Шклярчук Ф.Н., Ган Яо «Применение метода Ритца для расчета аэроупругих колебаний тонкостенных крыльев малого удлинения» Вестник Московского авиационного института, 6, № 1, с. 61-66 (1999)

Копьев В.Ф., Чернышев С.А., Юдин М.А., Фараносов Г.А. «Эволюция периодической системы ударных волн, создаваемых лопатками вентилятора» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 128 (2023)

Создание простых моделей генерации и распространения шума от двигателя необходимо для предсказания шума самолета на местности и разработки мероприятий по его снижению. В настоящей работе исследуется один из источников шума двигателя – шум ударных волн, образующихся при обтекании законцовки лопатки вентилятора со сверхзвуковой скоростью. Задача о распространении таких волн, может быть сведена к двумерной задаче обтекания решетки профилей и далее уже к одномерной задаче эволюции периодической системы ударных волн, с периодом равным периоду оборота вентилятора. Задача об эволюции регулярной (состоящей из одинаковых ударных волн) периодической системы ударных волн решена теоретически. В случае нерегулярной системы общее аналитическое решение не может быть выведено в силу нелинейности задачи и ее чувствительности к изменениям начальных условий. Для исследования нерегулярной системы ударных волн используют численные расчеты. В настоящей работе была реализована простейшая модель распространения ударных волн в канале двигателя. На основании этой модели было рассчитано несколько вариантов распространения ударных волн при различной расстановке лопаток вентилятора.

Брежнев А.Л., Чернов И.А. «К асимптотической теории обтекания тел вращения звуковым потоком» Прикладная математика и механика, 44, № 3, с. 454-464 (1980)

Куликовский А.Г., Свешникова Е.И. «Об ударных волнах, распространяющихся по напряженному состоянию в изотропных нелинейно-упругих средах» Прикладная математика и механика, 44, № 3, с. 523-534 (1980)

Лаптев А.Ю., Корольков А.И., Шанин А.В. «Теоретическое и экспериментальное исследование дифракции на тонком конусе» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 67-68 (2023)

Теоретически и экспериментально исследуется задача дифракции ультразвуковых волн с узким угловым спектром на жестком круговом конусе с малым углом раствора. Рассматривается стационарная задача рассеяния звуковой волны, излученной монопольным точечным источником, на круговом конусе.

Кузнецов С.В., Голубев А.Ю., Потокин Г.А. «Пристеночные пульсации давления в отрывных течениях в окрестности выступающих элементов конструкции» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 141-142 (2023)

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. В рамках данной работы проведены измерения полей пристеночных пульсаций давления в двумерных и трёхмерных отрывных течениях, формирующихся при обтекании выступающих тел различных конфигураций. Также исследовались особенности осреднённого течения посредством визуализации предельных линий тока методом масляной плёнки. Представлены результаты обобщения большого объёма накопленных экспериментальных данных. Экспериментальные исследования проводились на дозвуковой малошумной аэродинамической трубе П-2 Московского комплекса ЦАГИ на дозвуковых скоростях. Результаты измерений позволяют выделить особенности полей пристеночных пульсаций давления, характерные для различных областей течения. Источниками пульсаций являются нестационарный отрыв потока и связанные с ним колебания зоны возвратного течения, а также неустойчивость слоя смешения, формирующегося между замедленной жидкостью в рециркуляционной области и внешним течением. Порождаемые ими пульсации давления различаются по спектральному составу, пространственно-временным корреляциям, а, кроме того, характеризуются различным влиянием параметров течения и геометрии обтекаемых потоком тел.

Котов А.Н. «Вейвлет-анализ неоднородного поля турбулентных пульсаций давления при обтекании уступа» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 143-144 (2023)

Обтекание уступов, образующихся при монтаже окон пассажирских самолётов, приводит к усилению шума в пассажирском салоне, что обуславливает интерес к изучению пространственной структуры неоднородного аэроакустического поля турбулентных пульсаций давления вблизи таких уступов и расширение спектра методов такого изучения. Одним из таких методов является вейвлет-анализ, который в отличие от традиционных инструментов спектрального и корреляционного анализа подходит для изучения неоднородных и нестационарных полей. Вейвлет-преобразование не дает новой информации о сигнале, но позволяет подробнее исследовать его структуру, взглянуть на неё под другим углом. Анализу подвергались данные натурного эксперимента с уступом высотой 1.8 мм при скорости потока 38.6 м/с. Перед уступом заподлицо с поверхностью устанавливались 8 датчиков давления с шагом 3 мм под нулевым углом к потоку, сигналы со всех датчиков оцифровывались многоканальным АЦП. После получения массива информации и поправок на чувствительность датчиков проведен смешанный фурье-вейвлет-анализ экспериментальных данных по обтеканию уступа.

Светлов В.В. «Акустическое излучение подкрепленной пластины в поле действия турбулентных пульсаций давления» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 145-146 (2023)

Задача снижения шума в салоне пассажирских самолетов является важной для обеспечения акустического комфорта пассажиров. Ранее отмечалось, что при скоростях полета свыше 500 км/ч значимым, по суммарному вкладу в общий шум в салоне, источником становится шум, вызванный колебаниями упругой поверхности фюзеляжа под действием турбулентного пограничного слоя (ТПС). Обтекаемые конструкции самолета, под которыми в рамках данной работы подразумеваются участки его фюзеляжа, граничащие с окружающей средой, представляют собой преимущественно плоские или искривленные пластины. Эти пластины имеют, как правило, перекрёстную систему подкреплений – силовой набор из стрингеров и шпангоутов. Известно, что изменение параметров силового набора может быть использовано для повышения звукоизолирующей способности фюзеляжа, и как следствие, снижения шума внутри салона самолета. Для решения задачи об акустическом излучении подкрепленной пластины использовался подход разложения заданных и искомых функций по собственным функциям краевой задачи.

Лесных Т.О., Митенков В.Б., Токарев С.Ю., Паньков Р.И., Василенков Д.А., Панов С.Н., Мухин С.А., Коганицкий Ю.С. «Локализация источников шума в кабине экипажа и салоне гражданского самолета с помощью сферической микрофонной решетки» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 147-148 (2023)

Идентификация источников внутреннего шума гражданского самолёта в в условиях эксплуатации с целью улучшения акустического комфорта для пассажиров и условий работы экипажа является важным этапом доводки воздушного судна. Оценка акустических характеристик производится в течение всего полета, как на крейсерских режимах, так и при наземной работе двигателей, рулении и стоянке самолета. Задача снижения шума в салоне предполагает выполнение пространственной локализации (определения положения) источников шума. Использование сферических микрофонных решеток с последующей постобработкой сигналов методами сферического бимформинга (SBF) и «эквивалентного источника» (ESM) в настоящее время является одним из наиболее эффективных и прогрессивных методов решения задачи локализации источников шума. Применение данных методов позволяет в результате получить шумовые карты акустических полей, пересчитанные на окружающую геометрическую модель, в полосах частот и на отдельных частотных составляющих спектров шума, по которым выполняется локализация источника шума в пространстве. В данной работе рассматривается применение твердотелой сферической микрофонной решетки Simcenter Solid Sphere Array HWSSL-36 диаметром 30 см и программным обеспечением Simcenter Testlab 3D Acoustic Camera. для локализации источников шума в пассажирском салоне и кабине экипажа гражданского самолета. Обработка данных методом SBF и ESM позволили получить пространственные шумовые карты соответственно звукового давления (SBF) и интенсивности звука (ESM) в измерительных точках, расположенных в кабине экипажа и по длине салона. Сбор данных выполнялся по сигналу ГНСС синхронно со сбором полетных данных системы СБИ. Это позволило выбрать временные интервалы для обработки акустических сигналов соответствующим конкретным режимам полета и акустически активным режимам работы систем самолета. Описана методика измерений и локализации источников шума на основе построения шумовых карт и основные результаты при наземных и летных испытаниях. Анализ результатов измерений в различных точках по длине салона позволяет получить изображение источников шума с различных ракурсов, обеспечивая достоверность результатов расчета. Метод ESM используется в качестве основного для локализации источников шума и дает лучшее пространственное разрешение и качественные результаты начиная с 50 Гц. Как показывают обработка данных метод SBF дает результаты приемлемого качества в диапазоне частот от 200 Гц до 5000 Гц и используется в качестве дополнительного для определения источников шума.

Кутина И.В., Кудряшова О.О., Попов Д.А., Вишняков А.Н., Кузьмин М.Ю. «Особенности измерения внутреннего шума в обитаемых отсеках пилотируемых космических аппаратов» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 149-150 (2023)

В связи с тем, что контроль за акустическими параметрами в обитаемых отсеках ПКА выполняется как на Земле (комплексные испытания, на стадии предполетной подготовки), так и в условиях космического полета (период эксплуатации) к аппаратуре предъявляются дополнительные требования и она проходит автономные испытания до установки ее на борт ПКА. Автономные испытания являются частью наземно-экспериментальной отработки после приемо-сдаточных испытаний в соответствии с требованиями «Положения РК-11-КТ» с целью подтверждения ее работоспособности в условиях эксплуатации и транспортирования: стойкости к механическому и климатическому воздействию, электромагнитной совместимости.

Зверев А.Я., Семенова Л.П. «Определение звукоизолирующей способности фюзеляжа натурного самолета с учетом спектрального состава нагружения от винта» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 151-152 (2023)

На акустическом стенде АС-14, представляющем собой реальный самолет ЯК-42, проведен комплекс экспериментальных исследований по отработке методики и определению звукоизолирующей способности фюзеляжа натурного самолета с учетом спектрального состава нагружения от воздушного винта. Испытания проведены при двустороннем возбуждении фюзеляжа звуковыми колонками, моделирующими возбуждение гражданского самолета с винтовой силовой установкой. Измерения проведены двумя методами – микрофонным и интенсиметрическим при широкополосном возбуждении конструкции и при ее узкополосном возбуждении на частотах, соответствующих возможным частотам винтовых гармоник. Отработана методика определения звукоизолирующей способности бортовой фюзеляжной конструкции микрофонным методом и методом акустической интенсиметрии.

Копьев В.Ф., Сабельников В.А., Чернышев С.А. «О динамике границы турбулентной области в струе и ее роли в процессе генерации шума» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 155-156 (2023)

Целью работы является рассмотрение вопроса о месте ТНТИ (турбулентный-нетурбулентный интерфейс) в иерархии турбулентных пульсаций в струе применительно к процессу генерации шума.

Копьев В.Ф., Чернышев С.А., Фараносов Г.А. «Анализ корреляций азимутальных гармоник звукового излучения турбулентной струи на основе модели квадрупольных источников» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 157-159 (2023)

Проводится моделирование экспериментальных данных, полученных ранее в синхронных измерениях звукового поля турбулентной струи на двух 6-микрофонных решетках с использованием модели квадрупольных источников звука.

Крашенинников С.Ю., Миронов А.К. «О роли отрыва потока на кромке сопла в шумообразовании турбулентной струи» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 160 (2023)

Демьянов М.А., Остриков Н.Н. «Влияние податливости поверхности тела на траекторию точечного вихря в двумерной постановке» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 175-176 (2023)

В аэроакустике важным направлением исследований является развитие способов снижения шума обтекания твердых тел. Типичным примером таких течений является обтекание стойки шасси, которая модельно представляется в виде цилиндра. Генерация вихрей на стенке цилиндра и их последующая динамика в потоке вблизи поверхности цилиндра является, в соответствии с аналогией Кёрла, аэродинамическим источником звука. В последнее время появились экспериментальные работы, в которых исследуется влияние пористости поверхности на вихревую динамику вблизи нее, и, как следствие, на генерируемое акустическое излучение. Поэтому, целесообразно теоретически исследовать влияние податливости границы твердого тела на динамику вихрей. В данной работе аналитически получено выражение для траектории вихря вблизи плоскости, на которой выставляется условие Дарси, в приближении слабой проницаемости.

Ливерко А.В., Сбоев Д.С. «Практика термоанемометрических измерений в промышленных аэродинамических трубах больших скоростей ФАУ «ЦАГИ»» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 181-182 (2023)

При усовершенствовании и разработке авиационной техники в настоящее время возникает всё большая потребность в проведении в промышленных аэродинамических трубах (АДТ) физических исследований. В частности, необходимо постоянно уточнять знания о пульсациях набегающего потока в рабочих частях. Одним из методов измерения таких пульсаций является термоанемометрия. В данном сообщении приводятся некоторые результаты термоанемометрических измерений в промышленных АДТ ФАУ «ЦАГИ» преимущественно при больших дозвуковых скоростях.

Бычков О.П., Коноплин Н.А., Фараносов Г.А. «Исследование структуры поля пульсаций скорости в турбулентной струе с помощью одноканальных и двухканальных термоанемометрических измерений» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 211-213 (2023)

При решении таких задач как, например, оценка нагрузок на элементы планера вблизи реактивной струи, моделирование характеристик шума взаимодействия струи и крыла самолета или развитие активных систем подавления волн неустойчивости необходимой является информация о характеристиках пульсаций давления в ближнем поле струи. Чем более сложная задача находится на рассмотрении, тем более подробная информация необходима о поле пульсаций (к знаниям об одноточечных измерениях добавляется необходимость данных о корреляционных характеристиках, модальной структуры и др.). Для определения пульсационных характеристик поля скорости в струе надежным средством является использование термоанемометров. Хотя одноточечные измерения характеристик пульсаций скорости позволяют получить значительный объем информации о структуре пульсаций ближнего поля, в том числе, о пульсациях давления в некоторых областях ближнего поля, использование многоканальных измерений позволяет существенно повысить информативность получаемой информации, включая возможность верификации некоторых методов, реализуемых в одноканальном режиме. Настоящая работа посвящена анализу результатов одноканальных и многоканальных измерений характеристик пульсаций скорости в дозвуковой струе с различными скоростями истечения в заглушенной камере АК-2 ЦАГИ. Рассматривалась дозвуковая струя, истекающая из конического сопла диаметром 46 мм. На первоначальном этапе при помощи одноканальных измерений производилось исследование общих характеристик исследуемого потока. На следующем этапе при помощи стационарного опорного датчика и подвижного второго датчика производилось исследование корреляционных характеристик пульсаций продольной скорости и их модальной структуры.

Ардашев И.О. «Формирование обучающей выборки искусственной нейронной сети для детектирования пролета воздушных судов на основе спектра шума» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 253-254 (2023)

Проведение достоверных измерений и дальнейшая оценка шумовой обстановки на местности, а также корректировка по результатам измерений шумовой зоны аэродрома напрямую зависят от полноты и точности фиксируемых единичных шумовых событий создаваемыми пролетами воздушными судами вблизи места проведения мониторинга. С учетом того, что пункты мониторинга размещаются в густонаселенных районах, где присутствуют иные источники шума, задача детектирования пролета ВС становится наиболее актуальна в отсутствие данных о положении ВС необорудованных транспондерами АЗН-В информации. Специфика региона, в пределах которого проводится наибольшее количество работ по мониторингу авиационного шума, а именно г. Москва и Московская область, заключается в близком размещении 8 аэродромов, выполняющих как регулярные пассажирские рейсы, так и аэродромы экспериментальной и государственной авиации. Все эти особенности приводят к тому, что разметка и выделение шумовых событий пролетов ВС требует значительных человеческих ресурсов, включая необходимость проведения прямых наблюдений (присутствия человека) при проведении измерений уровней шума для составления расписания полетов для каждого отдельного места мониторинга. В настоящий момент испытательная лаборатория Центра экологической безопасности гражданской авиации в Московском регионе единовременно провидит долгосрочный круглосуточный мониторинг шума более чем в 40 точках, что не позволяет осуществлять наблюдение с присутствием человека. Решение данной задачи было возложено на построение искусственной нейронной сети, позволяющей определять периоды слышимости ВС в месте проведения мониторинга по 1/3 октавному спектру шума, получаемого в режиме реального времени для всех мест проведения измерений. В данной работе описан подход к разработке архитектуры ИНС на основе сверточной нейросети YOLO v4 с детальным обзором механизма формирования обучающей выборки с учетом определения требований к вариативности данных как по спектральным характеристикам детектируемых воздушных судов, так и разнообразию пространственного расположения пунктов мониторинга шума относительно траекторий осуществления полетов. Применение изложенного подхода к разработке ИНС и формированию обучающей выборки позволил решить поставленные перед системой мониторинга задачи, а именно добиться высокой точности автоматического детектирования пролета воздушного судна вблизи места размещения пункта мониторинга шума, а также дополнительной фильтрации данных даже при наличии информации, полученной по АЗН-В технологии.

Зверев А.Я. «Сравнительные результаты определения звукоизоляции гладких панелей реверберационным и интенсиметрическим методами» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 133-134 (2023)

Акустические измерения с использованием метода звуковой интенсиметрии проводятся в течение более 40 лет. Однако до сих пор отсутствуют международно-признанные стандарты, за исключением европейских стандартов в области строительной акустики, по определению звукоизоляции (ЗИ) ограждающих конструкций интенсиметрическим методом. Одной из причин этого является практическое отсутствие в мире установок, позволяющих измерить ЗИ конструкций как интенсиметрическим, так и стандартизованным реверберационным методом с последующим сравнением полученных результатов. Одной из таких уникальных установок является стенд АК-11, на котором возможно проведение измерений ЗИ как реверберационным методом при размещении панели в проеме между двумя реверберационными камерами, так и интенсиметрическим методом при размещении панели в проеме между реверберационной и заглушенной камерами. Благодаря большому объему камер, измерения могут проводиться во всем звуковом диапазоне частот. При этом, что важно при проведении сравнительных испытаний, возбуждающее поле в обоих случаях одинаково, так как создается в одной и той же реверберационной камере и при смене метода изменяется только проем, в который устанавливается тестовая панель.

Олесова Н.И., Мирзоян А.А. «Разработка программы оценки шума планера в задачах многодисциплинарной оптимизации силовой установки магистральных самолетов» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 270-271 (2023)

На раннем этапе проектирования перспективных самолетов гражданской авиации с применением методов многодисциплинарной оптимизации (МДО) необходимо учитывать широкий круг показателей их эффективности, в том числе акустические характеристики. В задачах согласования силовой установки (СУ) и летательного аппарата (ЛА) необходимо корректно учитывать шум планера в общем производимом шуме самолета на местности. Это стало особенно актуально в связи с тем, что применение СУ на базе двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД) с повышенной степенью двухконтурности, малошумными вентиляторами и использование других способов шумоглушения значительно снизили уровень шума двигателя, тем самым, изменив долю шума планера в суммарном шуме самолета на местности. Особенно важно определение уровня шума планера на режиме захода на посадку, при котором двигатель работает на малом газу, и планер может быть доминирующим источником шума самолета. В шуме планера магистральных самолетов (как дальне-, так и среднемагистральных) основным источником шума чаще всего является шум шасси, что связано и их габаритами, и количеством колес. Поэтому в данной работе основное внимание уделено именно шуму шасси. Программа оценки шума шасси магистральных самолетов для решения задач МДО СУ разработана с использованием известной полуэмпирической методики. Особенностью данной методики является ограниченный набор требуемых исходных данных, относительная простота из-за использования законов масштабирования теории генерации шума и соотнесения этих законов с экспериментальными данными, что позволяет ее успешно использовать для расчетов на этапе концептуального проектирования. Валидация методики и разработанной программы произведена по данным испытаний в аэродинамической трубе изолированного шасси самолета Boeing-737, а также данными летных испытаний самолета Boeing-777. Проведена настройка реализованной программы расчета шума шасси, ее отладка и показана адекватность расчета на примере существующего дальнемагистрального самолета с ТРДД. Программа была интегрирована в систему МДО СУ, проведена отладка взаимодействия внутри системы МДО с моделями двигателя, траектории взлета и начального набора высоты, результаты расчета которых являются исходными данными для определения шума шасси. В работе была также проведена оценка применимости разработанной программы для анализа влияния шума шасси различных вариантов компоновок СУ ЛА на ранних этапах проектирования самолетов и решения задач МДО.

Лесных Т.О., Паранин Г.В., Токарев С.Ю., Паньков Р.И., Вишняков А.Н., Воронков А.А. «Определение участков фюзеляжа с низкой звукоизолирующей способностью в кабине экипажа и салоне самолета с использованием когерентных измерений с пространственным усреднением» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 139-140 (2023)

Звукоизолирующая способность самолётных конструкций и панелей зависит от частоты звуковых колебаний и пространственно-временной структуры звукового поля, действующего на поверхность. Пространственно-временные характеристики нагрузок меняются в зависимости от действующих источников звука, поэтому испытания звукоизолирующих конструкций проводились для наиболее характерных видов акустических нагрузок в процессе эксплуатации самолёта. В рамках проведенных исследований определены участки фюзеляжа с пониженной звукоизолирующей способностью. Для этого использовались измерения шума с пространственным усреднением и источником звука когерентным с приемником сигнала от микрофонов.

