС, летящего в стандартной атмосфере на высоте 20 км при числе Маха 3.

Болсуновский А.Л., Брагин Н.Н., Бузоверя Н.П., Чернышев И.Л., Скоморохов С.И. «Исследования модели ближнемагистрального самолета с ламинарным крылом и двигателями на низким уровнем акустического воздействия» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 200-201 (2021)

В околозвуковых аэродинамических трубах ЦАГИ было испытано несколько аэродинамических моделей, включая конфигурации с расположением двигателя над задней кромкой крыла, которые могут значительно снизить шум на местности и открыть дорогу топливосберегающим турбовентиляторам с большой степенью двухконтурности и большим диаметром вентилятора на ближнемагистральные самолеты.

Самсонов И.К., Сумбатян М.А. «Теория тонкого крыла с концевыми крыльями» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 201-203 (2021)

С теоретической стороны влияние винглетов на подъёмную силу летательного аппарата изучено слабо и множество вопросов всё ещё открыты для изучения. Поэтому на основе теории тонкого крыла принимается, что винглеты на концах тонкого крыла являются тонкими пластинками, расположенными под углом 90°, но гораздо меньшими размерами в сравнении с основным крылом. Основываясь на теории тонкого крыла, были выведены уравнения, описывающие обтекание тонкого крыла с двумя винглетами. При симметричном обтекании система, состоящая из трёх уравнений с тремя интегралами, упрощается до системы, состоящей из двух уравнений с двумя интегралами.

Вершков В.А., Крицкий Б.С., Миргазов Р.М. «Расчётно-экспериментальные исследования распределённых и интегральных аэродинамических характеристик несущего винта вертолёта» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 204-206 (2021)

Для дальнейшего продвижения по скорости полёта винтокрылых летательных аппаратов целесообразно использовать несущие винты с жёстким креплением лопастей к втулке, когда втулка имеет только осевые шарниры для изменения углов установки лопастей. В данной работе представлены расчётно-экспериментальные исследования суммарных и распределённых аэродинамических характеристик несущего винта с жёстким креплением лопастей.

Алесин В.С., Бугаев М.А., Губский В.В., Игнатьев С.Г., Павленко О.В. «Аэродинамическое и акустическое проектирование и экспериментальные исследования толкающего воздушного винта» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 206-207 (2021)

Лысенков А.В. «Методика оценки аэроакустической интерференции воздушного винта и планера самолета» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 208 (2021)

Разработанная методика оптимизации изолированного ВВ применена для его проектирования. С целью определения требуемых значений тяги создана 3D модель, которая учитывает взаимодействие ВВ, воздухозаборника и планера самолета. Получены изменения аэродинамических и акустических характеристик ВВ из-за влияния планера и аэродинамические характеристики планера из-за влияния винта.

Бобков В.Г., Горобец А.В., Жанг Ш., Жонг С., Козубская Т.К. «Численное моделирование аэродинамики и акустики изолированного винта дрона» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 209-210 (2021)

Представлены результаты численного моделирования обтекания вращающегося маломасштабного винта дрона. Для расчета применялась разработанная авторами методика моделирования обтекания вращающегося винта. В численном эксперименте был воспроизведён натурный эксперимент, проведенный в лаборатории HKUST (Гонконг), в котором исследовались аэродинамические и акустические характеристики маломасштабного винта дрона.

Тимушев С.Ф., Федосеев С.Ю. «Сопоставление источника аэродинамического шума винта квадрокоптера и параметров эквивалентного концентрированного вихря» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 210-211 (2021)

Представляется полезным связать источник вихревого звука с эквивалентными концентрированными вихрями и последующим анализом их кинематики и пространственной структуры.