Копьев В.А., Копьев В.Ф., Панкратов И.В., Казанский П.Н., Моралев И.А. «Применение ВЧ ДБР плазменных актуаторов для снижения шума элементов планера» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 185-187 (2023)

Настоящая работа продолжает предыдущие исследования авторов в области развития методов активного управления шумом обтекания плохообтекаемых тел. Проведенное исследование, было направленно на развитие способов снижения шума турбулентных течений с помощью плазменных актуаторов на базе поверхностного высокочастотного диэлектрического барьерного разряда (ВЧ ДБР). Продемонстрирована способность ВЧ ДБР плазменного актуатора снижать шум обтекания различных объектов, моделирующих элементы планера самолета, таких как: щель отклоненного предкрылка, полость и полость с размещенным в ней цилиндром. При этом основной целью экспериментов при всех постановках было исследование и демонстрация возможности увеличения значений скорости обтекающего потока, при которых плазменный ВЧ ДБР актуатор сохраняет способность снижать аэродинамический шум, по сравнению с известными и принятыми в литературе значениями границы эффективности (около 30 м/с) для стандартного ДБР плазменного актуатора низкочастотного диапазона.

Котвицкий А.Я., Абдуллаев А.А., Моралев И.А., Устинов М.В. «Подавление естественных вихрей неустойчивости на стреловидном крыле с помощью плазменных актуаторов» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 188-189 (2023)

Неустойчивость поперечного течения является основной причиной перехода к турбулентности на стреловидном крыле. При низкой турбулентности внешнего потока эти вихри являются стационарными и порождаются неоднородностью поверхности. Стратегия противофазного подавления экспоненциально растущих возмущений в пограничном слое пояснена на рис.1а. Пограничный слой на начальном участке роста возмущений может интерпретироваться как линейная динамическая система. В случае достаточной удаленности от источника возмущений выход системы описывается трансверсальным профилем скорости на одной фиксированной высоте от стенки. Для подавления вихрей, созданных шероховатостью, использовался многоканальный плазменный актуатор на основе поверхностного барьерного разряда. Актуатор представлял из себя 16 независимых разрядных секций. Размещение разрядников подобрано таким образом, чтобы обеспечить общее разрешение системы 4 точки на период наиболее нарастающей моды. Принцип действия плазменных актуаторов на основе барьерного разряда основан на генерации объемной силы у кромки коронирующего электрода. Целью управления является поиск такого распределения амплитуд воздействия в многоканальном актуаторе, которое бы приводило к минимизации амплитуды вихрей неустойчивости на некотором расстоянии от передней кромки. Измерения проведены в аэродинамической трубе Д-3 в ОИВТ РАН, при скорости потока 25 м/с и уровне турбулентности менее 0.05%, на стреловидной пластине с наведенным градиентом давления. Начальные возмущения в пограничном слое создавались одиночной либо распределенной шероховатостью вблизи передней кромки модели. Получены отклики пограничного слоя на возбуждение одиночной секцией актуатора. В качестве начального приближения для задачи подавления возмущений использовано решение линейной задачи подавления вихрей в пограничном слое.

Казанский П.Н., Моралев И.А., Копьев В.Ф., Копьев В.А., Панкратов И.В. «Снижение шума каверны с помощью ВЧ ДБР плазменного актуатора с использованием обратной связи» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 190-192 (2023)

Течение газа вблизи каверн различных геометрий приводит к возникновению собственных колебаний давления с амплитудой до 130 дБ. Взаимодействие усиленных в сдвиговом слое волн неустойчивости с задней стенкой каверны приводит к генерации акустических волн. Рассеяние акустических волн на передней кромке вызывает генерацию волн неустойчивости и замыкает естественную петлю обратной связи. Влияние на основные звенья механизма естественной обратной связи лежит в основе активного управления тонами течения в каверне. В частности, использование стабилизирующего контроллера может подавить абсолютную неустойчивость течения и снизить амплитуду колебаний. Целью данной работы являлось снижение акустического шума каверны с помощью ДБР актуатора с использованием обратной связи.

Моралев И.А., Ефимов А.В., Фараносов Г.А., Бычков О.П., Копьев В.А., Копьев В.Ф. «Синтез оптимального регулятора для подавления волн неустойчивости в сдвиговом слое турбулентной струи в широкой полосе частот» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 193-194 (2023)

Рассматривается возможность построения системы противофазного подавления волн неустойчивости с использованием датчиков (термоанемометров или микрофонов) и актуатора, установленного на кромке сопла (например, плазменного актуатора). На достаточно большом удалении от кромки сопла, большая часть энергии возмущений сосредоточена в поршневой азимутальной моде, что позволяет использовать один канал (сумму сигналов с микрофонов или один термоанемометр на оси) для описания выхода системы. Предполагается, что актуатор на кромке сопла также возбуждает только нулевую азимутальную моду. Нарастание возмущений в сдвиговом слое описывается на основе линеаризованных уравнений устойчивости, сформулированных с учетом турбулентной вязкости и нарастания сдвигового слоя. Кривые нарастания возмущений для различных частот использованы для того, чтобы получить передаточные функции струи для различного положения микрофона. Для конкретики, принят режим истечения М=0.6.

Панкратов И.В., Ипатов М.С. «Разработка и создание нагруженных моделей для аэроакустического эксперимента с помощью 3D-печати» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 219-220 (2023)

В практике аэроакустического эксперимента часто возникает потребность в быстрой разработке и создании экспериментальной модели, которая должна выдерживать существенные аэродинамические или инерционные нагрузки. В качестве примеров подобных моделей можно упомянуть модель обтекаемого крыла, закрылка, предкрылка, втулки винта, статора винта. Подобные модели можно изготовить из металла, композитного материала или с помощью 3D-печати. У каждого способа есть свои преимущества и недостатки. Изготовление простой детали на универсальных станках из металла применимо к относительно простым геометриям, дает возможность изготовить прочную деталь относительно быстро и недорого, но требует работы высококвалифицированного токаря или фрезеровщика универсала. Изготовление модели со сложной геометрией требует применение станка с ЧПУ по металлу. Изготовление детали из композитного материала требует изготовления матрицы, как правило, на станке ЧПУ, с последующей укладкой углепластика, стеклопластика или препрега, что в свою очередь требует работы специалиста высокой квалификации. FDM 3D-печать позволяет сократить сроки изготовления модели и существенно удешевить сам процесс. Однако модели, полученные в результате 3D-печати, существенно уступают в прочности композитным либо металлическим моделям. Особенной хрупкостью такие модели обладают между слоями напечатанной модели. В НИО-9 в настоящее время применяется два способа упрочнения деталей напечатанных на FDM 3D-принтере: армирование различными силовыми элементами (металлические стержни, композитные стержни и трубки) напечатанных моделей, применение специального 3D-принтера от компании Anisoprint для печати композита направленным непрерывным волокном. У обоих способов есть свои недостатки и преимущества, которые рассматриваются. Перспективным направлением является комбинация обоих способов. Такое решение позволяет с одной стороны использовать основное преимущество FDM-печати – скорость изготовления и низкую стоимость и вместе с тем приблизится по прочности к деталям, изготовленным их сплавов алюминия или композитным деталям.

Копьев В.Ф. «Актуальные проблемы аэроакустики на современном этапе» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 5 (2023)

Создание новых образцов отечественной авиационной техники и дооснащение существующих самолетов импортозамещенным оборудованием для успешного решения задачи перевозки пассажиров по территории РФ требует в числе прочих рассмотрения в качестве приоритетных параметров экологические характеристики воздушных судов. Выбор компоновки самолета, технические задания на разработку новых узлов и агрегатов должны быть взаимоувязаны между собой по экологическим характеристикам, так же как это реализуется по проблеме безопасности полетов. Проанализированы основные задачи, стоящие перед авиационной промышленностью России в части аэроакустики. Отмечается, что без применения всей совокупности имеющихся и новых технологий самолет не сможет достойно конкурировать с зарубежными аналогами по акустическим характеристикам, и это должно подталкивать отечественных производителей авиационной техники к внедрению новых подходов в области авиаэкологии. Ключевым моментом работы является задача доведения разрабатываемых технологий до уровня готовности с выходом на летный эксперимент, и дальнейшая доводка технологий до уровня применения на серийном самолете. Такой подход к проблеме прослеживается на примере всей линейки производимых в РФ самолетов. Учитывая огромное значение, которое имеет в настоящий момент и в перспективе цифровизация различных подходов в современной инженерной науке, проанализирована проблема валидации разрабатываемых программ.

Луковников А.В., Купцов С.В., Пенясов Е.В. «Отработка критических технологий в обеспечение создания перспективных авиационных двигателей и силовых установок» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 6-7 (2023)

Силовая установка (СУ) являются ключевой системой любого летательного аппарата (ЛА) и определяют его эффективность и летнотехнические характеристики. Авиационный двигатель (АД), входящий в состав СУ, разрабатывается в 1.5–2 раза дольше планера и авиационного оборудования ЛА, следовательно, требуется опережающее создание научно-технического задела (НТЗ) с целью отработки критических технологий на демонстрационных образцах и с поэтапным достижением соответствующих уровней готовности технологий (УГТ) от 1 до 6. В ЦИАМ ведутся исследования в обеспечение создания НТЗ по поршневым, роторно-поршневым и газотурбинным двигателям различных схем для дозвуковых и высокоскоростных ЛА. В последние годы активизировались концептуальные и экспериментальные исследования в области электрических и гибридных СУ

Наквасин А.Ю., Степаненко А.Н., Матвеев В.А. «Методы экспертного анализа результатов сертификационных испытаний по шуму на местности самолётов транспортной категории» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 8-9 (2023)

ьных результатах сертификационных лётных испытаний, в которых определяется соответствие уровней шума требованиям стандартов ИКАО при взлёте, заходе на посадку и при наборе высоты с дросселированием тяги (или при горизонтальных проходах для вертолётов). Программа испытаний, как правило, предусматривает выполнение 12–16 полётов и включает 250–350 различных испытательных режимов, что обеспечивает необходимый объём данных для построения регрессионных зависимостей шум-мощность-расстояние (NPD) с учётом запаса на отбраковку некондиционных режимов. Акустическая запись каждого режима осуществляется с использованием 4–6 микрофонных систем (всего порядка 1500–1800 записей пролётов ВС и 700–900 фоновых и калибровочных записей за программу испытаний). Во время полёта одновременно регистрируются десятки параметров с использованием акустических, метеорологических, траекторных и бортовых систем, которые необходимы для расчёта поправок на отличия условий измерений шума от исходных, соответствующих требованиям методик ИКАО. Для оперативной комплексной обработки и анализа получаемого объёма данных используется разработанная в ЛИИ автоматизированная система, которая реализует алгоритмы расчёта параметров шума в соответствии с методиками ИКАО на этапе вторичной обработки. Для каждой записи режима по акустическим, траекторным, бортовым и метеорологическим измерениям рассчитывается до 80 основных и вспомогательных параметров, в числе которых помимо EPNL (эффективного уровня воспринимаемого шума) определяются: скорректированные спектры звукового давления с поправками на отличия атмосферного поглощения и длины пути распространения шума в исходных и фактических условиях испытаний, уровни воспринимаемого шума с поправками на тональность и координаты начальной и конечной точки участка траектории ВС, который используется для расчёта скорректированного уровня шума (участка излучения «верхних» 10 TPNдБ шума). Рассматриваемые в работе методы экспертного анализа основаны на статистической обработке массивов параметров шума, в том числе, в целях уточнения исходных траекторий набора высоты с дросселированием тяги и определения зачётности (кондиционности) испытательных режимов по различным критериям оценки. Представлен пример уточнения параметров исходной траектории самолёта, демонстрирующий сокращение подлётной дистанции и времени переходного процесса дросселирования двигателей, позволяющий использовать в расчётах уровня шума увеличенную (относительно определённой математическим моделированием) высоту пролёта над микрофонами при соблюдении требований методики формирования NPD. Для уточнения подлётной дистанции и времени переходного процесса дросселирования двигателей предложено использовать методы регрессионного анализа, рекомендуемые методиками ИКАО для построения регрессионных зависимостей шум–мощность–расстояние на основе соответствующих выборок данных из массива результатов вторичной обработки материалов лётных испытаний. Эффективность рассматриваемых методов подтверждена результатами сертификации по шуму на местности ВС нескольких типов.

Долотовский А.В., Войтишина М.С., Бабулин А.А., Алексеев С.А., Николаев Д.Н. «Комплексный эффект – влияние законцовок крыла на акустические и взлетно-посадочные характеристики SJ-100» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 11 (2023)

Самолет SJ-100 получил сертификат типа в 2011 году, более 200 самолетов произведено и находится в эксплуатации. Следовательно, предложения по изменению конструкции самолета с целью оптимизации любых его характеристик, в том числе акустических, разрабатываются с учетом ограничений сертифицированной конструкции самолета и экономики проекта. Удачным примером такого изменения является проект установки горизонтальных законцовок крыла, который выполняет задачу улучшения взлетно-посадочных и летно-технических характеристик самолета при относительно небольшом влиянии на конструкцию планера. Установка горизонтальных законцовок крыла также может быть выполнена на самолеты, находящиеся в эксплуатации, что расширяет область их применения и увеличивает экономическую эффективность проекта для разработчика. Снижение шума на местности не было первоначальной целью этого изменения конструкции, но так как внедрение горизонтальных законцовок крыла повышает аэродинамическое качество, это оказало положительное влияние на траекторию взлета и позволило на самолете SJ-100 показать соответствие требованиям Главы 14 по шуму на местности. Таким образом, совместная оптимизация аэродинамики для улучшения летно-технических и акустических характеристики самолета позволяет получить комплексный эффект от изменения и сделать его экономически оправданным на поздних этапах программы.

Стрелец М.Х., Гарбарук А.В., Травин А.К., Шур М.Л. «Опыт использования LES с пристеночным моделированием: Успехи и неудачи» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 13-14 (2023)

Предпринята попытка обобщения опыта использования LES с пристеночным моделированием (Wall-ModeledLES или WMLES), накопленного за последние годы в лаборатории «Вычислительная аэроакустика и турбулентность» СПбПУ Петра Великого. В его вводной части кратко рассмотрены физические и вычислительные аспекты различных подходов к расчету пристеночных турбулентных течений с использованием вихреразрешающих подходов (DNS, WMLES, гибридные RANS-LES подходы типа DES). Отмечается, что в обозримом будущем среди всех этих подходов только WMLES имеет реальную перспективу стать достаточно надежным и, в то же время, приемлемым с точки зрения потребных вычислительных ресурсов инструментом для расчета как присоединенных, так и отрывных пристеночных турбулентных течений при представляющих практический интерес высоких числах Рейнольдса. Затем приводятся результаты WMLES широкого круга пристеночных течений, полученные в лаборатории с помощью модели IDDES. На основе сравнения этих результатов с известными экспериментальными данными и/или с соответствующими результатами DNS показано, что хорошее согласование достигается лишь для части рассмотренных течений. Более детальный анализ полученных результатов свидетельствует о том, что наиболее вероятной причиной неудач является формирование в непосредственной близости от обтекаемой поверхности очень тонких «внутренних» сдвиговых слоев с толщиной порядка 1/10 толщины пограничного слоя, разрешение турбулентных структур которых требует сеток с локальными шагами близкими к шагам сеток для DNS.

Копьев В.Ф., Зайцев М.Ю., Беляев И.В. «Исследование источников шума планера самолета в стендовых и натурных испытаниях» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 17-21 (2023)

Разные источники шума вносят различный вклад в общий уровень шума самолета на различных режимах полета (взлет, набор высоты, посадка). Локализация этих источников в летном эксперименте и их ранжирование по уровню шума позволяет определить, какие из источников являются доминирующими и, соответственно, какие из них необходимо снижать в первую очередь, в целях выполнения сертификационных требований ИКАО. Кроме того, значительный интерес представляют локализация и ранжирование источников шума на этапе проектирования самолета (например, в экспериментах с уменьшенными моделями крыла и шасси), чтобы заблаговременно выявить наиболее проблемные с точки зрения акустики элементы разрабатываемого летательного аппарата и внести необходимые модификации с целью снижения шума. Однако ранжирование источников шума в летных испытаниях и в эксперименте с уменьшенными моделями может привести к разным результатам. Это связано с большим количеством безразмерных параметров, определяющих процесс генерации звука турбулентным потоком. Как следствие, когда масштаб моделей изменяется, доли вкладов различных источников в общий излучаемый шум часто перераспределяются, в результате чего источники звука, которые дают доминирующий вклад в излучение в натурных условиях, являются вторичными для маломасштабных моделей. И наоборот, на маломасштабных моделях могут появляться эффективные обратные связи, которые теряют свою эффективность на крупномасштабных моделях. Таким образом, существует опасность того, что результаты исследований на уменьшенных моделях будут неправильно диагностированы, что приведет к концентрации основных усилий (с соответствующей потерей времени и денег) на разработке технологий подавления шума для источника, который становится вторичен в натурных условиях или даже исчезает при натурных числах Рейнольдса. Поэтому сравнение экспериментальных результатов шума обтекания для уменьшенной модели планера самолета и результатов летных испытаний для этого самолета представляет значительный интерес. В настоящей работе приводятся результаты измерения шума современного регионального самолета с помощью многомикрофонной решетки при летных испытаниях в конфигурации захода на посадку с выпущенными шасси и отклоненными элементами механизации крыла (предкрылками и закрылками). Проведена локализация и выполнено ранжирование источников шума самолета при натурных числах Рейнольдса. Сравнение результатов летных испытаний с результатами акустических измерений шума обтекания для крупномасштабной модели крыла, полученных ранее в DNW-NWB, показало хорошее соответствие результатов измерений шума крупномасштабной модели, отмасштабированных на натурный размер, с результатами для шума обтекания крыла самолета в летных испытаниях.

Бычков О.П., Фараносов Г.А. «Экспериментальное исследование влияния угла наклона рассеивающей поверхности на шум ее взаимодействия с турбулентной струей» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 22-24 (2023)

Известно, что установка двигателя вблизи крыла самолета приводит к появлению дополнительного источника шума. Этот источник шума связан с рассеянием на задней кромке крыла крупномасштабных гидродинамических пульсаций ближнего поля струи. Ранние модели, описывающие данный эффект, рассматривали упрощенный случай горизонтальной (по отношению к оси струи) рассеивающей поверхности. В случае реалистичной конфигурации «струя–механизированное крыло» закрылок в выпущенном положении вблизи слоя смешения струи располагается не горизонтально, а под некоторым углом к оси струи. Ранее теоретически рассматривалось влияние угла отклонения рассеивающей поверхности на характеристики низкочастотного поля рассеяния и было показано, что основной эффект при ее повороте заключается в соответствующем повороте диаграммы направленности поля рассеяния с некоторым уменьшением излучения вниз по потоку и увеличением – вверх по потоку. Настоящая работа, в свою очередь, посвящена экспериментальному исследованию изменения поля рассеяния гидродинамических возмущений при увеличении угла отклонения рассеивающей поверхности. В качестве исследуемой конфигурации в заглушенной камере АК-2 рассматривалась холодная турбулентная струя, истекающая из профилированного сопла диаметром 40 мм со скоростью 137 м/с и расположенные вблизи нее различные рассеивающие поверхности: пластина, модель секции крыла с убранной механизацией под углом атаки, модель секции горизонтально расположенного крыла с выпущенным закрылком.

Бычков О.П., Копьев В.Ф., Фараносов Г.А. «Снижение шума взаимодействия струи и крыла при помощи модификации геометрии задней рассеивающей кромки» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 25-27 (2023)

Взаимодействие струи и крыла самолета, как дополнительный источник шума, может вносить заметный вклад в полное акустическое поле самолета на местности. Механизм, отвечающий за появление данного источника шума, связан с рассеянием на задней кромке крыла крупномасштабных когерентных структур ближнего поля турбулентной струи, практически неизлучающих в свободных дозвуковых струях. Данные структуры представляют собой пакеты волн неустойчивости Кельвина–Гельмгольца, развивающиеся в слое смешения струи и распространяющиеся вниз по потоку. Раннее было показано, что существует возможность подавления шума взаимодействия в узкой полосе частот при мощи активной системы управления с обратной связью, позволяющей при помощи плазменного актуатора создавать искусственные волны неустойчивости в противофазе к естественным, тем самым осуществляя их взаимное гашение. Среди недостатков данного подхода можно выделить сложность его фактического применения и достижения существенного снижения шума в широкой полосе частот. В качестве альтернативного пассивного способа снижения данного источника шума в данной работе предлагается использование модификации задней рассеивающей кромки в виде прямоугольного выступа. Стратегия данного подхода заключается во взаимном гашении уже самих звуковых полей от рассеяния волн неустойчивости на исходной части кромки и на кромке выступа, которое будет иметь место в том случае, когда на высоте выступа укладывается нечетное число полуволн возмущений, «наполняющих» волновой пакет.

Замтфорт Б.С. «Оценка шума при отсосе пограничного слоя с поверхности самолета» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 28-29 (2023)

В некоторых компоновках современных магистральных самолетов рассматриваются схемы, где необходимо рассматривать в качестве заметных источников шума на местности новый источник – шум, генерируемый при отсосе пограничного слоя (ПС). Так NASA для самолета ND8 провела оценку шума при отсосе ПС перед двигателями. Показано, что большая часть акустической энергии (как тонального, так и широкополосного шума) при отсосе турбулентности излучается по направлению в 90 град., что соответствует ближайшей точке пролета самолета и, соответственно, будет вносить заметный вклад в суммарный уровень шума. Для снижения шума в EPNL необходимо увеличить степень двухконтурности двигателей, изменить геометрия ПИ-хвоста – увеличив его экранирование, как в боковом, так и в заднем направлениях. Суммарная величина увеличения уровня шума при отсосе ПС составляет ≡16 EPNдБ. При этом запас по уровню шума к 4 главе ИКАО составит 22.4 EPNдБ (если шум отсоса ПС будет полностью подавлен), а среднесрочной целью NASA являются 32–42 EPNдБ. В совместной работе Onera и Airbus выполнена оценка акустических характеристик отсоса ПС самолета Onera NOVA с двумя вариантами компоновки двигателей NOVA–SFN и NOVA–Airbus Nautilius. Исследование ограничилось только тональным шумом вентилятора, поскольку ожидается, что именно он будет вносить наибольший вклад в шум самолета при взлете. Показано, что для NOVA-Nautilius влияние входной неравномерности значительно сильнее, чем влияние от взаимодействия с выходным спрямляющим аппаратом для компоновки NOVA-SFN. По OAPWL это примерно на 10 дБ. Известен проект большого двухдвигательного самолета типа летающее крыло, например, HWB301, рассчитанного на 300 пассажиров и дальность ≈14 000 км. Для самолета с такой большой поверхностью крыла решение проблемы отсоса ПС чрезвычайно важны, как из-за обеспечения нормальных условий работы двигателей, так и из-за генерации шума при отсосе ПС. Поэтому для его создания оба вопроса, по-видимому, требуют каких-то специальных решений.

Абдухакимов Ф.А., Кузьмин М.А., Веденеев В.В., Жидяев К.А., Кручинин М.М. «Аэроупругий анализ лопасти винта вертолета с учетом нестационарности потока» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 34-35 (2023)

Флаттер лопастей несущей системы вертолета – опасное явление, которое может привести к крушению вертолета. В отечественном вертолетостроении для прогнозирования флаттера в основном используются упрощенные методы. Во-первых, это метод Флоке, примененный к простой двухстепенной системе для сечения лопасти, который может предсказать флаттер только на простейших формах: на первой изгибной и первой крутильной модах. Во-вторых, это метод, применяемый к высшим модам, но не учитывающий периодичность течения, и который заключается в осреднении поля течения по циклу вращения и анализе флаттера лопасти в стационарном потоке. В настоящей работе разработан метод проведения аэроупругого анализа лопасти винта вертолета, учитывающий периодичность течения и позволяющий прогнозировать флаттер не только на первых модах колебания, но и на высших модах. Основная суть численного метода заключается в следующем. Аэроупругий анализ проводится с использованием метода конечных элементов. Предварительно определяется напряженно-деформированное состояние лопасти с учётом геометрической нелинейности при действии центробежной и аэродинамической силы. С учетом рассчитанного состояния лопасти проводится численный расчет флаттера. Устойчивость лопасти исследуется с учетом изменения аэродинамических нагрузок, вызванных маховыми колебанием лопасти, и конструкционного демпфирования винта. Аэродинамические силы, обусловленные колебанием лопасти, вычисляются как в квазистационарной постановке, так и с использованием теории Теодорсена (учет нестационарной составляющей сил), а также теории Поссио (учет нестационарности и сжимаемости потока). Метод позволяет оценить конструкционное демпфирование и массу противофлаттерных грузов, необходимых для подавления флаттера. Для расчета нагрузок и проведения расчетов разработано программное обеспечение. Разработанный метод верифицирован на классической задаче изгибно-крутильного флаттера пластинки. Проведен аэроупругий анализ лопасти вертолета на режиме висения и режиме горизонтального полета. Получены параметры, при которых возникает флаттер или наблюдается его отсутствие.

Самохин В.Ф., Крицкий Б.С., Миргазов Р.М., Аникин В.А., Селеменев С.В. «О влиянии специальных законцовок на лопастях соосных несущих винтов на уровни шума вертолета на местности» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 36-37 (2023)

Рассматриваются результаты экспериментального исследования акустического поля вертолета соосной схемы (ВСС) в части определения изменения уровней шума вертолета, обусловленного воздействием с помощью специальных законцовок на образование концевых вихрей у лопастей соосных несущих винтов (СНВ).

Бражкин А.В., Беляев И.В. «Сравнение методов выделения тональной и широкополосной компонент шума применительно к шуму винта» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 38-39 (2023)

Шум силовой установки – один из главных источников шума самолета. В случае винтовых самолетов, включая самолеты с силовой установкой типа «открытый ротор», одним из основных источников шума самолета является шум винтов. Шум винта можно разделить на две компоненты. Первая – это тональный шум, включающий в себя шум вытеснения, вызванный конечным объемом лопастей, и шум нагрузки, связанный с приложенными к лопастям винта силами. Вторая – широкополосный шум, который связывают со случайными пульсациями давления в пограничном слое и на кромках лопастей. Таким образом, механизмы генерации этих компонент шума различны, и их исследование требует эффективных способов разделения шума винта на тональную и широкополосную компоненты. Особый интерес при этом представляют способы, позволяющие выделить тональный шум с амплитудой меньше, чем амплитуда широкополосного шума, без использования синхронизированного датчика оборотов. В данной работе выполнена программная реализация и проведено сравнение всех опубликованных на настоящий момент методов разделения шума, включая корреляционные методы и методы на основе вейвлет разложения. Сравнение проводилось как для синтетических сигналов, так и для экспериментальных данных по шуму винтов в заглушенной камере АК-2 ЦАГИ

Беляев И.В., Копьев В.Ф., Макашов С.Ю., Панкратов И.В. «Моделирование и испытания в заглушенной камере АК-2 ЦАГИ маломасштабной модели винта регионального самолета на взлетно-посадочных режимах» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 40-41 (2023)

Удовлетворение действующим и перспективным нормам по шуму на местности для региональных винтовых самолетов является сложной задачей, как на режиме взлета и набора высоты, так и на режиме посадки: уровни шума винтовых самолетов в сертификационных точках обычно оказываются выше, чем у их современных аналогов с турбовентиляторными двигателями. Так как основной вклад в шум винтовых самолетов вносят винты, это обеспечивает важность и актуальность проблемы разработки методов моделирования и снижения шума винтов. Её решение требует надежных экспериментальных данных, как по аэродинамике, так и по шуму винтов на взлетно-посадочных режимах самолета или при условиях, моделирующих эти режимы. Наиболее подходящим источником таких данных являются летные испытания; однако, они проводятся в неконтролируемых условиях (характеристики режимов работы винтов не всегда точно известны) и крайне ограничены с точки зрения модификации геометрии лопастей и других параметров винта самолета. Как следствие, большой интерес представляют испытания винтов в контролируемых условиях заглушенных (аэроакустических) экспериментальных установок, позволяющих испытывать модели винтов различной геометрии и с различными параметрами. Так как в России отсутствуют большие заглушенные установки, позволяющие проводить испытания крупномасштабных моделей винтов в потоке, практически единственным способом получения экспериментальных данных по шуму винтов в контролируемых условиях являются испытания маломасштабных моделей винтов в имеющихся заглушенных установках, в частности, в УНУ «Заглушенная камера с потоком АК-2» ФАУ ЦАГИ. Важным критерием при испытаниях маломасштабных винтов является обеспечение натурного концевого числа Маха лопасти винта, который является одним из основных параметров, определяющих шум винта. В частности, если в эксперименте обеспечивается та же скорость набегающего потока, что и скорость полета на взлетно-посадочных режимах, то скорость вращения винта должна возрасти обратно пропорционально коэффициенту масштаба винта. Для маломасштабных моделей винта это увеличение скорости вращения является существенным и требует использования специального винтового прибора, обеспечивающего одновременно высокую скорость вращения, большой крутящий момент и низкий уровень фонового шума. Такой винтовой прибор был разработан, и в данном исследовании впервые в отечественной практике проведены измерения акустических и аэродинамических характеристик маломасштабного 6-лопастного винта диаметром 0.3 м в контролируемых условиях заглушенной камеры АК-2 ЦАГИ на режимах, моделирующих взлетно-посадочные режимы регионального самолета. Полученные результаты позволили уточнить полуэмпирическую модель шума винтов и могут в дальнейшем использоваться для валидации численных методов расчета шума винтов и для поиска малошумных конфигураций винтов самолета.

Бычков О.П., Денисов С.Л., Фараносов Г.А. «Исследование влияния рассеяния волн неустойчивости на эффективность экранирования шума реактивной струи в рамках геометрической теории дифракции» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 42-44 (2023)

В данной работе, являющейся идейным продолжением работы – Денисов С.Л., Копьев В.Ф., Остриков Н.Н., Фараносов Г.А., Чернышев С.А. "Использование корреляционной модели случайных квадрупольных источников для расчета эффективности экранирования шума турбулентной струи на основе геометрической теории дифракции" // Акустический журнал, 2020, Т. 66, №5, с. 540-555, представлены результаты исследования эффекта экранирования шума турбулентной струи с учетом влияния рассеяния гидродинамических возмущений ближнего поля струи на кромках экрана, проведенного с помощью методов Геометрической Теории Дифракции (ГТД), развитых ранее. В качестве экранируемых источников шума рассматриваются мелкомасштабные турбулентные пульсации, описываемые в рамках корреляционной теории шума струи в виде распределенных на оси струи компактных квадрупольных источников. Гидродинамических пульсации ближнего поля струи аппроксимируются при помощи модели суперпозиции волновых пакетов неустойчивости Кельвина–Гельмгольца различных азимутальных чисел. При этом известным считалось распределение интенсивности возмущений первых двух доминирующих азимутальных мод на цилиндрической поверхности, окружающей струю и соосной с ней, что позволяет использовать данную поверхность в качестве поверхности Кирхгофа.

Денисов С.Л., Остриков Н.Н. «Исследования эффекта поперечной асимметрии звукового поля при экранировании шума винта» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 45-47 (2023)

Как известно, исследование эффекта экранирования авиационных некомпактных источников шума, таких как шум струи, шум вентилятора и шум винта проводятся как расчётными, так и экспериментальными методами. Было выявлено, что эффективность снижения шума экранирующей поверхностью существенно зависит как от размеров экрана, так и от его положения относительно источника шума. Причем при размещении экрана в ближнем поле источника может иметь место усиление шума, присущее как тональным, так и широкополосным источникам шума. Для тональных источников шума это усиление может сопровождаться формированием неоднородного (асимметричного в случае винта) распределением звукового поля в дальней зоне. Исследованию эффекта асимметрии при дифракции излучаемого винтом звука на близкорасположенном экране и посвящена данная работа, в которой представлены результаты экспериментальных исследований эффекта экранирования тонального шума трёхлопастного винта, выполненные в заглушенной камере АК-2.

Дмитриев В.Г., Самохин В.Ф. «Зависимость запасов в снижении уровней шума относительно норм от общих параметров магистрального самолета» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 48-49 (2023)

Представлены результаты анализа экспериментальных данных по влиянию взлетного веса, тяги СУ, тяговооруженности и удельной нагрузки на крыло на запасы в снижении уровней шума на местности относительно норм при взлете реактивных средне/дальне магистральных самолетов. Удельные характеристики – тяговооруженность и удельная нагрузка на крыло используются в качестве параметров при оценке зависимости градиентов изменения запасов от градиентов изменения параметров. Установлено, что увеличение взлетного веса самолета приводит к возрастанию запаса – в точке сбоку от ВПП (кт1), и к уменьшению запаса – в точке под траекторией взлета (кт2). И наоборот, при фиксированном взлетном весе возрастание взлетной тяги двигателей вызывает уменьшение запасов в кт1 и возрастание запасов в кт2

Дмитриев В.Г., Самохин В.Ф. «Роль планера в шуме ДМС на местности» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 50-51 (2023)

Выполнен анализ зависимости удельного приращения уровня шума самолета от посадочной массы и степени двухконтурности ТРДД. Представлен статистический метод оценки уровня шума планера реактивного самолета на режиме захода на посадку. Метод основан на использовании статистических данных о минимальных уровнях шума самолетов и об удельном приращении суммарного уровня шума. Расчетные оценки уровня шума планера апробированы на данных Airbus по самолетам А340-300 и А330-321. Выполнена расчетная оценка влияния степени двухконтурности ТРДД на соотношение между измеренным уровнем шума и уровнем шума планера, между уровнями шума планера и СУ для реактивных самолетов в диапазонах посадочных масс mпос=62–386 т и степеней двухконтурности ТРДД mдв ≈4.3–12.2.

Бычков О.П., Беляев И.В., Копьев В.Ф., Панкратов И.В., Фараносов Г.А. «Разработка и экспериментальное исследование в заглушенной камере АК-2 модели механизированного крыла с целью анализа механизмов генерации шума» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 52-53 (2023)

Для гражданских самолетов, оборудованных современными турбовентиляторными двигателями с большой степенью двухконтурности, на режиме захода на посадку существенный вклад в общий шум самолета вносит составляющая, связанная с обтеканием элементов планера: шасси и механизированного крыла. В связи с этим, изучение механизмов генерации шума элементами планера, наряду с исследованием шума двигателя, является актуальной задачей. При этом то обстоятельство, что шум обтекания планера неизбежно связан с турбулентными течениями, взаимодействующими с границами, существенно затрудняет экспериментальные исследования данного вида шума, т.к. требует достижения достаточно высоких чисел Рейнольдса для обеспечения возможности переноса результатов лабораторных исследований на натурные условия. В настоящее время в России отсутствуют экспериментальные установки, позволяющие проводить в контролируемых условиях аэроакустические испытания для полномасштабных и крупномасштабных моделей элементов конструкции планера самолета. Единственная отечественная аэроакустическая установка, пригодная для исследования шума планера – УНУ АК-2 ФАУ «ЦАГИ» – позволяет проводить акустические испытания только маломасштабных моделей. Комплексы крупномасштабных аэроакустических установок имеются в Европе (установки DNW-NWB (Германия), DNW-LLF (Нидерланды), CEPRA-19 (Франция)), США (установки NASA WT 40x80, WT 14x22), Китае (установки FL-52, FL-17, FL-10) и за последние годы на части из них специалистам акустического отделения ЦАГИ удалось провести уникальные экспериментальные исследования шума обтекания элементов планера самолета. В настоящей работе на основе анализа данных различных экспериментов показано, что для получения результатов, хотя бы по порядку величины подобных натурным в части акустических характеристик (точность ∼5–7 дБ), требуется исследование моделей в масштабе не менее 1:20–1:10 (число Рейнольдса 10⁶ и выше).

Вождаев В.В., Волков А.И., Крутов А.А., Кузин С.А., Пигусов Е.А., Черноусов В.И. «Формирование аэродинамической компоновки магистрального самолета в схеме среднеплан с двигателями большой степени двухконтурности» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 54-55 (2023)

Аэродинамическая компоновка магистрального самолета в схеме «среднеплан», предназначенного для перевозки 250 пассажиров на дальность 8500 км с крейсерским числом Маха М=0.82, выполнена со свободнонесущим стреловидным крылом повышенного удлинения, фюзеляжем с поперечным сечением в регулярной части в форме овала, состоящего из 4 дуг окружностей, и палубным однокилевым хвостовым оперением. Двигатели сверхбольшой степени двухконтурности (m=15) установлены под крылом на пилонах. Между консолями крыла и фюзеляжем располагается развитый наплыв, служащий также обтекателем ниши шасси. В работе отражены особенности формирования данной компоновки с учетом удовлетворения основным ограничениям (нормы летной годности, компоновка, конструкция, эксплуатационная технологичность и т. д.). Рассмотрены актуальные для данной компоновки вопросы проектирования механизации крыла, обеспечивающей требуемые взлетно-посадочные характеристик. Представлены результаты математического моделирования обтекания, выполненного RANS-методом, в том числе приведено сравнение расчетных аэродинамических характеристик компоновки «среднеплан» с компоновкой магистрального самолета с низко расположенным крылом под аналогичные требования, а также картины течения, демонстрирующие особенности обтекания магистрального самолета в схеме «среднеплан» на крейсерском режиме полета.

Брагин Н.Н., Болсуновский А.Л., Бузоверя Н.П., Гуревич Б.И., Заварзина Е.А., Карась О.В., Черный К.И., Чернышев И.Л. «Особенности аэродинамической компоновки схемы «Летающее крыло» с низким уровнем акустического воздействия» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 56-57 (2023)

Интегральная схема «летающее крыло» (ЛК) считается альтернативой наступившего века существующим традиционным компоновкам дальнемагистральных самолетов (ДМС). Несмотря на длинный перечень недостатков, пассажирские самолеты в схеме ЛК обладают потенциально тремя серьезными достоинствами: высоким аэродинамическим качеством, благоприятным распределением нагрузки вдоль размаха и малым уровнем воспринимаемого на земле шума вследствие экранирования расположенных сверху двигателей планером самолета. В течение последних лет в ЦАГИ рассматривается ДМС ЛК умеренной пассажировместимости на ∼200–300 пассажиров. Были изучены различные компоновки с точки зрения размещения пассажиров, расположения двигателей, архитектуры системы управления и т. д. Изготовлены и испытаны две аэродинамические модели – ЛК-2011 однопалубной схемы и ЛК-2020 гибридной схемы, последняя была испытана не только в Т-106, но и в Т-128. В настоящей работе приведены результаты расчетных исследований по разработке новой аэродинамической интегральной компоновки ЛК-2023 (ИСУ-250) с передним горизонтальным оперением (ПГО) на вытянутом вперед фюзеляже. Идея установки ПГО заключается в намерении устранить “заброс” в моментных характеристиках за счет срыва на ПГО. В идеале срыв на ПГО и на консолях должны проходить одновременно во всем диапазоне скоростей.

Судаков В.Г., Щеглов А.С. «Использование мультипольного разложения для задач распространения звукового удара от СПС» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 58-59 (2023)

Проектирование гражданского сверхзвукового самолета требует оценки громкости звукового удара (ЗУ) у поверхности земли, т.е. на большом расстоянии от летательного аппарата. Для расчета характеристик ЗУ необходимо определять сигнатуры избыточного давления, генерируемые самолетом. В настоящее время одним из наиболее часто употребляемых подходов является проведение численного моделирования в ближнем возмущенном поле в рамках уравнений Эйлера или Рейнольдса, а затем использование полученных распределений избыточного давления для моделирования распространения ЗУ в атмосфере на основе классической квазилинейной теории или на основе дополненного уравнения Бюргерса. Для корректного расчета распространения ЗУ начальное распределение следует брать на таком удалении от обтекаемого тела, где оно локально осесимметрично с пренебрежимо малым поперечным течением. Для реальных компоновок самолетов с крылом, воздухозаборниками и другими особенностями эти условия могут быть обычно удовлетворены на расстояниях больше пяти длин самолета L. Однако, параметрические расчеты полной трехмерной компоновки в рамках уравнений Рейнольдса с определением возмущений давления, которые малы по сравнению с величинами в набегающем потоке, на расстоянии 5–10L является процедурой, требующей большой точности и очень существенных вычислительных ресурсов. Чтобы уменьшить погрешность расчета и уменьшить расстояние, на котором необходимо определить начальное избыточное давление для задачи распространения ЗУ, можно применить трехслойную процедуру. В этом случае избыточное давление можно брать на более близких расстояниях от летательного аппарата, потом применить процедуру коррекции этой эпюры для учета поперечного течения, а затем скорректированные возмущения использовать для задачи распространения звукового удара до земли. В настоящей работе для этой цели разработан метод расчета ЗУ от сверхзвукового пассажирского самолета (СПС) с использованиеммультипольного разложения. Выполнено обобщение способа решения интегральных уравнений, возникающих при мультипольном разложении, разработан алгоритм для мультипольной коррекции сигнатур звукового удара, получаемых в численных расчетах ближнего возмущенного поля. Проведено сравнение интенсивности звукового удара для простых тел с использованием мультипольного разложения и без него, а также с использованием интеграла Жилина.