Бойчук И.П., Гринек А.В. «Предсказание широкополосного шума винтов при помощи численного моделирования» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 212 (2021)

Представлен подход к предсказанию широкополосного шума винтов на основе

Титарев В.А. «Программный комплекс «Гербера» для суперкомпьютерного расчета аэроакустических характеристик винтовых конфигураций» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 212-213 (2021)

В НИО-9 ЦАГИ разрабатывается расчетный код «Гербера», предназначенный для моделирования аэродинамики и аэроакустики винтовых конфигураций на основе численного решения уравнений Эйлера и Навье–Стокса. Отличительной особенностью кода является возможность моделирования сложных винтовых конфигураций, что достигается одновременным использованием комбинации вращающихся и неподвижных расчетных областей. Оценка шума в дальнем поле проводится с помощью постпроцессора, реализующего метод Фокса Вильямса–Хоукингса с конвективной функцией Грина. В настоящем докладе приводится описание текущей реализации в коде «Гербера» неявного противопоточного численного метода второго порядка аппроксимации решения уравнений Навье–Стокса на неструктурированных сетках типа тетра-призм. Точность кода оценивается путем сравнения результатов для шума первой гармоники с опубликованными в литературе расчетными данными для одиночного тематического винта. Универсальность кода «Гербера» иллюстрируется расчетом аэроакустики тематической конфигурации типа open rotor. Для демонстрации масштабируемости используемой в коде гибридной двухуровневой модели параллельных вычислений MPI+OpenMP приводятся примеры тестовых расчетов обтекания вращающегося тематического 8-лопастного винта на системе РСК-Торнадо, установленной в суперкомпьютерном центре Санкт-Петербургского Политехнического Университета Петра Великого (СПбПУ) (http://scc.spbstu.ru/), с использованием до 350 вычислительных узлов (9800 физических ядер).

Бойчук И.П., Руднев Ю.И., Гринек А.В. «Комплекс программ для расчета шума воздушных винтов» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 213-215 (2021)

Из-за сложной природы авиационного шума часто невозможно изучить шум аналитическими методами. Для предсказания шума аналитические методы требуют определенных допущений, и если природа возникновения звука не совсем понятна, возникает вопрос о правомочности этих допущений. Численные методы могут обеспечить альтернативные методы моделирования. В работе представлен комплекс программ для расчета шума воздушных винтов на основе гибридного метода.

Солнцев И.А., Карабасов С.А. «Разработка неструктурированного кода для вращающихся зон на основе метода CABARET с улучшенными спектральными свойствами» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 216 (2021)

Разрабатывается модификация схемы CABARET для вращающихся сеток, окруженных внешней фиксированной зоной. CABARET – консервативная/характеристическая схема второго порядка по пространству и времени с компактным шаблоном, которая обладает малодиссипативными и низкодисперсионными свойствами в задачах вычислительной аэроакустики. Чтобы расширить этот метод для задачи взаимодействия ротора и статора, добавлена аппроксимация неинерциальных членов во вращающихся зонах для консервативных шагов и разработана соответствующая модификация характеристического шага на скользящей контактной поверхности. Реализован эволюционный подход, обеспечивающий сохранение потоков консервативных переменных через контактную поверхность. В разрабатываемую версию добавлены алгоритм улучшения дисперсионных свойств схемы на основе повышения прядка производных потоков с сохранением компактности шаблона. Процедура нелинейной коррекции дополнена модифицированным ограничителем потока, позволяющим снизить уровень диссипации и паразитных осцилляций решения. Выполнено тестирование кода на задачах распространения акустических плоских волн через контактные поверхности и вращающуюся зону. Показано, что разрабатываемый метод сохраняет основные характеристики базового алгоритма CABARET.

Барышева Д.В., Гордон С.В., Ким Н.В., Костенко В.М., Никитин Е.А. «Разработка расчетно-экспериментального подхода к анализу долговечности авиационных конструкций, подверженных воздействию повышенных акустических нагрузок» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 217-219 (2021)