Валишина А.А., Гареев Л.Р., Веденеев В.В. «Моделирование воздействия звукового удара на сооружение» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 60-61 (2023)

Проведен расчёт динамического воздействия звукового удара на трехэтажное здание и проанализированы основные факторы, влияющие на экранирование звукового удара окном. Построена конечно-элементная модель (КЭМ) здания. В этом здании проводились измерения акустического давления и виброускорений стен и стёкол, вызванных звуковым ударом и его экранированием при пролётах над ним сверхзвукового самолёта. Измеренное ранее в эксперименте акустическое давление вне здания, вызванное звуковым ударом, было задано в расчётной модели в виде косой ударной волны, имеющей угол наклона и скорость движения, определяемые движением самолёта. Для конечных элементов, моделирующих элементы здания, решались уравнения линейной теории оболочек Миндлина. Для элементов, моделирующих акустическую среду, решалось волновое уравнение, свойства среды были приняты равными свойствам воздуха при нормальных условиях.

Пахов В.В., Кусюмов А.Н., Степанов Р.П., Батраков А.С., Ходакова Д.Е. «Интегральные аэродинамические и аэроакустические характеристики моделей винтов с различной геометрией лопастей» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 62-63 (2023)

Представлены результаты экспериментальных исследований аэродинамических и аэроакустических характеристик трех четырехлопастных моделей винтов. Лопасти всех трех винтов имеют одинаковый профильный набор, но различную форму в плане. Форма лопасти в плане винта КП-1 – параболическая трапеция, КП-2 – параболическая трапеция с полукруглым загибом на конце лопасти, КП-3 – саблевидная.

Храмцов И.В., Копьев В.Ф., Черенкова Е.С., Зайцев М.Ю., Берсенев Ю.В., Ершов В.В., Кустов О.Ю., Бульбович Р.В. «Исследование акустических и аэродинамических характеристик гофрированных сопел» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 64 (2023)

Экспериментально исследуется возможность снижения шума дозвуковой турбулентной струи за счет использования гофрированной формы сечения сопла. Рассматривались гофрированные сопла с числом гофров от 6 до 12 различной высоты. Эксперименты проводились в двух заглушенных камерах: заглушенной камере с аэродинамическими источниками шума Лаборатории механизмов генерации шума и модального анализа ПНИПУ и заглушенной камере с потоком АК-2 ЦАГИ. Результаты, полученные в двух заглушенных камерах, имеют хорошее соответствие. Увеличение амплитуды гофров при сохранении площади выходного сечения сопла и скорости истечения усиливает эффект снижения шума турбулентной струи. Увеличение количества лепестков приводит к расширению частотного диапазона снижения шума. Максимальный достигнутый эффект для сопла с 12 гофрами высотой 4.5 мм составляет 2–3 дБ в диапазоне частот 100–20 000 Гц. Использование различных устройств по снижению шума струй приводит к увеличению потерь тяги. Оценка потерь тяги в соплах производилась с помощью RANS расчета в Ansys Fluent. Проведены параметрические расчеты расходно-тяговых характеристик для базового конического и гофрированных сопел при различных скоростях истечения струи. С ростом числа лепестков и их размеров происходит увеличение потерь тяги. Максимальное приращение потерь относительно конического сопла наблюдается для сопла с 12 гофрами и высотой 4.5 мм и составляет 0.5%.

Аксенов А.А., Шапоренко Е.В., Тимушев С.Ф., Клименко Д.В. «Влияние интерференции винтов мультикоптера на излучаемую звуковую мощность ЧСЛ» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 65-66 (2023)

Мультикоптеры малой грузоподъемности в настоящее время широко используются в коммерческой и другой деятельности. Начинает разрабатываться законодательство по ограничению шума мультикоптеров, и низкий уровень шума мультикоптера с винтовыми движителями становится важным конкурентным фактором. Это требует развития методов вычислительной аэроакустики в сочетании с системами автоматизированного проектирования дронов, включая винтовые движители. Применение метода декомпозиции вихревой и акустической мод в дозвуковом изоэнтропийном течении, позволяет учесть факторы неоднородности потока и интерференции роторов и влияние рамы на шумоизлучение

Чичерина А.Д. «Расчет аэроупругого движения лопасти вертолета методом дискретных вихрей» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 69-70 (2023)

Рассмотрено трехмерное нестационарное обтекание упругого тела идеальной несжимаемой жидкостью. Для нахождения аэродинамических сил и моментов, действующих на тело, используется метод дискретных вихрей.

Замтфорт Б.С. «Новые подходы к снижению шума СДС на режимах взлета и набора высоты» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 71-72 (2023)

СДС рассчитан на 8 пассажиров и взлетную массу ≈55 т. СДС будет выполнять полеты над водой со скоростью ≈1.4М и М≈1.0–1.2 над сушей. Рассматриваются следующие системы снижения уровня шума (УШ): процедура запрограммированного снижения тяги (ПЗСТ) для сертификации по шуму СДС; система управления закрылками и система ускорения – все они могут быть объединены в единую ПЗСТ.

Кажан А.В., Каравосов Р.К., Самохин В.Ф., Сорокина А.А. «Сравнительный анализ результатов расчетных и экспериментальных исследований малошумного сопла» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 73-74 (2023)

В рамках работ по формированию новой аэродинамической компоновки и разработки комплекса технических решений в обеспечение акустической незаметности на местности на удалении более 500 метров летательного аппарата (ЛА) для оценки эффективности применения новых технических решений проведены расчетные и экспериментальные исследования хвостовой части летательного аппарата с двумя вариантами сопла. Сопло в обоих вариантах размещается между V-образным оперением, для эжектирования внешнего воздуха между соплом и рулем высоты организована щель. Данное проектировочное решение предполагает снижение скорости реактивной струи и экранирование шума элементами планера. Первый вариант представляет плоское прямоугольное сопло большого удлинения с соотношением сторон 1:10 с разделением струи за счет перегородок внутри сопла. Второй вариант сопла выполнен с разделением круглой осесимметричной струи на 5 осесимметричных струй меньшего диаметра, разнесенных по ширине сопла, также увеличено расстояние от нижней кромки сопла до верхней поверхности руля высоты.

Копьев В.Ф., Остриков Н.Н. «Проблемы достижения эффективной работы ЗПК в каналах авиадвигателей» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 77-80 (2023)

По мере ужесточения норм ИКАО по шуму магистральных самолетов на местности возникает необходимость повышения эффективности работы звукопоглощающих конструкций (ЗПК), устанавливаемых в тракты авиадвигателей. При этом необходимо понимать, что ИКАО повышает уровни снижения шума тогда, когда появляются новые технологии, позволяющие осуществлять дополнительное снижение шума самолета на местности к уже достигнутому. Кроме необходимости удовлетворения нормам ИКАО, существует понятие конкурентоспособности самолета по акустическим характеристикам, согласно которому создающийся самолет должен обладать не худшими акустическими характеристиками, чем его прямые конкуренты. В целом, проблема разработки эффективных ЗПК для перспективных двигателей является комплексной и достаточно сложной проблемой, решение которой требует, в том числе, привлечения специалистов по технологическим процессам их изготовления.

Остриков Н.Н., Яковец М.А., Денисов С.Л. «О проблеме точности извлечения импеданса ЗПК вблизи оптимальных значений канала установки «Интерферометр с потоком» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 81-84 (2023)

Установка типа «Интерферометр с потоком» предназначена для измерения зависимости импеданса ЗПК от скорости скользящего потока. Структура и принцип работы всех таких установок одинаков: рабочая часть установки представляет собой длинный узкий канал прямоугольного сечения, плоский испытательный образец помещается заподлицо боковой стенки канала, а извлечение импеданса основано на характеристиках звукового поля в канале, полученных с помощью микрофонов, установленных заподлицо стенки канала противоположной стенке, на которой установлен образец. При этом звук в канале создается с помощью динамиков, расположенных на конце(ах) канала, а создание потока в канале может основываться на различных принципах, в частности, на установке ЦАГИ с помощью вентиляторов создается поток, всасывающийся в канал. Поперечные размеры канала обычно выбирается из условия обеспечения одномодового распространения звука в интересующей области частот для случая всех жестких стенок канала, т. е. когда испытуемый образец отсутствует. Установка ЦАГИ имеет квадратное сечение размерами 40×40 мм². 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. Если математическая модель распространения звука в канале выбрана, то поиск искомого импеданса осуществляется с помощью минимизации целевой функции, которая выражает отклонение расчетного (определяется на основе решения прямой задачи с некоторым значением импеданса) и измеренного акустического давления в точках расположения микрофонов. К настоящему времени в ЦАГИ разработаны и используется несколько методов извлечения импеданса ЗПК, основанных на различных математических моделях распространения звука, в том числе, учитывающих эффект прохождения волн через разрыв импеданса и эффект неоднородности потока в канале установки. Практика извлечения импеданса различных образцов ЗПК на установке «Интерферометр с потоком» показывает, что в случаях, когда искомая величина находится на некоторой частоте вблизи оптимального значения для канала установки, то все методы извлечения импеданса резко теряют точность. Это имеет место не только при наличии потока, но и в самом простом случае, когда поток в канале установки отсутствует. В этих случаях целевая функция обладает сразу несколькими локальными минимумами, имеющими приблизительно одинаковую «глубину», причем один локальный минимум всегда имеет наибольшую «глубину» (этот случай соответствует решению задачи), который приходится искать практически вручную, перебирая различные стартовые значения. Оптимальным значением импеданса облицовки любого канала на некоторой частоте называется значение, при котором наблюдается наибольшее затухание звука при данном модальном составе звукового поля. Это значение зависит от формы канала, частоты, скорости потока, его профиля, а, главное, от модального состава звукового поля в канале. Ранее было показано, что, несмотря на то, что размеры канала подбираются из условия одномодового распространения звука при условии жестких стенок канала, при наличии импедансной облицовки возможно двумодовое распространение звука, когда значения импеданса близки к соответствующему двойному корню характеристического уравнения. В этом случае затухание в канале определяется звуковой модой, имеющей наименьшее затухание, а наибольшее затухание звука имеет место, когда на данной частоте импеданс облицовки точно соответствует двойному корню. Другими словами, оптимальный импеданс для канала установки «Интерферометр с потоком» в точности всегда соответствует случаю слияния корней характеристического уравнения. Если импеданс испытываемого образца ЗПК находится на некоторой частоте вблизи оптимального значения, то в канале установки «Интерферометр с потоком» наблюдается очень сильное затухание звука. При этом уровни звукового давления, регистрируемые на установленных микрофонах, оказываются превышающими уровень фонового шума только для очень небольшого числа микрофонов, установленных вблизи стыка образца со стороны генерации звука динамиками. Тем самым, для извлечения импеданса оказывается пригодным существенно меньшее число микрофонов, чем для других ситуаций. До сих пор считалось, что это является единственной причиной снижения точности извлечения импеданса в этих случаях. При этом в качестве способа нивелирования этой причины рассматривалось увеличение числа микрофонов, устанавливаемых вблизи стыков образца, и снижение фонового шума за счет увеличения жесткости стенок канала, снижающих их вибрации. Указанная причина является реальной, но результаты настоящей работы показали, что она является не единственной. Теоретический анализ, проведенный в настоящей работе для самого простого случая отсутствия потока в канале установки, выявил достаточно нетривиальную картину звукового поля в канале установки «Интерферометр с потоком» в случаях, когда импеданс испытуемого образца ЗПК находится вблизи оптимального значения для канала установки. Вначале была построена упрощенная модель прохождения звука через разрыв импеданса, основанная на сращивании звуковых полей, а также проведен достаточно несложный теоретический анализ. Они показали, что в рассматриваемых случаях звуковое поле в канале состоит из двух мод, имеющих приблизительно противоположные комплексные амплитуды с очень большим значением модуля, причем суперпозиция двух мод дает конечное звуковое поле. Более того, чем ближе импеданс ЗПК к оптимальному значению, тем больше амплитуда этих мод, а в пределе они стремятся к бесконечности, но их суперпозиция остается конечной. Другими словами, модальный состав звукового поля оказывается в этих случаях в некотором смысле сингулярным. Далее эта особенность была подтверждена с помощью использования точного аналитического решения о прохождении звуковых мод через разрыв импеданса. Анализ звукового поля, реализуемого на микрофонах, установленных напротив испытуемого образца, показал достаточно низкую его чувствительность к вариациям импеданса вблизи оптимального значения. Другими словами, для этих значений импеданса наблюдается потеря чувствительности метода измерений. Причиной этого выступает то обстоятельство, что в этих случаях обе моды имеют очень близкие значения осевых комплексных волновых чисел при наличии очень больших противоположных амплитуд. Это приводит к тому, что звуковое поле на микрофонах установки слабо варьируется за счет величин «второго порядка малости» при изменении значений импеданса. К сожалению, это врожденный недостаток способа измерений, когда испытуемый образец и микрофоны устанавливаются на противоположных стенках канала. Таким образом, для повышения чувствительности процедуры измерений импеданса в этих случаях необходимо разработать новые способы получения дополнительной информации о звуковом поле в канале установки.

Денисов С.Л., Остриков Н.Н., Ипатов М.С., Яковец М.А. «Влияние числа и положения микрофонов на извлечение импеданса на установках типа «Интерферометр с потоком»» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 85-87 (2023)

Установки типа «Интерферометр с потоком» являются одними из широко используемых экспериментальных стендов для исследования распространения звуковых волн в каналах, но, прежде всего, для решения задачи определения импеданса звукопоглощающих конструкций (ЗПК) как при наличии воздушного потока, так и при его отсутствии. Конструктивно установка типа «Интерферометр с потоком» представляет собой длинный канал прямоугольного или квадратного сечения с акустически жёсткими стенками, в котором распространяется звуковая волна определённой частоты и пространственного распределения (чаще всего рассматривают одномодовое распространение звука на поршневой моде), при этом в канале установки может распространяться скользящий вдоль стенок воздушный поток. В одной из стенок установки устанавливается исследуемый образец ЗПК, а на противоположной стенке заподлицо устанавливаются микрофоны, измеряющие уровни звукового давления в канале. Задача определения импеданса ЗПК опирается на решение обратной задачи о распространении звука в канале установки и использует в качестве входных данных результаты измерения уровней звукового давления, полученные с помощью микрофонов. По мере увеличения опыта проводимых исследований на установках типа «Интерферометр с потоком» было установлено, что значения импеданса, извлекаемые на различных установках различными методами для одних и тех же образцов, отличаются друг от друга. Различие зависит как от используемых методов извлечения, так и от конструктивных особенностей установок типа «Интерферометр с потоком» на которых проводятся экспериментальные исследования. Интересно отметить, что эти различия возникают как при наличии воздушного потока, так и при его отсутствии, причем наибольшие различия наблюдались на частотах настройки ЗПК. Таким образом, проблема извлечения импеданса ЗПК зависит как от используемого метода извлечения, так и от результатов измерений, который, в свою очередь зависят от конструкции установки типа «Интерферометр с потоком», числа микрофонов и их расположения в канале установки. Представлены результаты исследования влияния числа и местоположения микрофонов на извлекаемые значения импеданса на установках типа «Интерферометр с потоком» на примере однослойных ЗПК, причем извлечение импеданса проводится как при наличии спутного воздушного потока, так и при его отсутствии. Сравнительный анализ проводится для двух установок типа «Интерферометр с потоком» – установки ЦАГИ и установки NASA GFIT (Grazing Flow Impedance Tube). Данные для установки NASA GFIT были предоставлены ведущим специалистом NASA в области разработки ЗПК Майком Джонсом (Mike Jones) в рамках проекта IFAR (International Forum for Aviation Research). В качестве методов извлечения импеданса использовались метод ЦАГИ (решение линеаризованного уравнения Эйлера в двумерной и трёхмерной постановках с граничными условиями третьего рода) и методы NASA (методы Прони и метод решения конвективного волнового уравнения с граничными условиями Ингарда–Маейрса). Анализ полученных результатов показал, что использование различного числа микрофонов, располагаемых на разных стенках установки типа «Интерферометр с потоком» приводит к несколько отличным значениям импеданса, как для двумерной, так и для трёхмерной геометрии канала. Было получено, что при отсутствии потока извлечение импеданса, выполняемое с использованием двумерной и трёхмерной геометрий канала, приводит к количественно близким результатам, причем значения импеданса, полученные для установок ЦАГИ и NASA, близки друг к другу. При наличии потока наблюдается различие значений импеданса, извлеченных для двумерной и трехмерной геометрий канала. Также сравнение извлеченных значений импеданса, полученного на различных установках и различными методами при наличии воздушного потока, показало, зависимость значений действительной и мнимой частей импеданса от метода извлечения и частоты.

Ипатов М.С., Остриков Н.Н., Яковец М.А. «О влиянии дренажа на характеристики ЗПК» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 88-90 (2023)

Вентилятор авиационного двигателя является доминирующим источником шума современного магистрального самолета, и поэтому снижение шума вентилятора с помощью установки звукопоглощающих конструкций (ЗПК) в тракты авиадвигателей является одним из необходимых условий удовлетворения самолетом норм по шуму на местности. Самыми распространенными являются сотовые ЗПК резонансного типа, настроенные на глушение наиболее энергонесущих звуковых вращающихся азимутальных мод, создаваемых вентилятором в каналах. Эффективность работы ЗПК определяется точностью настройки его параметров. Насколько точно удается определить зависимость импеданса ЗПК от управляющих параметров (геометрические параметры, параметры потока, спектр и уровень звукового давления и пр.), настолько точно удается настроить параметры ЗПК на условия их работы в авиадвигателе. Определение и настройка импеданса ЗПК на максимальное звукопоглощение осуществляется на установках типа «Интерферометр нормального падения» и «Интерферометр с потоком», при этом используемые сотовые образцы ЗПК как правило имеют упрощенную структуру по сравнению с реальными панелями ЗПК на двигателях: их геометрические параметры более однородны от ячейки к ячейке, отсутствует кривизна поверхности и дренажные отверстия. Последнее упрощение может быть существенным, поскольку при наличии дренажа имеется акустическая связь между соседними ячейками, и нарушается гипотеза о локально реагирующих свойствах ЗПК. Настоящая работа посвящена экспериментальному сравнительному исследованию влияния наличия дренажных отверстий на значение импеданса звукопоглощающей конструкции при измерении его с помощью портативной импедансной трубы и на установке «Интерферометр с потоком» (ИсП).

Милешин В.И., Россихин А.А. «Использование гармонических методов для расчета тонального шума лопаточных машин» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 92-93 (2023)

При разработке авиационных двигателей для гражданской авиации существенной проблемой является обеспечение низких уровней шума на местности и в салоне самолета. Наиболее значительной компонентой шума является тональный шум вентилятора. На некоторых режимах работы двигателя существенный вклад в шум может вносить также взаимодействие между венцами в подпорных ступенях компрессора низкого давление и в турбине низкого давления. Поэтому при проектировании перспективных авиационных двигателей важно иметь эффективные и достаточно точные методы оценки шума лопаточных машин. В ЦИАМ разработан численный метод 3D расчета тонального шума лопаточных машин в ближнем и дальнем поле. Метод основан на разложении нестационарного трёхмерного вязкого потока в системе отсчета лопаточного венца на две части: на стационарный неоднородный трёхмерный вязкий поток и нестационарные трёхмерные возмущения. Невязкие уравнения для возмущений решаются с использованием численных схем высокого порядка, хорошо зарекомендовавших себя при проведении исследований в области вычислительной акустики. В рамках численного метода дискретизация по пространству построена на основе метода конечных объемов. Для аппроксимации потоков может использоваться обобщенная на метод конечных объемов DRP схема (Dispersion Relation Preserving Scheme) четвертого порядка. Также могут использоваться схемы второго, шестого и десятого порядка. При проведении расчета можно выбирать порядок схемы. Для дискретизации уравнений по времени используется шестишаговая схема Рунге–Кутты типа HALE-RK (High-accuracy large-step explicit Runge–Kutta) четвертого порядка. Для расчета акустических характеристик в дальнем поле используется метод, основанный на уравнении Фокс Вильямса–Хоукингса. Проведение нестационарного расчета допускается как во временной, так и в частотной области. В первом случае производится непосредственное решение дискретизированных уравнений в течение заданного числа шагов по времени. Во втором случае решение ищется в видеконечного набора полей гармоник некоторой базовой частоты, достаточного для описания эволюции течения во времени. При этом нестационарная задача сводится к стационарной задаче для набора коэффициентов Фурье. Для целого ряда задач, метод расчета в частотной области обеспечивает более быструю сходимость решения. Для расчета нестационарного взаимодействия между венцами многоступенчатой турбомашины используется подход, основанный на разложении поля течения на гармонические фрагменты – совокупности возмущений поля течения имеющих одинаковую частоту и фазовый сдвиг между границами межлопаточного канала. Рассматриваемый численный метод использовался для расчета тонального шума различных типов вентиляторов, турбин низкого давления, открытых роторов и подпорных ступеней компрессоров низкого давления. В рамках представляемой работы описывается применение разработанного метода для расчета тонального шума первых двух подпорных ступеней компрессора низкого давления на режиме «посадка». Ступени имеют одинаковые числа лопаток в рабочих колесах и направляющих аппаратах, поэтому для рассматриваемой турбомашины можно проводить исследование влияния клокинг-эффекта на тональный шум. Исследование выполнено с помощью метода расчета в частотной области с использованием подхода, основанного на представлении поля течения в виде совокупности гармонических фрагментов. Получены поля пульсаций в тракте двигателя и диаграммы направленности шума в дальнем поле. Последние были сопоставлены с результатами эксперимента, проведенного в ЦИАМ. Показано удовлетворительное соответствие между расчетными и экспериментальными данными.

Ипатов М.С., Остриков Н.Н. «Влияние турбулентности потока на характеристики распространения звука в канале установки «Интерферометр с потоком»» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 94-95 (2023)

В настоящее время наблюдается сильное несоответствие на установках типа «Интерферометр с потоком» при применении всех методов извлечения импеданса – значения импеданса, полученные при распространении звука по потоку, сильно отличаются от значений импеданса, полученных при распространении звука против потока. Данное рассогласование влияет на эффективность проектирования системы шумоглушения авиационного двигателя в целом, так как ЗПК работают в условиях распространения шума от источника – вентилятора против потока воздуха в воздухозаборнике и по потоку воздуха в канале наружного контура.

Башкатов В.В., Остриков Н.Н. «Особенности использования метода конечных элементов при генерации звуковых мод в каналах и при обеспечении условия Зоммерфельда на границах расчетной области» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 96-98 (2023)

Одним из основных источников шума современного пассажирского самолета является вентилятор двухконтурного турбореактивного авиационного двигателя, а наиболее эффективным способом снижения его шума 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. Для настройки параметров ЗПК на максимальное снижение шума необходимо знать звуковое поле, создаваемое каждой генерируемой вентилятором распространяющейся звуковой модой, как в самом канале, так и дальнем поле. Однако реальные каналы авиадвигателя имеют достаточно сложную геометрическую форму, из-за чего расчет звукового поля становится невозможным без использования численных методов. Наиболее эффективным численным методом решения задач о распространении звука в каналах с потоком является в настоящее время метод конечных элементов (МКЭ).

Башкатов В.В., Остриков Н.Н. «Анализ особенностей трансформации звуковых мод при их распространении в различных каналах переменного сечения с потоком на основе численного моделирования с помощью метода конечных элементов» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 99-101 (2023)

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. Для настройки параметров ЗПК на максимальное снижение шума необходимо знать модальный состав звукового поля в канале авиационного двигателя.

Яковец М.А., Остриков Н.Н. «Приближенный метод оценки характеристик звука, распространяющегося в подковообразных каналах с потоком и импедансными стенками» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 102-104 (2023)

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 расчете эффективности ЗПК в наружном контуре ТРДД в отечественной практике до сих пор использовались упрощающие модели, например, модель «длинного» канала, в которой канал наружного контура с пилоном заменяется на кольцевой либо плоский канал. Такое упрощение снижает точность расчетов, а значит и эффективность работы ЗПК. Кроме того, оно не позволяет оптимизировать ЗПК на пилоне и непосредственно ответить на вопрос о необходимости облицовки пилона. Ранее проведено теоретическое исследование особенностей распространения звука в облицованном подковообразном канале, моделирующем наружный канал авиадвигателя. В результате исследования определены случаи, в которых допускается разделение переменных, то есть возможно непосредственное аналитическое решение для собственных мод, получен вид волноводных мод. Найдены характеристические уравнения данного канала, которым удовлетворяют собственные значения, являющиеся азимутальными и радиальными волновыми числами. Проведено исследование осевых волновых чисел, характеризующих эффективность облицовки ЗПК, при разных значениях импеданса при наличии и отсутствии ЗПК на пилоне. В итоге показано существенное влияние импеданса ЗПК на пилоне на значение мнимой части осевых волновых чисел для мод различного порядка. Подход, примененный ранее требует значительных вычислительных ресурсов при проведении комплексных многопараметрических расчетов оптимизации ЗПК. В настоящей работе исследуется вопрос возможности модификации этого подхода с заменой подковообразной геометрии на канал прямоугольного сечения. Данная упрощенная модель является промежуточным звеном между моделью «длинного» канала и полным расчетом распространения звука в трехмерном неосесиметричном канале, и позволяет учесть влияние ЗПК на стенках пилона на осевые волновые числа мод различного порядка. Проведено сравнительное исследование отклонения волновых чисел приближенного подхода от точных значений. Получено, что при учете наименее затухающих мод (наиболее сильно влияющих на эффективность ЗПК в канале наружного контура) новый метод показал точность 0.3% для реальной части и 6% для мнимой части волновых чисел в случае облицовки только стенок пилона. В случае облицовки всех стенок канала среднее отклонение составило 0.4% для реальной части и 2.1% для мнимой части волновых чисел.

Пальчиковский В.В., Кузнецов А.А., Корин И.А., Сорокин Е.В., Храмцов И.В., Кустов О.Ю. «Верификация алгоритма расчета распространения звука в канале с импедансной стенкой с учетом изменения звукового давления вдоль канала» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 105 (2023)

Хорошо известно о зависимости импеданса звукопоглощающих конструкций (ЗПК) от уровней звукового давления (УЗД) и скорости скользящего потока в канале. Данные величины являются переменными по длине ЗПК, однако часто расчеты проводятся для постоянных значений импеданса, определенных для некоторых осредненных УЗД и скоростей скользящего потока. Ранее авторами предложен итерационный алгоритм учета переменности импеданса при распространении звука в облицованном канале с потоком. В той же работе показана сходимость алгоритма к одному решению независимо от выбранного начального распределения УЗД вдоль ЗПК. В настоящей работе выполнялась верификация алгоритма по результатам измерений акустического давления в интерферометре с потоком при разных образцах ЗПК. Распространение звука в канале интерферометра с потоком и стенкой с переменным импедансом моделировалось на основе решения уравнений Эйлера в пакете конечно-элементного анализа COMSOL Multiphysics в трехмерной постановке. Использовались зависимости импеданса от УЗД и скорости потока в локальных точках образца ЗПК на основе ряда полуэмпирических моделей импеданса. Расчеты проводились в диапазоне частот 500–3500 Гц. В точках, соответствующих положению микрофонов, сравнивались расчетные и экспериментальные значения акустического давления. Для ряда частот отмечено хорошее согласование результатов расчетов и экспериментов.

Яковец М.А., Ипатов М.С., Остриков Н.Н. «Экспериментальное исследование трансформации звуковых мод при распространении из цилиндрического в прямоугольный канал» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 106-108 (2023)

Доминирующим источником шума двигателей сверхзвуковых пассажирских самолетов на взлетно-посадочных режимах полета является реактивная струя, и поэтому снижение шума высокоскоростных струй составляет основную проблему снижения шума самолетов этого типа. При выполнении оценок шума на местности сверхзвуковых самолетов обычно учитывают только шум реактивных струй, полагая, что шум вентилятора двигателя, являющийся в данном случае вторым по значимости источником шума самолета, подавлен с помощью использования тех или иных традиционных способов снижения шума вентиляторов. Наиболее эффективным способом снижения шума вентилятора является установка в тракты двигателя звукопоглощающих конструкций (ЗПК). В отличие от современных двигателей с высокой степенью двухконтурности, устанавливаемых на дозвуковые самолеты и имеющих относительно малую длину воздухозаборника, двигатели сверхзвуковых самолетов оснащаются длинными воздухозаборниками. Поэтому, несмотря на то, что полностью отсутствует опыт установки ЗПК в воздухозаборники двигателей сверхзвуковых самолетов, априори считается, что большая длина их воздухозаборников автоматически обеспечит высокую эффективность работы ЗПК. В настоящей работе проводится анализ проблем использования ЗПК для снижения шума вентилятора двигателя сверхзвуковых самолетов, излучаемого через воздухозаборник в переднюю полусферу.

Берсенев Ю.В., Ипатов М.С., Остриков Н.Н., Яковец М.А. «Исследование модального состава звукового поля в канале установки АК-13 при отсутствии потока с помощью многомикрофонных решеток» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 109-111 (2023)

Установка АК-13 предназначена для измерения частотных характеристик затухания звука в канале (эффективность работы) при наличии ЗПК в зависимости от их геометрических характеристик, способа установки в канале, скорости скользящего потока в канале и уровней звукового давления. Эффективность работы образцов ЗПК выражается в децибелах и определяется как потеря уровня звукового давления после прохождения звуковых волн через участок канала, на стенках которого установлены исследуемые образцы. На установке АК-13 для измерения эффективности работы ЗПК реализован метод двух реверберационных камер, между которыми располагается канал. Настоящая работа посвящена исследованию модального состава звукового поля в канале установки АК-13 с помощью многомикровонных решеток (48 микрофонов) в зависимости от частоты сгенерированного сигнала, с целью проверить, что наличие диффузионного поля во входной реверберационной камере обеспечивает многомодовое распространение звука в канале установки, необходимое для моделирования канала наружного контура авиационного двигателя, ранее это не проверялось на практике.

Пальчиковский В.В., Корин И.А., Сорокин Е.В., Кузнецов А.А., Бульбович Р.В., Павлоградский В.В. «Исследование работы интерферометра с вращающимися звуковыми волнами при отсутствии потока» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 112-113 (2023)

Для испытаний образцов ЗПК в условиях вращающегося звукового поля в Центре акустических исследований ПНИПУ спроектирована и изготовлена экспериментальная установка. Установка представляет собой канал круглого сечения диаметром 230 мм и длиной 2500 мм. Вращающееся звуковое поле в канале генерируется 8 акустическими драйверами, расположенными по окружности в одном сечении с равным шагом. Секция под установку цилиндрического образца ЗПК позволяет использовать образцы с длиной рабочей части 400 мм и толщиной до 100 мм. Звуковое поле в канале измеряется в двух секциях – до и после образца ЗПК. Каждая секция содержит 38 микрофонов, расположенных в виде кругового и осевого массивов.

Денисов С.Л., Ипатов М.С. «Исследования звукопоглощающих конструкций на установках типа «Интерферометр с потоком» с помощью метода последовательностей максимальной длины» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 114-116 (2023)

На установках типа «Интерферометр с потоком» проводится широкий спектр исследований как процессов распространения звука в каналах, так и методов извлечения импеданса звукопоглощающих конструкций (ЗПК) как при наличии воздушного потока, так и при его отсутствии. Результаты данных исследований играют важную роль как с прикладной точки зрения выбора параметров ЗПК для решений задач снижения шума при распространении звука в канале, так и с фундаментальной, например, влияние скорости и направления распространения воздушного потока на распространение звука, взаимодействие потока с акустическими возмущениями. Таким образом, развитие и совершенствование экспериментальных методов исследования распространения звука на установках типа «Интерферометр с потоком» представляет интерес как с прикладной, так и с фундаментальной точек зрения. В данной работе предпринята попытка обобщения методов и подходов, развитых ранее, на случай анализа распространения звука в каналах установки типа «Интерферометр с потоком» с помощью МЛС-эксперимента.

Ипатов М.С., Остриков Н.Н., Яковец М.А. «Метод контроля качества изготовленных ЗПК для авиадвигателей с помощью переносного интерферометра» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 117-120 (2023)

Одним из способов снижения шума авиационного двигателя, в частности, вентилятора как одного из доминирующих источников является установка звукопоглощающих конструкций в воздухозаборнике и канале наружного контура двигателя. По средствам настройки и варьирования геометрическими параметрами ЗПК обеспечивается максимальная эффективность системы шумоглушения авиационного двигателя в контрольных точках на местности. Соответственно, большое значение в эффективности системы шумоглушения авиационного двигателя имеет качество изготовленных звукопоглощающих конструкций. Данная работа посвящена разработке метода контроля качества изготовленных панелей ЗПК для авиационных двигателей. Ненадлежащее качество изготовления ЗПК может приводить к следующим дефектам, напрямую влияющим на их акустические характеристики: отличие диаметра отверстий перфорированных листов от установленных значений, полная или частичная заклейка отверстий перфорированных листов, полное или частичное закрашивание отверстий перфорированных листов, сглаживание острых краев отверстий перфорированных листов при закрашивании или при склеивании перфорированных листов и состоблоков, некруглая форма отверстий перфорированных листов, не полностью просверленные отверстия или отверстия частично перекрытые вырывами нижнего слоя композитной панели, образующиеся при сверлении. Каждый из перечисленных выше дефектов, реализованный при изготовлении на отдельных отверстиях перфорированных панелей, изменяет импеданс ЗПК, причем это приводит к увеличению степени неоднородности акустических характеристик, измеряемых с помощью портативного интерферометра в различных точках измерений.

Молод М.В., Максименков В.И., Федосеев В.И. «Конструктивные особенности гофровых конструкций» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 121-122 (2023)

Впервые гофровые конструкции начали применяться в качестве конструктивных элементов самолетов. Так, в отечественных и зарубежных конструкциях летательных аппаратов – это полы, перегородки, панели. Несколько позже гофровые конструкции стали применяться в качестве панелей шумоглушения. Сравнивая их с сотовыми конструкциями, можно отметить, что по эффективности шумоглушения они практически близки. Что касается технологии изготовления, то следует отметить, что трудоемкость изготовления гофровой конструкции значительно меньше сотовой. Технологический процесс изготовления гофрового заполнителя – это формообразование в штампах или метод прокатки. Выбор метода изготовления гофрового заполнителя осуществляется с учетом геометрических требований к конструкции. Наиболее точный метод – это формообразование в штампах. В результате проведенных исследований, решая вопросы весового совершенства, был разработан гофровый заполнитель облегченной двухслойной конструкции. В отличие от существующих конструкций в нём заложена возможность использования его в агрегатах имеющих двойную кривизну, что раскрывает возможности применения его в горячей части двигателя. Проведенные акустические испытания выявили его эффективность. С целью повышения акустической эффективности однослойной гофровой конструкции, следует выделить решение, обеспечивающее заданные требования за счёт установки в зону гофра вставки. Наличие вставки расширяет спектр поглощаемых частот равнозначных двухслойной сотовой конструкции. Проведены прочностные испытания образцов. Разработана технология изготовления новых конструкции и оценена их эффективности при изготовлении из металлических и композиционных материалов. Разработаны новые конструкции с гофровым заполнителем, расширяющие возможности их применения в конструкции канала воздухозаборника и кожухах двигателя.

Купоросова И.С., Комкин А.И., Матасова О.Ю. «Численный расчет акустических характеристик резонатора Гельмгольца в канале с потоком» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 123-124 (2023)

Неослабевающий интерес исследователей вызывает изучение характеристик резонатора Гельмгольца при наличии в канале воздушного потока. Было установлено, что наличие потока в канале приводит к увеличению резонансной частоты. Результаты обстоятельных экспериментальных исследований особенностей движения скользящего потока в окрестности горла и полости резонатора приведены ранее. В последнее время все большее распространение получают численные методы исследования на основе метода конечных элементов. Так ранее пришли к выводу, что уменьшение потерь передачи на резонансе и рост резонансной частоты происходит в результате ослабления взаимодействия между полостью резонатора и основным каналом в результате образования вихрей. Авторы данной работы сделали вывод, что введение потока препятствует способности резонатора Гельмгольца заглушать звук. Ранее отмечалось, что линейное увеличение акустического сопротивления горла резонатора Гельмгольца при скользящем потоке происходит из-за образования крупномасштабных вихрей. В данной работе путем численных расчетов в программной среде COMSOL Multiphisics были получены значения потерь передачи и резонансной частоты при разных скоростях скользящего потока для разных конфигураций резонатора Гельмгольца. На основании полученных данных были определены зависимости присоединенной длины отверстия и безразмерного сопротивления резонатора от скорости потока при изменении длины горла резонатора, его диаметра и диаметра канала. Было замечено, что изменение присоединенной длины и безразмерного сопротивления резонатора Гельмгольца при небольшой скорости потока меняется незначительно для всех изменений конфигураций резонатора. Начиная с определенной скорости (разной для всех конфигураций), изменения присоединенной длины горла и безразмерного сопротивления становятся существенными. Для объяснения полученных зависимостей необходимо понимание поведения воздушного потока внутри системы резонатор Гельмгольца – канал, что будет дальнейшим объектом исследований авторов статьи.

Нигматуллин Р.З., Терентьева Л.В. «Гибридный метод расчета тонального шума турбины низкого давления в дальнем поле» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 127 (2023)

Эффективный расчет звукового излучения современных авиационных двигателей в реалистичных условиях эксплуатации возможен только при использовании различных численных методов. Под гибридным методом расчета звука понимается разбиение вычислительной области на несколько частей: это область источника, область распространения и дальнее поле. Специальные вычислительные процедуры используются в каждой подобласти и связаны друг с другом на границах областей. Область источников характеризуется сильными пространственными и временными колебаниями потока и сопутствующими эффектами нелинейного взаимодействия. Поле потока в источнике моделируется методами CFD, основанными на нестационарных уравнениях Навье–Стокса. Пространственная протяженность области расчета должна быть выбрана таким образом, чтобы охватывать все механизмы взаимодействия, и чтобы на границе области источника было возможно разделение на аэродинамические и акустические колебания. Область распространения – это область, в которой звуковые волны распространяются в неоднородном среднем потоке, где возможно влияние эффектов преломления, дифракции и рассеяния. Эффекты трения играют незначительную роль в зоне распространения, и поэтому ими можно пренебречь. Распространение звука моделируется уравнениями Эйлера, часто, но не обязательно, в их линеаризованной форме. Для дальнего поля характерен однородный средний поток, который также может находиться в состоянии покоя. Распространение звука можно описать с помощью волнового уравнения. Поскольку фундаментальное решение волнового уравнения известно аналитически, в этой области для расчета распространения звука можно использовать интегральные методы, например, метод Фокса–Вильямса–Хокинга. Приведены результаты расчета тонального шума для двух модельных турбин низкого давления со стойками. Представлены диаграммы направленности шума в дальнем поле для основных гармоник.

Писарев П.В., Ахунзянова К.А. «Исследование акустической эффективности звукопоглощающей конструкции на основе конусообразных резонаторов» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 129-130 (2023)

Актуальность исследования обусловлена ужесточением норм международной организации гражданской авиации ИКАО по шуму самолетов на местности. С 2018 года для среднемагистральных самолетов весом до 55 т требования по уровню шума становятся жестче на 7EPN dB, и этим нормам не соответствует большинство зарубежных и ни один эксплуатируемый ныне самолет российского производства. В связи с этим под угрозу ставится конкурентоспособность отечественной гражданской авиации на мировом рынке. Для решения проблемы требуется серьезная интенсификация усилий в разработке подходов и систем снижения авиационного шума. В современных авиационных двигателях используются двух- и трехслойные ЗПК, позволяющие обеспечить снижение шума в широком диапазоне частот, благодаря работе резонаторов, настроенных на различные частоты. Однако многослойные ЗПК имеют ряд недостатков, в частности: не высокие акустические характеристики; высокая плотность; трудоемкость и дороговизна изготовления; большая масса и габариты. Для создания более эффективной конструкции ЗПК необходимо изучить свойства отдельного резонатора (ячейки). Принцип действия звукопоглощающих панелей основывается на поглощении и рассеянии звукового излучения резонансными ячейками. Акустическая шумовая волна входит через отверстия (перфорации) в облицовке панели и, спустя некоторое время, выходит из ячейки, усиливая эффект деструктивной интерференции. Однако, эффективность работы резонансной ячейки ограничена узкой полосой частот, которая находится в диапазоне между двумя резонансными частотами. В связи с этим, актуальной является разработка систем взаимодействующих резонансных ячеек, способных эффективно поглощать звук в широком диапазоне рабочих частот.