В настоящее время развитие пассажирской авиационной техники сопровождается интенсивным внедрением полимерных композиционных материалов (ПКМ) в конструкцию планера самолета. В связи с этим особую важность приобретает вопрос долговечности изделий из ПКМ, в том числе при воздействии акустических нагрузок и влиянии окружающей среды (влажность, температура) и эксплуатационных повреждений на усталостную прочность. Для обоснования проектного ресурса воздушного судна должна быть разработана методика, обладающая возможностью анализа конструкций из металлов и ПКМ с учетом этих факторов. Ее создание осложняется необходимостью моделирования пространственно-временной структуры акустического поля струи маршевой силовой установки (МСУ) самолета. В данной работе авторами предлагается обобщенный подход к анализу долговечности авиационных конструкций под действием акустических нагрузок, содержащий как экспериментальные работы по определению кривых усталости с учетом внешних факторови исследованию напряженно-деформированного состояния (НДС) в акустической камере, так иреализацию численных и аналитических алгоритмов расчета НДС и долговечности конструкций.

Колесник Е.В., Смирнов Е.М., Смирновский А.А. «Численное исследование автоколебаний при сверхзвуковом обтекании вязким газом области сочленения пластины и затупленного ребра» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 219-221 (2021)

Жигалкин А.С., Любимов Д.А. «Исследование RANS/ILES(I) методом влияния турбулентности набегающего потока на спектральные свойства пульсаций давления в сверхзвуковом воздухозаборнике на различных режимах работы» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 221-223 (2021)

В полете летательный аппарат находится в турбулентном потоке воздуха. Это может быть как атмосферная турбулентность, так и турбулентные возмущения, обусловленные иными причинами. Повышенный уровень турбулентности на входе в ВЗУ может ухудшить его характеристики, в частности может привести к повышению потерь полного давления, уменьшению запаса устойчивой работы и росту пульсаций параметров течения в канале. Экспериментально создать сверхзвуковой поток с заданными параметрами турбулентности затруднительно, а расчеты с помощью RANS не позволяют получить важные для практики пульсационные характеристики. Поэтому для решения подобной задачи предпочтительней использовать вихреразрешающие методы с заданием «синтетической» турбулентности на входной границе. Однако они требуют очень больших вычислительных ресурсов. В настоящее время для решения практических задач применяются комбинированные методы, когда часть пристеночного слоя, в котором преобладают мелкомасштабные структуры, моделируется с использованием RANS и модели турбулентности, а остальная часть – методом LES. В настоящей работе с помощью комбинированного RANS/ILES(i) метода высокого разрешения выполнены расчеты течения в модельном сверхзвуковом воздухозаборнике смешанного сжатия.

Любимов Д.А., Честных А.О. «Исследование RANS/ILES(i) методом влияния геометрии и дросселирования сверхзвукового воздухозаборника на спектральные характеристики пульсаций давления в канале изолятора» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 223-225 (2021)

С помощью модифицированного RANS/ILES(i) метода высокого разрешения исследовано влияние дросселирования одного из модулей на течение в трехмодульном модельном воздухозаборнике с прямоугольным поперечным сечением.

Исаев С.А., Мяу Дж.Дж., Никущенко Д.В., Судаков А.Г., Тряскин Н.В., Усачов А.Е. «Снижение лобового сопротивления энергоэффективного высотного сооружения с помощью дросселирующего эффекта при воздействии сдвига ветра» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 226-227 (2021)

Зиновьев В.Н., Лебига В.А., Пак А.Ю., Миронов Д.С. «Течение Куэтта в полукольцевом канале» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 228 (2021)

Основное внимание в исследовании направлено на определение характеристик течения Куэтта в полукольцевом канале для ламинарного, переходного и турбулентного режимов.

Босняков И.С., Клюев Н.А. «Идентификация вихрей и анализ мод неустойчивости, полученных из данных нестационарного расчёта LES» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 228-229 (2021)

Рассматривается численное решение задачи о вихревом следе за самолётом.