Лазарев Л.А. «Аналитический метод расчета колебаний панелей с нетрадиционным подкреплением X-образными и параллельными ребрами» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 135-136 (2023)

Перспективная бортовая конструкция фюзеляжа принципиально отличается от конструкций привычных самолетов. Требуемой жесткостью обладает конструкция из двух панелей, разнесенных на пару дециметров с соединением между ними стержнями по типу ферм и легким заполнителем. Каждая из двух панелей имеет свое собственное сетчатое подкрепление, состоящее из X-образных и параллельных ребер. В данной работе аналитическим методом решается задача о колебаниях одной изолированной панели с сетчатым подкреплением под действием детерминированных сил. Метод базируется на разложении смещений по синусоидальным формам. Ребра рассматриваются как тонкие дискретные элементы, т. е. они не «размазываются». Это позволяет производить расчет для любых по неоднородности сил и не ограничиваться только низкими частотами.

Голубев А.Ю., Черных В.В. «Структура аэроакустического поля воздушных винтов на поверхности фюзеляжа самолета» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 137-138 (2023)

Для самолетов с винтовыми силовыми установками основную проблему представляет звукоизоляция салона от дискретных составляющих, соответствующих основной лопастной частоте винта и ее низшим гармоникам. При этом наибольшее превышение уровней шума над требованиями ГОСТ 20296-2014 наблюдается в области низких частот – на первой, второй и отчасти на третьей гармонике винта. Несмотря на слабую восприимчивость ухом этих частот звуковые уровни на этих частотах настолько велики, что именно в этих частотных диапазонах наблюдается превышение над нормами. Для построения модельной структуры поля использовались результаты численных расчетов по трем вариантам воздушных судов, существенно различающихся как по параметрам силовой установки, так и по диаметру фюзеляжа.

Бычков О.П., Фараносов Г.А. «Новый метод локального разделения акустических и гидродинамических пульсаций на основе анализа сигналов в паре близкорасположенных точек» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 179-180 (2023)

В прикладных задачах гидро- и аэроакустики часто возникает проблема разделения звуковых пульсаций давления и псевдозвуковых пульсаций, одновременно присутствующих в измеряемом сигнале. Наиболее надежным способом является применение частотно-волновой фильтрации, которая в общем случае требует использования измерительных систем, протяженность которых сравнима с длинами волн низкочастотных акустических возмущений, что делает применение такого подхода затруднительным. Практически реализуемые способы, как правило, основаны на существенном различии масштабов корреляции псевдозвуковых и звуковых возмущений в медленных течениях, что позволяет для измерения псевдозвуковой составляющей использовать эффект пространственной фильтрации (взаимного сокращения псевдозвуковых возмущений на масштабах, превышающих их масштаб корреляции). В этом случае размер измерительной системы все еще много меньше масштаба корреляции акустических пульсаций, а значит, она остается достаточно компактной. Однако использование подобного подхода становится затруднительным, когда поле пульсаций существенно неоднородно и/или когда масштаб корреляции псевдозвуковых возмущений сравним с масштабом корреляции акустических возмущений. Оба этих фактора имеют место, например, в поле пульсаций вблизи границы дозвуковой турбулентной струи, где присутствуют акустические возмущения, связанные с шумом, излучаемым струей, и псевдозвуковые возмущения, связанные с крупномасштабными когерентными структурами – волнами неустойчивости, развивающимися в струе за счет неустойчивости Кельвина–Гельмгольца. В работе предложен новый способ разделения звуковых и псевдозвуковых пульсаций, основанный на анализе сигналов в близкорасположенных точках. Отличительной особенностью способа является малый размер измерительной зоны: он много меньше масштаба корреляции псевдозвуковых возмущений. Способ основан на допущении о том, что гидродинамические пульсации подчиняются модели «вмороженных» возмущений, что позволяет в режиме реального времени преобразовать пространственную производную сигнала во временную, которая после интегрирования по времени дает оценку псевдозвуковых возмущений. С помощью разработанной теоретической модели предложенного подхода и на основании результатов его тестирования на модельных примерах и реалистичных сигналах, соответствующих возмущениям ближнего поля турбулентной струи, проведен анализ эффективности и границ применимости метода. Показано, что в области умеренных частот предложенный метод позволяет с приемлемой точностью выделять гидродинамическую составляющую из полного сигнала.

Макашов С.Ю. «Определение искажений звукового поля при измерениях на отражающей поверхности конечных размеров» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 197-198 (2023)

Для измерений уровней звукового давления при наличии твердой поверхности применяются различные способы установки микрофона. Так, «ГОСТ 31296.2–2006 (ИСО 1996-2:2007) Шум. Описание, измерение и оценка шума на местности. Часть 2. Определение уровней звукового давления» предусматривает установку микрофона на жесткой плите и в этом случае предполагается, что «уровень звукового давлении по сравнению со свободным звуковым полем возрастает на 6 дБ». Другой способ установки микрофона регламентирован в п. 4.4 стандарта «AN16-1. Приложение 16 к Конвенции о международной гражданской авиации. Охрана окружающей среды. Том 1. Авиационный шум». В этом случае микрофон устанавливается «…на 7 мм выше и параллельно круглой металлической плите … диаметром 40 см … на расстоянии, равном 3/4 от центра до края плиты». Поправка +6 дБ не регламентируется. В данной работе моделировалось расположение микрофона различными способами на поверхностях различной формы и размеров и имеющих различный импеданс. Влияние способа установки микрофона определялось прямым измерением уровней звукового давления относительно некоторой «опорной» конфигурации (в частности, максимально близкие к свободному звуковому полю условия). Основное внимание уделялось случаю установки микрофона на жестком диске, который располагается на импедансной поверхности

Куриленко Ю.В., Вишняков А.Н. «Новые стандарты на фильтры полосовые октавные и на долю октавы, преемственность и развитие, особенности требований для испытаний авиационной техники» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 199-200 (2023)

Рассматриваются вопросы развития нормативной базы требований к фильтрам полосовым октавным и на долю октавы. За прошедшие десятилетия трансформировалось само понятие полосового фильтра: от «электрической сети для пропускания или заграждения электрической энергии» (ГОСТ 17168-82) до «вычислительного процесса обработки дискретных выборок входного сигнала» (ГОСТ Р 70024.1).

Николаенко А.С., Вишняков А.Н., Куриленко Ю.В. «Эталонная установка для воспроизведения размера единицы звукового давления в воздухе в свободном поле первичным методом: инновационные решения и расширение возможностей средств измерений, необходимых для разработки и испытаний новой техники» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 201-202 (2023)

В России единство измерений звукового давления в воздухе базируется на государственном эталоне ГЭТ 19-2018, являющимся высшим звеном государственной поверочной схемы для средств измерений звукового давления. В настоящее время в рамках мероприятия «Совершенствование Государственного первичного эталона единицы звукового давления в воздушной среде и аудиометрических шкал (ГЭТ 19-2018)» проводится расширение функциональных возможностей ГЭТ 19-2018 в части звукового давления в воздухе в свободном поле. Измерение параметров звукового поля является важным показателем при испытаниях и контроле аппаратуры, приборов и устройств с установленными требованиями к воспроизводимому или внешнему акустическому шуму. Первичные преобразователи (конденсаторные микрофонные капсюли), отградуированные по давлению в данный момент применяются исключительно с использованием типовых поправок на чувствительность по полю, полученных от зарубежных национальных эталонов звукового давления по свободному полю. Таким образом, снижается точность и достоверность измерений, так как при конвертации/расчёте единицы звукового давления происходит существенная потеря точности. В дополнении к этому существует полная зависимость от информации, предоставляемой зарубежными лабораториями. И наконец, отечественные производители измерительных микрофонов для определения поправок на чувствительность по полю так же вынуждены обращаться за рубеж. Все перечисленное подчеркивает актуальность поставленной цели работ, а именно, устранить отставание от ведущих иностранных национальных метрологических институтов, уже имеющих эталоны звукового давления по свободному полю (ФРГ, Франция, Япония и др.) и обеспечить полноценную метрологическую поддержку отечественной индустрии.

Копьев В.Ф., Беляев И.В., Макашов С.Ю., Потокин Г.А., Потапов А.В., Ивантеева Л.Г., Ибрагимов М.Р., Юдин В.Г. «Наземные трековые испытания модели со сверхзвуковой скоростью движения с целью измерения звукового удара и валидации расчетных программ» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 203-204 (2023)

Звуковой удар является одним из наиболее узнаваемых видов воздействия сверхзвуковых самолетов на окружающую среду. В связи с разработкой рядом авиакомпаний проектов перспективных сверхзвуковых гражданских самолетов (СГС), ИКАО ведет работу по созданию норм по допустимому уровню звукового удара СГС. Это требует, в частности, надежных экспериментальных данных по звуковому удару для СГС различной геометрии и для различных условий полета, позволяющих оценить возможный уровень звукового удара перспективных СГС и валидировать численные методы расчета звукового удара. Одним из возможных источников таких экспериментальных данных являются наземные трековые испытания, где модель разгоняется до сверхзвуковых скоростей, а создаваемая ею сформировавшаяся волна возмущений измеряется микрофонами, расположенными в ближнем поле. В рамках данной работы была разработана методика таких наземных трековых испытаний и впервые проведены испытания для маломасштабной модели СГС со сверхзвуковой скоростью движения (М=1.16). Характеристики сформировавшейся волны возмущений под килем модели СГС измерялись с помощью 3 датчиков РСВ 112А22 (чувствительность 14.5 мВ/кПа, максимальное давление 3450 кПа, частотный диапазон – от 0.5 Гц), расположенных на расстоянии 1.5 м, 2.5 м и 3.5 м от траектории движения модели СГС. Было выполнено сравнение измеренных экспериментальных данных с результатами численного моделирования обтекания модели СГС на основе решения системы уравнений Эйлера на блочноструктурированной гексагональной сетке размером 281.5 млн. ячеек. Получено, что расчетные и экспериментальные значения максимального перепада избыточного давления в головной ударной волне модели СГС качественно и количественно совпадают. Сделан вывод о возможности использования разработанной методики испытаний для более высоких сверхзвуковых скоростей движения моделей СГС.

Копьев В.Ф., Батура Н.И., Макашов С.Ю., Остриков Н.Н. «Дооснащение УНУ «заглушенная камера с потоком АК-2» системой подогрева потока» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 205-207 (2023)

Проект «Реализация мероприятий и выполнение работ по дооснащению заглушенной камеры с потоком АК-2, обеспечивающих комплексное развитие инфраструктуры исследовательской деятельности, повышение уровня ее доступности и роста эффективности ее использования» посвящен дооснащению УНУ АК-2 системой подогрева потока с целью обеспечения возможности проведения разработок технологий снижения шума высокоскоростных горячих струй при наличии спутного потока. Целевым показателем является возможность реализации температуры торможения T*=600°С при числе Маха потока M=2. В 2021 году была выполнена разработка системы подогрева воздуха контура низкого давления для модернизируемой УНУ АК-2, по результатам которой был разработан проект дооснащения модернизируемой УНУ АК-2 системой подогрева воздуха, включающий в себя, в том числе, проект модернизации системы электроснабжения УНУ АК-2, проект по замене звукопоглощающих клиньев, проект системы обеспечения пожаробезопасности для модернизируемой УНУ АК-2. При разработке указанного проекта были выполнены численные расчеты по определению установившегося поля температуры после запуска горячей струи, М=2.05 и Т*=873 К, при условиях наличия и отсутствия заглушенной камеры УНУ АК-2. Показано, что для безопасной эксплуатации модернизированной УНУ АК-2 необходима организация внешнего входа в помещение камеры холодного воздуха. Определен потребный расход холодного воздуха. Показано, что с помощью управления расходом эжектируемого холодного воздуха можно управлять температурой в помещении камеры при испытаниях горячей струи. Результаты численного расчета были валидированы на основе испытания холодной сверхзвуковой струи. Полученные результаты определяют эксплуатационные процедуры при проведении испытаний горячих струй. В 2022 году были изготовлены и закуплены основные составляющие создаваемой системы подогрева воздуха, в том числе, была проведена модернизация системы электроснабжения УНУ АК-2 и частичная замена звукопоглощающих клиньев. В первой половине 2023 года была собрана и начала тестироваться изготовленная система подогрева воздуха. Первые эксперименты, проведенные на УНУ АК-2, показали существенную зависимость излучаемого шума от температуры потока высокоскоростной струи. Таким образом, к концу 2023 года в ЦАГИ будет создан новый инструмент исследования аэроакустических характеристик высокоскоростных горячих струй. Более того, создаваемая система подогрева воздуха будет уникальной среди аналогичных установок в ведущих авиационных центрах, поскольку появится возможность исследовать в заглушенной камере двухконтурные неизотермические струи при наличии спутного потока. Введенная в строй система подогрева воздуха на УНУ АК-2 позволит повысить уровень готовности технологий, создаваемых в ЦАГИ в области аэроакустики в интересах отечественных конструкторских бюро.

Глазков С.А., Горбушин А.Р., Грибкова М.С., Семенов А.В., Демьянов М.А., Копьев В.Ф., Макашов С.Ю., Фараносов Г.А. «Исследование возможности проведения акустических измерений в аэродинамической трубе Т-128» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 208-210 (2023)

Представлен обзор акустических испытаний в промышленных аэродинамических трубах Европы. Анализируются возможности проведения акустических испытаний моделей гражданских самолетов на режиме посадки в аэродинамической трубе ЦАГИ Т-128. Рассматриваются два основных аспекта акустических испытаний: масштаб модели и фоновые шумы в рабочей части трубы.

Вишняков А.Н., Наквасин А.Ю., Макашов С.Ю. «Исследование характеристик микрофона в акустическом оформлении в виде жесткого диска с использованием излучателя на основе обратимого конденсаторного микрофонного капсюля» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 214-216 (2023)

Измерение параметров шума на местности от гражданских самолетов и вертолетов при сертификационных испытаниях регулируется нормами ИКАО. Согласно рекомендациям микрофон следует устанавливать на высоте 7 мм от поверхности жесткого металлического диска диаметром 400 мм со смещением на 150 мм относительно его центра. При такой установочной конфигурации измерениях в нижнем диапазоне частотного диапазона следует ожидать удвоения значения звукового давления падающей волны. На высоких частотах проявляются интерференционные явления, приводящие к отклонениям от идеала. Поэтому, для уменьшения неопределенности фактических измерений следует изучить влияние установочных параметров на частотную характеристику микрофона в таком акустическом оформлении, так же необходимо учесть поправки на тип подстилающей поверхности (песок, гравий, трава и т.д). В работе изучается вариант акустического оформления в виде жесткого диска с микрофонным капсюлем конденсаторного типа, установленного «заподлицо» с открытой мембраной в плоскости диска и аналогично установленного MEMS-микрофона.

Вишняков А.Н., Лесных Т.О., Наквасин А.Ю. «Метод декомпозиции и отслеживания тоновых составляющих шума гражданского самолёта в контрольных точках на местности при выполнении взлёта и захода на посадку» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 217-218 (2023)

Измерение шума гражданских самолётов на местности производится для контроля акустических характеристик при создании и эксплуатации самолётов и зонирования окрестностей аэропортов из условий создаваемого шума. Основной целью измерений шума на местности является проверка акустических характеристик самолёта на соответствие требованиям стандартов ИКАО. Испытания состоят из серии взлётов и посадок, при выполнении которых производятся измерения шума в нескольких контрольных точках, расположенных по курсу взлёта и посадки, а также сбоку ВПП. В контрольных точках определялся взлётный, пролётный и посадочный уровень шума на местности гражданского самолёта. В рамках проведенных лётных испытаний по шуму на местности выявлены значительные тоновые составляющие, обусловленные работой маршевой силовой установки. Присутствие тоновых составляющих негативно влияет на сертифицируемые уровни шума воздушных судов, получаемые по результатам лётных испытаний в соответствии со стандартами ИКАО, которые предусматривают введение существенных положительных поправок натон. Также тоновые составляющие в лётных испытаниях могут приводить к увеличению времени экспозиции пролётного шума и увеличению в 1.5–2 раза дистанции начала звучания «верхних» 10 дБ от максимального уровня, что в свою очередь приводит к необходимости более раннего дросселирования тяги двигателей, корректировке (уменьшению до 10%) высоты пролёта контрольных измерительных точек и, следовательно, к увеличению измеряемых уровней шума, так как для формирования зависимостей шум–мощность–расстояние согласно методике ИКАО допустимо использовать записи пролётного шума, полученные исключительно на установившихся режимах полёта без переходных участков по тяге. Вышесказанное подчеркивает актуальность изучения условий возникновения тоновых составляющих авиационного шума и способов их подавления при помощи выбора и настройки звукопоглощающих конструкций и других методов. В работе предлагается способ выделения нестационарных тоновых составляющих шума турбореактивных самолетов, получивший общее название «метод декомпозиции и отслеживания тоновых составляющих», ранее примененный для аналогичной задачи изучения структуры шума винтовых самолетов с поршневым двигателем. Специфика шума авиационных турбореактивных двигателей, а именно, наличие мощного широкополосного шума, существенно усложняет задачу декомпозиции тоновых составляющих. Также необходимо принимать во внимание звуковые биения, вызванные небольшим различием оборотных частот двигателей. Следует отметить, что второй широкополосный компонент, выделенный в результате работы алгоритма декомпозиции может служить основой для оценки нижней потенциально достижимой границы расчетных EPNL.

Вишняков А.Н., Головин Д.В. «Исследование погрешности определения чувствительности измерительных микрофонов по свободному полю с типовой дифракционной поправкой методом сравнения результатов измерений в заглушенной камере и при использовании электростатического возбудителя» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 221-222 (2023)

Для измерения уровня звука или уровня звукового давления, используются микрофонные капсюли конденсаторного типа. При современном уровне электроники погрешность измерений в первую очередь определяется установочными параметрами акустического оформления микрофона и неточностью знаний дифракционных поправок, например, по свободному полю, конкретного используемого микрофонного капсюля. В работе изучаются характеристики выборок двух типовых полудюймовых микрофонных капсюлей, а именно: ВМК-206 российского производства и 4134 датской компании B&К. Следует отметить, что последний уже не выпускается, но из-за большой распространенности представляет значительный интерес. Цель работы состоит в определении степени разброса параметров микрофонов и уточнении фактора погрешности измерений при использовании типовой дифракционной поправки на «свободное поле».

Вишняков А.Н., Скиба С.П., Евсевьев В.В., Зуев В.Ю. «Апробирование лабораторного микрофонного конденсаторного капсюля ВМК-208 для передачи единицы звукового давления в воздушной среде первичным методом» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 223-234 (2023)

Лабораторные микрофонные капсюли в отличие от измерительных не используются в повседневной работе, тем не менее, их роль в метрологическом обеспечении трудно переоценить. В настоящее время хранение единицы звукового давления осуществляется посредством лабораторных конденсаторных микрофонных капсюлей TYPE 4180 B&K. Первичный метод градуировки позволяет установить коэффициент преобразования сразу трех микрофонных капсюлей, опираясь на теоретически посчитанный коэффициент передачи используемой камеры связи. Регулярные замеры при стандартных параметрах окружающей среды (температура, влажность, давление) должны давать одни и те же значения, повторяющиеся раз за разом. Многолетняя практика показала высокую стабильность лабораторных микрофонных капсюлей TYPE 418. Экспериментальная партия российских лабораторных микрофонов ВМК-208 в настоящее время проходит апробирование. Необходимо понимать, что этот процесс фактически не предусматривает ограничений по времени, т.к. единственный способ подтвердить стабильность микрофонных капсюлей – это годами повторять измерения первичным методом градуировки. Показана сборка из двух обратимых предусилителей и камеры связи с микрофоном свидетелем. Предусилители подключены к измерительному модулю Экофизика-500 с двумя независимыми встроенными генераторами сигналов. Измерения производятся в автоматическом режиме. Метролог должен обеспечить правильную коммутацию, контролировать температуру, влажность, давление, проверять коэффициенты калибровки измерительных каналов, значение напряжения поляризации. Особенностью реализованного метода взаимности с микрофоном свидетелем и двумя обратимыми предусилителями является наличие избыточности измерений, что позволяет для проверки стабильности использовать только два лабораторных микрофона.

Барышева Д.В., Никитин Е.А., Ким Н.В. «Расчетно-экспериментальный комплекс работ по демонстрации соответствия конструкции самолета требованиям акустической прочности» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 233-234 (2023)

Впервые в отечественной практике разработан и реализован комплексный подход по обеспечению и подтверждению усталостной прочности конструкции современного высокоресурсного отечественного самолета, выполненной из ПКМ, при акустических нагрузках. Подход был успешно применен в рамках сертификации типовой конструкции перспективного пассажирского самолета с применением отечественных ПКМ и двигателя. Целью работы является создание и реализация концепции обеспечения и подтверждения усталостной прочности конструкции пассажирского самолета при акустических нагрузках. Разработанная концепция обоснования акустической прочности авиационных конструкций включает в себя определение акустической нагруженности и критичных по уровням нагружения агрегатов самолета, формирование нагрузок типового полета, отклик конструкции на эти нагрузки, усталостные испытания, расчеты долговечности и установление ресурса конструкции. Подтверждение прочности и долговечности рассматриваемой конструкции осуществляется на серии поэтапно усложняющихся объектов расчетов и испытаний, на основании так называемой «пирамиды» исследовая, с учетом влияния рассеяния характеристик, деградации прочностных и жесткостных свойств вследствие климатического воздействия, наличия производственных отклонений и эксплуатационных повреждений.

Карпов И.А. «Измерение количества демпфирования с помощью дискретных ARX-моделей: построение модели, область применимости метода, примеры» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 235-236 (2023)

Построение адекватных математических моделей и экспериментальная идентификация их параметров – важнейший этап проектирования и создания малошумных промышленных, в частности, авиационных, конструкций. Моделями занимается «Идентификация систем», «Модальный анализ» и другие области науки. Здесь уже получено множество полезных научных и практических результатов. Однако, остается и ряд не до конца решенных проблем. Одна из них – экспериментальное определение количества демпфирования (потерь) в колебательных системах. Теория пока не может рассчитывать этот модельный параметр с требуемой точностью, а экспериментальные возможности его получения сильно ограничены. Представленный доклад посвящен развитию нового перспективного метода измерения потерь, основанного на использовании дискретно-временных моделей. Ранее на простых примерах была экспериментально доказана его работоспособность и высокая точность. В работе излагаются результаты его дальнейшего развития: сформулирован общий метод построения ARX-модели, рассмотрена область применимости метода, приведены примеры его работы на реальных структурах.

Дубинский С.В., Севастьянов Ф.С., Костенко В.М., Денисов С.Л. «Исследование влияния ударных повреждений на усталостные характеристики композитного соединения «обшивка–отрингер» в условиях виброакустического нагружения» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 237-238 (2023)

Представлены результаты исследования усталостных характеристик композитного соединения типа «обшивка–стрингер» (Т-образцов), при воздействии случайного виброакустического нагружения с широким спектром. На основе анализа полученных экспериментальных данных определены механизмы возникновения и развития повреждений, а также критерий и мода разрушения для образцов с ударными повреждениями и для образцов без удара. Рассмотрено 2 различных критерия разрушения, в том числе появление видимого расслоения на одной или двух боковых поверхностях и 2% снижение резонансной частоты образца. Данные критерии основаны на результатах мониторинга развития повреждений в образце в процессе усталостных вибрационных испытаний, в том числе с помощью методов визуального контроля и мониторинга изменения резонансной частоты образца.

Бессонов П.С., Свирский Ю.А. «Методы определения эквивалентности спектров по усталостной повреждаемости» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 239 (2023)

Определение усталостной повреждаемости авиационных конструкций от виброакустического нагружения должно базироваться на экспериментальных данных. Однако организация и проведение эксперимента, полностью воссоздающего реальные условия нагружения, требует больших материальных и временных затрат. Цель настоящей работы – обзор и разработка расчетных методов, позволяющих снизить такие затраты. Одной из актуальных задач в этом направлении является пересчет повреждаемости, полученной при одном спектре отклика конструкции на другой. Для решения этой задачи в работе предложен метод определение усталостной повреждаемости по спектру отклика конструкции, основанный на традиционных методах, используемых во временной области. Примером упомянутой выше задачи может быть учёт статической подгрузки при виброакустическом нагружении: испытания конструкций и образцов ввиду сложности воссоздания статической составляющей нагружения проводят случайным сигналом с нулевым средним значением. Однако в воздухе на летательный аппарат действуют нагрузки, среднее значение которых практически всегда не равно нулю (наддув фюзеляжа, действие подъемной силы и т. д.). Как известно, статическая подгрузка изменяет форму спектра отклика конструкции. Анализ этого изменения может позволить учесть влияние статической составляющей на значение усталостной повреждаемости.

Барышева Д.В., Никитин Е.А., Ким Н.В. «Разработка модели поля пульсаций давления струи двигателя на основе результатов замеров акустических нагрузок при наземных испытаниях двигателя» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 240-242 (2023)

При эксплуатации воздушного судна основным источником акустических нагрузок является маршевая силовая установка (МСУ), спектр которой состоит из дискретных частот следования лопаток, их гармоник, пилообразного шума, широкополосного шума реактивной струи и прочих источников. Действующий на конструкцию шум вызывает вибрации силовых элементов, что приводит к накоплению усталостных повреждений в наиболее податливых и напряженных элементах конструкции и требует повышенного внимания при проектировании. Оценка долговечности конструкций осуществляется на основе комплекса расчетно-экспериментальных работ, однако требует тщательного воссоздания акустического нагружения на поверхности объекта анализа. Вследствие существенного влияния поля пространственной корреляции на величину отклика конструкции, им нельзя пренебрегать. Поэтому при выполнении расчетных работ возникает необходимость в аппроксимации поля акустических нагрузок на основе экспериментальных данных о шуме струи МСУ. Для подтверждения соответствия конструкции перспективного пассажирского самолета требованиям прочности при действии акустических нагрузок, проводятся работы по определению уровней звукового давления (УЗД) и взаимных спектров звукового давления на поверхности самолета.

Шульга А.А., Гордон С.В., Барышева Д.В. «Разработка программного комплекса для обработки полётных данных самолёта в части прочности и вибраций» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 243-244 (2023)

Неотъемлемой частью разработки, сертификации и поддержки эксплуатации пассажирской авиационной техники является получение и анализ данных, регистрируемых во время проведения стендовых и лётных испытаний, а также эксплуатации самолёта. На этапе отработки прочности в ходе сертификационных испытаний ведётся непрерывная запись большого количества сигналов различной природы (силовые факторы, вибрации, уровни звукового давления, ход и перемещение различных штоков, углы отклонения элементов управления и прочие параметры полёта). Анализ накопленного опыта показывает, что обработка такого большого объёма данных является крайне трудоёмким процессом, а её ускорение – актуальной задачей. Поэтому авторами была разработана методика и алгоритм обработки сигналов самолётных датчиков в части прочности и вибраций. И выполнена их реализация на высокоуровневом языке программирования Python. Спроектирован удобный и понятный пользовательский интерфейс. А для анализа большого объёма данных внедрены параллельные вычисления. Полученный расчётный программный комплекс, названный «Вибрационикс», позволяет проводить обработку и анализ полётных данных и направлен на демонстрацию соответствия требованиям отраслевых норм: предусмотрена возможность сравнения результатов анализа с допускаемыми уровнями и значениями, принятыми в авиации.

Бакланов В.С., Олишевский Д.А., Челебян О.Г. «Роль структурного шума при контроле виброакустического состояния самолета с двигателями нового поколения» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 247-248 (2023)

В ПАО «Туполев» рассмотрены материалы, посвященные развитию авиастроения к 2030–2035 годах, связанные в основном с революционным развитием двигателей с увеличенной степенью двухконтурности и сближении турбовентиляторных двигателей с винтовентиляторным, особенно в случае применения концепции открытый вентилятор (open fan), который прошел испытания весной 2022 г. на демонстраторе широкофюзеляжного самолета Аэробас A380. Выполнение новейших норм шума на местности, период действия которых в последнее время стремительно сокращался, обеспечили двигатели нового поколения большой степени двухконтурности 8–12. Производство самолетов ведущими компаниями Airbus и Boing достигает более 50 в месяц, и они поступают в летные компании, в которых повышение топливной эффективности двигателей играет решающую роль. Ведущие двигательные фирмы объявили о достижениях в новых проектах к 2025 году. Так фирма PW, создавшая 10 редукторных двигателей для 10 типов самолетов с двухконтурностью 12, ведет работы над новым редукторным двигателем двухконтурности 15. Фирмы GE и Safran в рамках совместной программы разработали двигатель с открытым вентилятором (open fan), который позволяет уменьшить потребление топлива более чем на 20% в сравнении с сегодняшними двигателями. Значительный рост степени двухконтурности и сближение турбовентиляторного двигателя с винтовентиляторным, особенно в случае применения редукторной схемы и концепции открытый вентилятор (open fan) ведет к увеличению диаметра вентилятора и образованию ударных волн при сверхзвуковой скорости концов лопаток. Одна из необходимых мер борьбы с ударными волнами – снижение частоты вращения вала вентилятора, в результате чего вибрационный спектр двигателей существенно расширился со сдвигом в низкочастотную часть спектра. Эти составляющие и будут определять спектр динамического воздействия двигателей, передаваемый через узлы крепления на конструкцию планера. Для планера современного самолета характерно наличие нескольких десятков собственных форм колебаний в низкочастотной части спектра (изгибных и крутильных форм колебания фюзеляжа, крыла, стабилизатора и других элементов конструкции планера), взаимодействие некоторых из них с возмущающим воздействием силовой установки приводит к генерированию в кабинах самолетов дискретных низкочастотных составляющих шума высокого уровня. Ожидаемый уровень структурного шума (от вибрационного воздействия двигателей) в гермокабине существенно возрастает в низкочастотной части спектра на 30–40 дБ. При выборе виброзащиты гермокабины самолета на первое место выходят средства снижения виброактивности двигателей и передачи вибраций по конструкции, где наиболее эффективным представляется встраивание блоков виброизоляции в узлы крепления двигателей. Решение проблем структурного шума двигателей нового поколения требует создания нового поколения крепления (с встроенными низкочастотными блоками виброизоляции), разработанного с учетом реальных динамических характеристик конструкции планера самолета и корпусов двигателей нового поколения.

Беспалов М.С., Оселедец Е.Ю., Шабанов А.С. «Учет диаграммы направленности при расчетах зон шумового воздействия от воздушных судов» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 255 (2023)

При моделировании звуковых полей от пролета воздушных судов одной из задач является оценка влияния учета различных факторов на порядок величины погрешности расчета уровня звука. В частности, при расчетах контуров равного шума от пролета самолетов одним из факторов, влияющих на форму контуров, является диаграмма направленности звука. Самолет имеет достаточно сложную диаграмму направленности, поскольку источниками шума являются как двигатели, так и корпус самолета. Проведен расчет уровня звукового давления на уровне 2 м над поверхностью земли при пролете самолета на высоте 900 м при различных расстояниях от проекции траектории пролета воздушного судна до расчетной точки. Расчет проведен по методике ГОСТ31295.2-2005 г. Использована двумерная диаграмма направленности из методики ИКАО INTEGRATED NOISE MODEL. При двумерной диаграмме направленности на проекции траектории наблюдается локальное уменьшение уровня звука. Проведен также расчет в предположении, что турбулентная струя за соплом двигателя рассеивает звуковую волну в вертикальной плоскости как в горизонтальной и трехмерная диаграмма направленности симметрична относительно траектории движения источника. При этом предположении, как и следовало ожидать, уменьшения максимального уровня звука не наблюдается. При использовании диаграммы направленности, представленной в Рекомендациях НИИСФ, при том же предположении о симметричности ДН относительно вектора движения самолета получается два максимума шума при пролете ВС, поскольку использованная диаграмма направленности также имеет два максимума по двум направлениям. Следует отметить, что наличие двух максимумов уровня шума отмечается при пролете ВС в Приложении 16 к Конвенции о международной гражданской авиации. На основании полученных результатов можно сделать вывод о том, что диаграмма направленности шумового излучения самолетов является заметным фактором, влияющим на конфигурацию территорий, ограниченных изолиниями равного авиационного шума.

Картышев О.А. «Значение количества выполненных взлетно-посадочных операций воздушных судов для территориально-пространственного планирования приаэродромной территории из условий воздействия авиационного шума» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 256-258 (2023)

На основании анализа выполненных работ по проектированию шумовых границ седьмой подзоны аэропортов гражданской авиации, выявлено отсутствие корреляции площади шумовых зон аэропортов и количества взлетно-посадочных операций воздушных судов (ВПО) из-за недостатков в сфере нормативно-технического регулирования правил расчета, подтверждения, установления и контроля шумовой зоны приаэродромной территории (ПАТ) для обоснования размещения жилой застройки вблизи аэропортов. Следовало ожидать, что увеличение площади шумовой зоны ПАТ будет пропорционально увеличению интенсивности полетов. Однако этого не было отмечено – это позволяет утверждать, что представленные проекты границ шумовых зон ПАТ, представленных на сайте Росавиации (https://favt.gov.ru/dejatelnostajeroportyi-ajerodromy-priaer-terr-aerodromov-ga/), значительно отличающихся по своей конфигурации от иных зон, не отражают истинную картину зашумления

Картышев О.А. «Рекомендации по регулированию зонирования приаэродромной территории и ограничений размещения на ней объектов застройки из условий воздействия авиационного шума» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 259-260 (2023)

Масштабы воздействия АШ на население, проживающее вблизи аэропортов, существенным образом зависят от структуры парка эксплуатируемых ВС и интенсивности их полетов, удаления аэропортов и маршрутов полетов от территорий населенных мест. Действующая «Методика установления седьмой подзоны приаэродромной территории, расчета и оценки рисков для здоровья человека», в том числе предназначена для: обоснования границ седьмой подзоны приаэродромной территории аэродромов гражданской авиации; осуществлении градостроительной деятельности, направленной на снижение воздействия фактора АШ на среду обитания человека; обосновании предлагаемых ограничений использования объектов недвижимости и осуществления деятельности в границах седьмой подзоны с учетом оценки рисков для здоровья человека. Здесь проявилось, возможно, самое главное существующей в настоящее время противоречие в оценке АШ при функциональном зонировании ПТ, когда предписывается одновременное применение санитарно-эпидемиологического нормирования АШ по критериям эквивалентных уровней звука (LА_экв) и по критериям средневзвешенных уровней звука (LА_дн) при оценке риска для здоровья человека. Одним из возможных решений, предлагаемых автором, может быть приведение указанных выше гигиенических критериев оценки АШ к одному гармонизированному с международным опытом критерию средневзвешенному уровню звука за исследуемый период воздействия (LА_дн), являющегося производной от эквивалентного уровня по оценочным уровням в различные периоды одних суток (месяца, года).

Козубская Т.К., Плаксин Г.М., Софронов И.Л. «О постановке задач численного бимформинга для источников дипольного типа» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 272-273 (2023)

В задачах аэроакустики для некоторых режимов обтекания могут появляться дипольные акустические источники, генерируемые флюктуирующими силами. Способы локализации и определения их характеристик на основе технологии бимформинга сталкиваются с определенными трудностями и напрямую не переносятся с достаточно хорошо исследованных и отработанных алгоритмов для монополей. Появившиеся в последнее время подходы бимформинга для точечных дипольных источников предполагают их некоррелированность и используют, как правило, априорную информацию о направленности дипольного момента, что сужает круг возможных для решения задач. В отличие от монопольного случая с неизвестной комплексной скалярной функцией интенсивности источника, в частотной области для диполей приходится отыскивать уже векторную функцию, учитывающую наличие направления дипольного момента. В работе приводится классификация трех возможных постановок задач для источника дипольного типа, заданного на некоторой поверхности в трехмерном пространстве. Эти три задачи отличаются друг от друга количеством неизвестных скалярных функций, приходящих на одну точку пространства в отыскиваемом решении. Первая, самая общая постановка заключается в поиске дипольных источников с неизвестными направленностями и нефиксированной разностью фаз. Это соответствует трем комплексным функциям – по числу компонент дипольного момента. Задача схожа с монопольным случаем, но при ее решении возникает проблема неединственности, проявляемая в том, что двум разным функциям источника соответствует один и тоже акустический след на сетке микрофонов. Во второй постановке фиксируется разность фаз диполей, что уменьшает число степеней свободы, но направленности подлежат определению. Неизвестными являются комплексная функция интенсивности и два угла для оси диполя. Эта постановка сводится к нелинейной задаче оптимизации, которая также может иметь неединственное решение. Устранению неединственности может помочь совместное применение нескольких сеток микрофонов. Третья же постановка задачи формулируется для априорно известных направленностей. В силу сокращения степеней свободы до минимума, свойства разрешимости этой задачи становятся практически такими же, как для монопольных источников. Для решения задачи бимформинга в случае дипольного источника мы развиваем метод численного бимформинга. Одной из отличительных его особенностей является возможность выбирать количество и расположение микрофонов в широких пределах, что позволяет не делать предположения о некоррелированности источников. Метод основан на представлении функции источника некоторой непрерывной по пространству функцией, в отличие от классических «дискретных» техник, а вычисление матрицы переноса излучения происходит согласно конечно-элементному подходу. Для источников монопольного типа было показано, что сочетание непрерывного представления с физически обоснованными ограничениями на сетки источника и микрофонов, дает возможность решать задачу бимформинга для коррелированного источника с высокой точностью даже без необходимости в регуляризации. Приводится анализ ряда тестовых примеров по исследованию проблемы неединственности, отмеченной выше и путей для ее устранения в рамках развиваемого нами подхода численного бимформинга. В частности, показано, что в случае задачи с коррелированным дипольным источником при известной функции направленности дипольного момента результаты аналогичны тем, что получаются для монопольных источников.

Титарев В.А., Фараносов Г.А., Чернышев С.А., Акиньшин Р.В. «Обзор возможностей кода «Гербера» применительно к задаче аэродинамического и акустического моделирования воздушных винтов» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 274-275 (2023)

В НИО-9 ЦАГИ разрабатывается численный метод и семейство параллельных программ «Гербера», предназначенные для моделирования аэроакустики сложных винтовых конфигураций на вращающихся сетках с несогласованными интерфейсами. Отличительными особенностями программ являются возможность проводить моделирование течений вокруг конфигураций с произвольным числом вращающихся элементов с использованием расчетных сеток до 100 миллионов ячеек. Изначально «Гербера» предназначалась для моделирования тонального шума самолетных винтовых конфигураций, однако в последних версиях пакет был адаптирован под специфику задачи моделирования несущего винта вертолета. Основные режимы работы несущего винта (висение и горизонтальный полет) заметно отличаются от «самолетных» режимов наличием сложной системы вихрей, оказывающей в некоторых случаях существенное влияние на его характеристики. В настоящем докладе возможности кода «Гербера» иллюстрируются на задачах двух типов. Задачи первого типа состоят в расчете аэродинамических характеристик и тонального шума самолетного винта в различных комбинациях: одиночный винт, комбинация двух биротативных винтов, распределенная установка на основе 2-х винтов с параллельными осями вращения. Качество моделирования оценивается путем сравнения с опубликованными в литературе расчетными и экспериментальными данными для одиночного самолетного винта, в том числе, полученными на модернизированном винтовом приборе в УНУ АК-2. В задачах второго типа проводится моделирование тематического вертолетного винта на режиме висения или в режиме горизонтального полета. Результаты моделирования также сравниваются с данными измерений на открытом стенде или в аэродинамической трубе.

Фараносов Г.А., Акиньшин Р.В., Титарев В.А. «Опыт применения программного пакета «Гербера-Вертол» для расчета тонального шума несущего винта на различных режимах» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 276-278 (2023)

Несущий винт вертолета является сложной системой, характеризующейся рядом аэродинамических особенностей, которые необходимо учитывать при ее моделировании аналитическими, полуэмпирическими или численными методами. Поскольку тональная компонента шума несущего винта непосредственно связана с его аэродинамическими характеристиками, для ее расчетной оценки необходимо их корректное моделирование. Одним из подходов, позволяющих достаточно детально воспроизвести структуру течения в области винта, а значит, при определенных условиях – и тональную составляющую его шума, является численное моделирование на высокопроизводительных вычислительных системах. В отсутствие в России крупномасштабной заглушенной аэродинамической трубы именно численные методы, при условии их тщательной валидации, могут стать востребованным инструментом для моделирования аэроакустических характеристик винтов и разработки методов их улучшения. Рассматривается несколько примеров расчета шума с помощью кода «Гербера-Вертол» и обсуждаются особенности, которые следует учитывать как при проведении моделирования, так и при валидации полученных результатов с использованием экспериментальных данных.