Загитов Р.А., Шуваев Н.В. «Применение вариационного подхода для построения многоблочных структурированных расчетных сеток в программном комплексе Turbor&D.Mesher» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 229-230 (2021)

Работа посвящена методике построения расчетных сеток. Рассматривается многоблочная структурированная расчетная сетка, то есть расчетная область описывается не одним упорядоченным массивом узлов, а несколькими блоками. Разбиение сложной области на подобласти более простой формы (блоки) позволяет существенно повысить качество расчетной сетки, сохраняя при этом преимущества использования структурированной расчетной сетки. Блок расчетной сетки представляет собой упорядоченный трехмерный массив узлов, каждый узел описывается тремя координатами в пространстве. Блоки расчетной сетки соединяются между собой «узел в узел», то есть координаты соответствующих узлов смежных блоков расчетной сетки совпадают. Задача построения расчетной сетки заключается в определении координат узлов расчетной сетки таким образом, чтобы расчетная сетка удовлетворяла заданным критериям качества: невырожденность, ортогональность и др.

Макаров В.Е., Шорстов В.А. «Разработка численного метода расчета широкополосного шума ротор-статорного взаимодействия вентилятора ТРДД с использованием зонного RANS-LES подхода» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 231-233 (2021)

Рассматривается задача о широкополосном и тональном шуме модельной вентиляторной ступени, экспериментальные и расчетные исследования которой проводились в рамках программы NASA Source Diagnostic Test. Задача решается в зонной постановке на основе расчетной методики со входом в зону LES в ∼10% хорды лопатки ротора за задними кромками лопаток ротора. Основным рассматриваемым режимом является режим посадки, для которого широкополосная составляющая шума доминирует.

Белов В.Г., Дегтярев В.В., Синер А.А. «Разработка методики расчета генерации звука вентиляторной ступенью авиационного двигателя.» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 233 (2021)

Снижение шума авиационного двигателя для обеспечения его конкурентоспособности на мировом рынке невозможно без внедрения в инженерную практику самых современных методик проектирования основных источников. Основным источником шума современного гражданского двигателя является вентиляторная ступень. Наиболее важные механизмы генерации звука вентиляторной ступенью: ротор-статор взаимодействие между рабочей лопаткой вентилятора и спрямляющим аппаратом, шум вращения рабочего колеса вентилятора, в особенности шум, создаваемый скачками уплотнения, вращающимися вместе с рабочей лопаткой вентилятора на режимах взлет и набор высоты. В докладе рассматриваются вопросы разработки методики расчета шума вентиляторной ступени авиационного двигателя. Анализируются результаты расчетов, выполненных группой авторов за последние два года. Для расчета течения используются нестационарные уравнения Навье–Стокса и Рейнольдса, а также численные схемы 2–4 порядка аппроксимации по времени и пространству. Для расчета на высоких режимах особое внимание уделяется специальной методике с адаптацией сетки для расчета генерации звука системой вращающихся скачков уплотнения. На основе выполненного анализа результатов численных расчетов разрабатываются практические рекомендации по выполнению расчетов шума вентиляторной ступени.

Дружинин Я.М., Милешин В.И., Россихин А.А. «Расчетное исследование тонального шума вентилятора с надроторным устройством» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 233-234 (2021)

Представлено расчетное исследование влияния надроторного устройства (НРУ) на тональный шум вентилятора с ультранизкой окружной скоростью вращения ротора. Разработанный в ЦИАМ вентилятор является моделью высокоэффективного малошумного одноступенчатого вентилятора перспективного редукторного ТРДД гражданского применения со сверхвысокой степенью двухконтурности. НРУ щелевого типа, влияние которого на шум вентилятора исследовалось в рамках данной работы, было разработано в ЦИАМ на основании опыта предыдущих исследований.

Ворошнин Д.В., Маракуева О.В., Муравейко А.С. «Подходы к моделированию надроторных устройств в осевых компрессорах» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 234-235 (2021)

Работа посвящена численному исследованию влияния щелевого надроторного устройства (НРУ) на работу осевых компрессоров авиационных двигателей на различных режимах. НРУ представляет собой кольцевую полость, которая соединяется с проточной частью щелями. На неоптимальных режимах работы возникает перепад давлений, под действием которого происходит циркуляция воздуха через НРУ из застойных зон в межлопаточном канале рабочего колеса в канал перед рабочим колесом.

Милешин В.И., Панков С.В., Россихин А.А. «Расчет тонального шума вентилятора РСУ с поворотными лопатками» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 235-236 (2021)

Рассматривается тональный шум вентилятора распределенной силовой установки (РСУ) регулируемого поворотом рабочих лопаток. Для распределенной силовой установки со сверхвысокой степенью двухконтурности поворотные лопатки вентилятора позволяют обойтись без использования регулируемого сопла и громоздкого реверсивного устройства створчатого типа.

Ворошнин Д.В., Маракуева О.В. «Моделирование аэроупругого поведения лопаток осевого компрессора в нестационарном потоке» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 236-237 (2021)

Работа посвящена рассмотрению упрощенных подходов, в которых проводится последовательное решение газодинамической составляющей и твердотельной. Все расчеты проведены с использование ПК Numeca Fine/Turbo.

Федечкин К., Кароник Б. «Расчетные исследования течения в ступени осевого компрессора М-1» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 237-238 (2021)

Использование в инженерной практике 3D-CFD моделей течения в лопаточных венцах турбомашин является необходимым условием для успешного создания новых образцов газотурбинных двигателей. Причем уровень детализации описания течения расчетными методиками, реализованных в 3D-CFD моделях течения в турбомашинах, постоянно улучшается. Однако на протяжении всего периода развития расчетных методов всегда возникал вопрос о сходимости результатов расчета и эксперимента. Для этих целей существует набор тестовых задач с открытой информацией об объекте исследования, его геометрических данных, условиях проведения эксперимента и результатах экспериментальных исследований. В представленной работе предлагается рассмотреть пример верификации 3D-CFD модели течения в ступени осевого компрессора M-1 в широком диапазоне частот вращения. Приведены результаты исследования влияния напряженно-деформированного состояния лопатки ротора на характеристики ступени осевого компрессора. Выполнен дательный анализ изменения характера течения в ступени при её дросселировании на проектной частоте вращения. Проведена оценка влияния различных подходов к моделированию ротор-статор взаимодействия в ступени осевого компрессора. Результаты расчета показали удовлетворительную сходимость с экспериментальными данными в широком диапазоне частот вращения ротора.

Дубень А.П., Маракуева О.В., Козубская Т.К., Ворошнин Д.В. «Возможности и ограничения подходов RANS и LES на примере расчета течения в тестовой турбинной решетке T106C» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 238-239 (2021)

В настоящее время для снижения массы двигателя проектировщики вынуждены уменьшать количество лопаток в турбине низкого давления (ТНД), при этом сохраняя нагрузку на ступень. В то же время ТНД работает в широком диапазоне чисел Рейнольдса, на крейсерском режиме соответствующие величины достигают достаточно низких значений – 100 тыс. и меньше. В рамках него большая часть пограничного слоя является ламинарной, а на самой лопатке может образовываться ламинарно-турбулентный переход (ЛТП), чаще всего, вследствие образования локального отрыва ламинарного пограничного слоя. Корректное воспроизведение такого рода течений с помощью численного моделирования является сложной задачей. Это касается не только RANS методов, учитывающих ЛТП, но и подходов, основанных на первых принципах. Объектом численных исследований настоящей работы является турбинная высоконагруженная решетка лопаток T106C, для которой имеются экспериментальные данные. Расчеты проводились для нулевого угла натекания при теоретических числах Рейнольдса Re2th от 90 до 500 тыс. и уровне турбулентности на входе Tu=3%. Мгновенные картины течений представлены на рисунке статьи. Оценка результатов расчетов проводится на основе сравнения с экспериментальными данными по распределениям изэнтропического числа Маха на поверхности лопатки, а также по коэффициенту потерь на выходе из решетки. Для рассматриваемой конфигурации была проведена серия расчетов как в рамках метода RANS (в том числе с учетом ЛТП), так и с помощью вихреразрешающего LES подхода. Для первых использовался коммерческий ПК Numeca Fine/Turbo, для вторых – ПК NOISEtte.

Виноградов К.А., Ворошнин Д.В., Дубень А.П., Козубская Т.К., Маракуева О.В., Карпов Ф.В. «Численное моделирование течения вблизи высоконагруженных турбинных профилей при низких числах Рейнольдса методами RANS и LES» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 239 (2021)

Представлены результаты численного исследования лопаточных венцов турбины низкого давления, работающих в условиях низких чисел Рейнольдса. Объектом исследования являются рабочие лопатки ступени высоконагруженной ТНД авиационного ГТД. Рассматривается как упрощенная, плоскопараллельная постановка, так и полная трехмерная постановка с вращением.

Добровольский И.С., Отряхина К.В., Пятунин К.Р. «Исследование cloking-эффекта в лопаточных венцах турбины низкого давления средствами численного моделирования» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 240 (2021)

Представлены результаты численных исследований cloking-эффекта, в лопаточных венцах многоступенчатой турбины низкого давления (ТНД) и его влияние на интегральные характеристики.

Бакланов В.С. «Процессы генерирования, распространения и снижения шума самолетов, обусловленного виброакустическим воздействием двигателей нового поколения» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 240-242 (2021)

Для планера современного самолета характерно несколько десятков собственных форм колебаний в низкочастотной части спектра (изгибных и крутильных форм колебаний фюзеляжа, крыша, стабилизатора и других элементов конструкции планера. Взаимодействие некоторых из них с динамическим воздействием силовой установки может привести к генерированию в кабине самолетов дискретных низкочастотных составляющих шума высокого уровня. Акустическое поле гермокабины претерпевает существенное изменение, где низкочастотные составляющие возвышаются в общем спектре на 30–40 дБ. Если для решения проблем шума на местности, видимо, потребуется перенос внимания с традиционных методов (установки низкочастотных ЗПК, от которых требуется повышенная высота) на методы борьбы с шумом в источнике (широкохордные лопатки вентилятора, технология блиск, актуаторы). То для решения проблем структурного шума и обеспечения условий работы экипажа и безопасности полетов необходима разработка нового поколения крепления двигателей с учетом реальных динамических характеристик планера самолетов и корпусов двигателей нового поколения

Аксенов А.А., Тимушев С.Ф. «Метод аэроакустического моделирования лопаточных машин с дозвуковым течением» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 243-244 (2021)

Ворошнин Д.В., Маракуева О.В., Меняйлов А.В., Муравейко А.С. «Исследование влияния окружной неоднородности на работу центробежного компрессора» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 244-246 (2021)

Цель работы – создание расчетной модели входной системы и рабочего колеса вертолетного двигателя для оценки неоднородности потока. Входная часть включает в себя патрубок и ферму. Затенение потока осуществляется путем установления пластины перед фермой в различных положениях.

Любимов А.Н., Чеглаков И.В. «Нестационарное взаимодействие входных камер и рабочих колёс в стационарных центробежных компрессорах» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 246-247 (2021)

Рассмотрено несколько реальных примеров проектирования входных камер с учётом геометрических ограничений и нестационарного влияния на рабочее колесо. Расчёты взаимного влияния проведены в программе Numeca Fine/Open методом NLH. Определены критерии для проектирования входных камер стационарных ЦК. Показана важность влияния равномерности течения в входной камере на КПД смежных рабочих колес (РК) с разными коэффициентами расхода, показано сравнение влияния исходных и перепроектированных входных камер на течение в РК, сделан вывод о второстепенности критерия снижения коэффициента потерь в входной камере. Показана применимость метода NLH для решения данных задач в промышленном проектировании в сжатые сроки работы над проектом.

Ворошнин Д.В., Муравейко А.С. «Исследование подходов к моделированию течения в ступени центробежного компрессора со сборной камерой» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 247-249 (2021)

Проведено моделирование центробежного компрессора с использованием различных подходов, реализованный в ПО NUMECA FINE/Turbo: в стационарной постановке.

Клименко Д.В., Кондратов А.В., Тимушев С.Ф., Ли Дж. «Численное исследование нестационарного потока и источника пульсаций давления в центробежном насосе с многоярусным центробежным колесом» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 249-250 (2021)

В настоящее время все большее значение придается изучению проблем повышения надежности и ресурса центробежных насосов – основного источника шума в гидросистемах, ключевого источника гидродинамических колебаний системы питания современных турбонасосных агрегатов ЖРД. Первые упоминания об этой проблеме появляются в 1960-х гг. в связи с разрушением крупных промышленных насосов. Гидродинамическая вибрация возбуждается пульсациями давления, возникающими в проточной полости насоса за счет гидродинамических источников различной природы, к которым относятся вихреобразование, рециркуляция потока, кавитация, ступенчатая неоднородность параметров потока на выходе из центробежного рабочего колеса. Последний фактор вызывает генерацию пульсаций давления на так называемых частотах следования лопаток или на частоте прохождения лопаток (ЧСЛ) и ее высших гармониках и комбинационных частотах, которые доминируют в спектрах. Эти колебания давления являются неотъемлемой частью рабочего процесса центробежного насоса. В центробежных насосах они имеют большую амплитуду из-за особенностей формирования шаговой неоднородности потока в центробежной лопаточной решетке. Детальные исследования параметров потока при абсолютном и относительном движении на выходе из рабочего колеса центробежных насосов, вентиляторов, компрессоров подтверждают, что течение в лопаточном канале и на выходе из центробежного рабочего колеса имеет значительную неоднородность из-за особенностей формирования пограничного слоя в канале лопатки и вторичных течений. Хорошо известно, что физическая природа пульсаций давления в центробежном насосе является совокупным проявлением псевдозвуковых и акустических возмущений. Псевдозвук или вихревая мода быстро затухает вниз по течению от ротора, оставляя лишь акустическую моду колебаний давления в напорном трубопроводе. Двойственный характер пульсаций давления в центробежных насосах можно учесть, применив декомпозицию с введением акустико-вихревых уравнений. Особенно резкое изменение параметров потока происходит у входных кромок направляющих лопаток и вблизи языка спирального отвода; поэтому выбору оптимального зазора между ротором и направляющим аппаратом или языком спиральной камеры уделяется столь большое внимание, что подтверждается экспериментальными данными из разных источников по амплитуде пульсаций давления и динамических напряжений в центробежных насосах. CFD-моделирование в настоящее время становится рутинным подходом для исследований в задачах пульсаций давления и акустики. Исследования пульсаций давления в рабочей полости насоса дают информацию о нестационарных нагрузках, а также о генерации вибрации и шума в насосе. Известно, что применение многоярусных центробежных колес (с дополнительными лопатками) дают улучшение кавитационных и энергетических параметров, в то время как мало результатов относительно их влияния на пульсации давления в турбомашинах. Очевидно, что применение сплиттеров снижает неравномерность параметров потока на выходном радиусе центробежного рабочего колеса, и амплитуду пульсаций давления, и шум ЧСЛ, поэтому полезны исследования их оптимальной формы и положения в канале основной лопатки. Для этого планируется использовать воздушную модель центробежного насоса. Получены результаты численного моделирования пульсации давления с применением двухярусного центробежного колеса.

Ворошнин Д.В., Горобец А.В., Дубень А.П., Загитов Р.А., Козубская Т.К., Маракуева О.В., Шуваев Н.В. «Разработка системы проектирования и расчета турбомашин TurboR&D» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2807, с. 251 (2021)

Приводится описание основного функционала блочно-структурированного сеточного генератора для лопаточных машин, эффективность которого уже подтверждена на обширной базе примеров турбомашин различного типа. Также обсуждаются преимущества разрабатываемого сеточного генератора перед существующими коммерческими кодами и основные этапы его дальнейшего развития. Описываются основные характеристики 3D газодинамического решателя уравнений Навье–Стокса NOISEtte, адаптируемого совместно с ИПМ им. М.В. Келдыша РАН. Приводится оценка его возможностей при решении задач турбомашиностроения на базе валидации и сравнения результатов и скорости работы с другими решателями для ряда примеров.