Акиньшин Р.В., Зайцев М.Ю., Фараносов Г.А., Титарев В.А. «Исследование основных характеристик тонального шума несущего винта на режиме висения с помощью численного моделирования.» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 279-280 (2023)

Применение численных методов применительно к задаче моделирования аэроакустических характеристик несущего винта выглядит перспективным в связи с повышающейся значимостью экологических аспектов эксплуатации вертолетов и необходимостью их учета при проектировании новых вертолетов. Дополнительным фактором, стимулирующим развитие численных методов применительно к данной задаче, является ограниченность возможностей акустического эксперимента для вертолетных винтов из-за отсутствия в России заглушенных аэродинамических труб необходимого размера. В работе рассматривалась нестационарная задача об определении тонального шума вертолетного винта на базе прямоугольного профиля NACA23012 на режиме висения на основе численного решения уравнений Эйлера. Для проведения расчетов использовался собственный параллельный вычислительный код «Гербера», предназначенный для моделирования винтовых конфигураций. В расчетах применялась комбинация вращающейся области/сетки в непосредственной близости от винта и внешней неподвижной области/сетки, охватывающей элементы установки винта, с интерполяцией решения на скользящих плоскостях между различными областями сетки. Для сокращения временных затрат в программном комплексе реализована гибридная двухуровневая модель параллельных вычислений MPI+Open MP, позволяющая проводить расчеты с использованием нескольких тысяч ядер x86. Численное моделирование позволяет достаточно детально исследовать как особенности аэродинамических характеристик несущего винта на режиме висения, так и особенности генерации и распространения тональной составляющей шума винта. В работе для исследуемого винта проведен анализ развития вихревой системы за винтом и ее влияния на характеристики винта. Выполнено сравнение результатов расчета шума по поверхности лопастей и по проницаемой контрольной поверхности, сделана оценка вкладов шума вытеснения и шума нагрузки, а также вкладов различных участков лопасти в общий шум, определена граница, за пределами которой можно использовать приближение дальнего поля.

Воронцов В.И., Фараносов Г.А., Акиньшин Р.В., Карабасов С.А., Зайцев М.Ю. «Влияние эффективного угла установки на точность расчёта тонального шума несущего винта при различных геометрических параметрах лопасти» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 281 (2023)

Исследуется способ повышения точности вычисления тонального шума несущего вертолётного винта с помощью введения в численное решение эффективного угла установки лопасти. В качестве инструмента использовался двухэтапный гибридный метод численного расчёта тонального шума, использующий сочетание прямого расчёта уравнений Эйлера для описания обтекания лопасти несущего вертолётного винта и интегрального метода Фокса Вильямса–Хоукингса (ФВХ) нахождения шума в дальнем поле. Проведены две серии численных расчётов. В первой в качестве значений углов установки использовались экспериментальные значения. Для второй серии находились углы установки лопасти, при которых тяга, получаемая из численного расчёта, соответствовала экспериментальным величинам. Проведено сравнение полученных тональных гармоник.

Солнцев И.А., Карабасов С.А. «Разработка GPU-версии неструктурированного кода Кабаре для вращающихся зон со скользящим интерфейсом» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 282-283 (2023)

Для моделирования шума, создаваемого аэродинамическими потоками необходимы численные методы высокого разрешения, которые обеспечивают малую численную диссипацию и точно сохраняют дисперсионные свойства определяющих уравнений газовой динамики. Одним из таких методов является метод Кабаре, который активно применяется для моделирования высокоскоростных струй. Основная цель работы состоит в том, чтобы распространить метод Кабаре для течений, типичных для вращающегося несущего винта. Для этого разработана версия метода Кабаре для решения уравнений Навье–Стокса на многоблочных расчётных сетках со скользящим интерфейсом между вращающимися и неподвижными зонами, в которую добавлена аппроксимация неинерциальных членов во вращающихся зонах. Важные свойства разработанной нами модификации метода Кабаре для вращающихся зон включают сохранение хороших свойств линейной дисперсии и диссипации исходного метода Кабаре на фиксированных сетках даже при грубом разрешении сетки, а также строгое сохранение потоков массы, импульса и энергии на скользящем интерфейсе между вращающимися и неподвижными зонами. Для этого реализовано подсеточное разбиение проекций контактных поверхностей с обеих сторон границы скольжения на промежуточную виртуальную поверхность и применяется реконструкция решения на субячейках и субгранях на скользящем интерфейсе гексагональных сеток. Субграни определяются путем построения многоугольников перекрытия проекций с использованием алгоритма отсечения Сазерленда–Ходжмана. Алгоритм Кабаре обеспечивает наилучшие спектральные свойства при числе Куранта ∼0.5. На неоднородных криволинейных сетках, типичных для приложений с вращающимся винтом, максимально допустимый шаг по времени определяется ячейками минимальных размеров у поверхности винта, что при синхронных шагах по времени соответствует малым числам Куранта в других ячейках сетки. Для улучшения дисперсионных свойств схемы при малых числах Куранта, разработана модификация базового алгоритма Кабаре с улучшенными дисперсионными свойствами. Избежать малых чисел Куранта и обеспечить оптимальные спектральные свойства алгоритма Кабаре на неоднородных сетках позволяет реализованный нами асинхронный подход, в котором шаг по времени в каждой ячейке сетки определяется независимо, исходя из локального оптимального числа Куранта. При этом сохраняется второй порядок и обеспечивается сохранение потоков через границы марширующих с разным шагом ячеек. Параллельная версия алгоритма для кластерных систем с распределённой памятью реализована с использованием интерфейса MPI (Message Passing Interface). Для вычислений на ПК с графическим ускорителем GPU (Graphic Processing Unit) реализована параллельная версия алгоритма с применением архитектуры CUDA (Compute Unified Device Architecture). Выполнены тестовые расчёты распространения акустического сигнала через неподвижные и вращающиеся зоны. Произведена оценка погрешности метода сравнением с известными аналитическими решениями. Верификация многоблочной модели Кабаре выполнена в расчётах обтекания тестовой модели винта. Выполнена оценка основных параметров течения – нагрузок на лопасти и индуцируемых винтом пульсаций давления в контрольных точках. Определена скорость формирования квазистационарного обтекания винта при численном моделировании. Определены минимально необходимые размеры сеток и другие параметры, необходимые для получения устойчивых решений.

Абдрашитов Р.Г., Попов О.Ю., Иванушкин Е.А., Андреев М.И. «Оценка сходимости результатов математического моделирования акустического нагружения каверны на основе применения ПО ЛОГОС с физическими экспериментами.» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 284-285 (2023)

Возросшие возможности вычислительной техники позволяют получить данные численного эксперимента с высокой степенью достоверности результата, что открывает потенциал использования компьютерных математических моделей для сокращения натурных физических экспериментов. С этой целью в ОКБ Сухого для перспективного ЛА проводится работа по созданию компьютерных математических моделей – виртуальных аналогов физических лётных образцов. При этом для получения достоверности результатов необходимо провести валидацию мат. моделей на ранее полученных данных физических экспериментов, трубных и лётных, на физических моделях и самолетах аналогах. Для решения этой задачи в ОКБ Сухого совместно с РФЯЦ, была организована работа по численному моделированию и расчёту на СуперЭВМ в ПО ЛОГОС и оценке сходимости полученных данных с данными физических экспериментов. Верификация программного кода ПО ЛОГОС была выполнена ранее – в 2011–2012 году и показала пригодность заложенных в ПО ЛОГОС математических алгоритмов для решения широкого класса задач, в том числе в области получения аэроакустических нагрузок. В части аэроакустики грузовых отсеков для проведения валидации были разработаны 3D компьютерные модели трубной физической модели А- по которой имелась широкая база экспериментальных данных, полученных в ходе работ в ЦНИИ машиностроения.

Бобков В.Г., Козубская Т.К., Липатов А.В., Парфёнов А.Е. «Численное моделирование обтекания шарнирного винта вертолета с управлением» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 286-287 (2023)

Представлены результаты численного моделирования турбулентного обтекания шарнирного несущего винта вертолета. Течение вблизи винта описывается математической моделью на основе нестационарных осредненных уравнений Навье–Стокса (URANS) с замыкающей моделью турбулентности Спаларта – Алмараса и поправкой на кривизну лини тока (SA-RC). Уравнения Навье–Стокса численно решаются контрольно-объемным методом повышенной точности с центром в вершинах на неструктурированных гибридных сетках. Движение лопастей в расчетах реализуется путем деформации расчетной сетки. Методика деформации неструктурированной гибридной сетки для моделирования течения около лопастей, совершающих малые движения трех типов, основана на использовании вспомогательной стренд-сетки (иначе, сетки структуры паутины). В рамках работы проведено сравнение аэродинамических характеристик несущего винта с циклическим управлением и маховым движением лопастей с аналогичными характеристиками жёсткого винта с фиксированным углом установки лопастей и углом конусности на различных режимах работы винта.

Абалакин И.В., Бобков В.Г., Козубская Т.К., Цветкова В.О. «Численное моделирование влияния фюзеляжа вертолета на акустику винта.» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 288-289 (2023)

Представлены результаты моделирования нестационарного турбулентного течения, создаваемого несущим винтом вертолета в присутствии фюзеляжа. Особое внимание уделяется учету влияния фюзеляжа на течение и создаваемое им акустическое поле.

Макаров В.Е., Шорстов В.А. «Применение зонного вихреразрешающего подхода для расчета широкополосного шума задних кромок лопаток ротора вентилятора.» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 290-291 (2023)

Представлены результаты работы, заключающейся в попытке применения зонного вихреразрешающего подхода, реализованного ранее для расчета еще одного вида широкополосного шума вентилятора ТРДД, а именно шума задних кромок лопаток ротора.

Шорстов В.А. «Численное исследование особенностей распространения и трансформации шума вентилятора в воздухозаборнике СПС в условиях запертого и незапертого горла» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 292-294 (2023)

Работа посвящена расчетам шума двигателя сверхзвукового пассажирского самолета, излучаемого через его входное устройство (ВЗУ) и выявлению особенностей распространения, трансформации и излучения в дальнее поле этого шума. Формы ВЗУ продиктованы требованиями их эффективности в крейсерском сверхзвуковом полете, что приводит к наличию острых кромок на входе и существенному изменению формы и площади сечения канала. Такая геометрия обуславливает появление течения с отрывами от кромок и применение методов семейства DES. Для расчетов использовалась программа «ВиВ Трекер», с гибридной расчетной схемой, применяемой как для моделирования турбулентности в рамках RANS, так и для вихреразрешения.

Жигалкин А.С., Любимов Д.А. «Анализ RANS/ILES(i) методом влияния турбулентности набегающего потока и дросселирования на спектральные свойства пульсаций давления в воздухозаборнике для сверхзвукового пассажирского самолета» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 295-296 (2023)

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

Демин И.Ю., Гурбатов С.Н., Лисин А.А., Карабасов С.А. «Численное моделирование эволюции интенсивных шумовых волн в задачах аэроакустики» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 297-298 (2023)

Представлен обзор результатов численного моделирования распространения интенсивных акустических шумов применительно к задачам аэроакустики, полученных авторами в последнее время. Описание процессов эволюции нелинейных акустических волн сводится к решению обобщенного уравнения Бюргерса (УБ). Приведены результаты численного решения эволюционного УБ для трех задач. 1. Предложен метод сравнения результатов численного и физического моделирования по эволюции спектров интенсивных шумовых и регулярных волн в акустических средах. В качестве примера приведены результаты реального эксперимента по исследованию интенсивных реактивных шумов в свободном пространстве (Webster D.A., Black-stock D.T.). Удалось с помощью специальной программы «оцифровать» начальный спектр мощности и проследить его эволюцию на основе спектрального решения УБ. В результате сравнения было получено хорошее согласование между экспериментальными и численными реализациями спектров, что позволяет сделать вывод о возможности диагностики акустических сред с целью определения характеристик начального возмущения, линейных и нелинейных параметров среды. 2. Представлены результаты использования спектров второго порядка (биспектров) как индикаторов процесса нелинейного взаимодействия. На основе численного решения УБ проведен анализ возможности восстановления начального спектра интенсивного шума по измеренным спектральным и биспектральным характеристикам принятого сигнала на коротких трассах. 3. Представлены примеры расчета сверхзвуковых струй из эксперимента LTRAC (Университета Монаш, Австралия) и ТUTA (Техасский Университет, США). Для увеличения эффективности в имеющуюся программу численного решения эволюционного УБ добавлена неявная схема интегрирования по пространству, что позволило провести оценку влияния геометрического фактора и сравнить результата звукопереноса в предположении сферической и цилиндрической симметрии источника.

Абдрашитов Р.Г., Иванушкин Е.А. «Математическое моделирование истечения воздуха из баллона посадочной опоры ЛА» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 299-300 (2023)

Одним из способов посадки легкого беспилотного летательного аппарата (БПЛА) является посадка с помощью парашютной системы (ПС), которая обеспечивает приземление объекта с допустимой, по условиям безопасности БПЛА, вертикальной скоростью v_y. В момент касания БПЛА с землей ПС отсоединяется от объекта. Гашение вертикальной скорости v_y до нулевого значения осуществляется баллоном (рис 1), который наполняется воздухом перед контактом с землей. Для предотвращения отскока объекта от земли в конструкции баллона предусматривается отверстие, которое остается закрытым, до тех пор, пока давление в баллоне не достигнет определенного допустимого значения p_доп. При превышении допустимого давления срабатывает клапан и сжатый воздух через отверстие истекает из баллона, смягчая его реакцию на посадочный удар. В ходе данной работы было промоделировано истечение газа из конечного объема высокого давления при помощи численной модели турбулентности модифицированая SA в программно-расчетном комплексе ЛОГОС. В качестве модели газа в расчете использовался идеальный газ. Пристеночная функция в расчетах выбрана Lowy+. Количество узлов: 570 945. Количество граней: 1 633 785. Количество ячеек: 531 015. Также было промоделировано истечение газа при помощи аналитической модели термодинамического истечения газа, проведены копровые сбросы. Результаты показывают высокую сходимость. Что допускает возможность рассматривать процессы истечения газа без использования ресурсоемких численных моделей для инженерной оценки основных параметров газового потока.

Дубень А.П., Козубская Т.К., Родионов П.В. «Численное моделирование акустического поля, создаваемого крылом прототипа сверхзвукового пассажирского самолета на режиме посадки» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 301-302 (2023)

Представлены результаты численного моделирования акустики крыла прототипа СПС на режиме посадки, позволяющие оценить уровень шума, создаваемого данным крылом, в дальнем поле. Приводятся результаты предварительного анализа целевого течения на предмет наиболее значимых источников акустических возмущений.

Александров А.В., Дородницын Л.В. «Использование синтетических полей возмущений для моделирования шума в дальнем поле при рассеянии турбулентного потока на профиле» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 303-304 (2023)

Предсказание шума в дальнем поле на основе LES/DNS расчетов в настоящий момент в большинстве случаев является задачей очень дорогостоящей, а подчас и невыполнимой с точки зрения вычислительной стоимости. Например, задача о предсказании шума от турбулентного следа винта, рассевающегося на некотором профиле, требует очень больших вычислительных ресурсов. В то же время, в ряде случаев достаточно качественные оценки можно получить на основе линейных уравнений Эйлера с использованием турбулентного поля, имитирующего турбулентный след винта. В настоящей работе проводится оценка шума в дальнем поле вследствие рассеяния турбулентного следа на профиле. В качестве генератора синтетической турбулентности используется предложенный авторами прямой тензорный метод фильтрации, обобщающий подход, применяемый ранее. В данном методе поле скорости строится как ротор функции тока, определяемой сверткой ядра пространственного фильтра с членом белого шума. Полученное поле является бездивергентным и корректно воспроизводит одно- и двухточечные моменты первого и второго порядка, а также масштабы турбулентности.

Бутаков О.В., Дубень А.П., Козубская Т.К., Загитов Р.А., Шуваев Н.В. «Реализация метода нелинейного гармонического анализа для решения задач турбомашиностроения» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 305-306 (2023)

В настоящее время эффективной вычислительной технологией, применяемой при решении задач турбомашиностроения, является метод, использующий нелинейный гармонический анализ (Non-Linear Harmonics, NLH). Этот метод был предложен в работе He, Li and Wei Ning. Efficient Approach for Analysis of Unsteady Viscous Flows in Turbomachines // AIAA J. 36 (1998): 2005-2012. В его основе лежит разложение полей газодинамических переменных на осредненные по времени и пульсационные составляющие, существование которых обусловлено ротор-статорными взаимодействиями. В общей математической модели пульсационные компоненты представлены комплексными амплитудами гармоник на частотах следов от соседних венцов и кратных им. Метод NLH позволяет моделировать турбулентные течения в многоступенчатых турбомашинах, используя единый домен с одним межлопаточным каналом при взаимном учете пульсаций, приходящих от соседних венцов. Впервые используемая в работе для описания модели система дифференциальных уравнений и численный метод ее решения были представлены ранее. Работа посвящена реализации метода NLH в рамках конечно-объемного вершинно-центрированного вычислительного алгоритма, используемого в программном комплексе NOISEtte. Представлены результаты верификации метода NLH путем решения модельных тестовых задач. Обсуждаются особенности реализации применительно к расчету турбулентных течений в реальных задачах турбомашиностроения. Анализ численных результатов проводится путем сравнения с результатами эталонных расчетов (в том числе полученных с использованием известных коммерческих кодов) и экспериментальными данными.

Шубин К.В., Чувахов П.В. «Взаимодействие акустических возмущений со сверхзвуковым пограничным слоем на плоской пластине» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 6, с. 3-13 (2023)

В рамках полных уравнений Навье–Стокса проведено численное моделирование восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя на плоской заостренной пластине к модельным акустическим возмущениям, которые распространяются в набегающем потоке (число Маха 5) и характерны для фонового шума ударных аэродинамических труб. Проведен спектральный анализ возмущений, индуцированных в пограничном слое. Обсуждается способ восстановления амплитуды акустического возмущения в набегающем потоке с помощью измерения пульсаций давления на поверхности пластины.

Корняков А.А., Судаков В.Г., Щеглов А.С. «Применение мультипольного разложения для задач распространения звукового удара» Прикладная математика и механика, 87, № 5, с. 869-882 (2023)

Разработана модификация метода мультипольного разложения, которая позволяет связать распределение избыточного давления в ближнем поле сверхзвукового пассажирского самолета (СПС) с распределением в дальнем поле, которое необходимо для решения задачи распространения звукового удара от СПС. Выполнено обобщение способа решения интегральных уравнений, возникающих при мультипольном разложении. Разработан алгоритм для мультипольной коррекции сигнатур звукового удара, получаемых в численных расчетах ближнего возмущенного поля, проведено тестирование.

Крайко А.Н. «О конфигурации скачков уплотнения, замыкающих местную сверхзвуковую зону» Прикладная математика и механика, 49, № 2, с. 236-243 (1985)

Брежнев А.Л., Чернов И.А. «О трансзвуковых разложениях» Прикладная математика и механика, 51, № 4, с. 688-689 (1987)

Крайко А.Н. «Плоские и осесимметричные конфигурации, обтекаемые с максимальным критическим числом Маха» Прикладная математика и механика, 51, № 6, с. 941-950 (1987)

Солдаткин В.М., Мифтахов Б.И., Никитин А.В., Солдаткин В.С. «Построение, формирование и обработка информативных сигналов, определение выходных параметров ультразвукового датчика вектора воздушной скорости летательного аппарата» Вестник Казанского государственного технического университета им. А. Н. Туполева, 79, № 2, с. 16 (2023)

Раскрываются аналитические модели обработки информативных сигналов и определение аэродинамического угла и истинной воздушной скорости панорамного ультразвукового датчика вектора воздушной скорости летательного аппарата с одним неподвижным приемником потока и встроенным вычислителем, приводятся конкурентные преимущества, перспективные объекты применения.

Абашев В.М. «Экспериментальный комплекс сверхзвуковых аэродинамических труб для аэрофизических испытаний» Вестник Московского авиационного института, 30, № 3, с. 7-16 (2023)

Экспериментальный комплекс, состоящий из двух сверхзвуковых аэродинамических труб, предназначен для учебного процесса, научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ. Выполняются внешние и внутренние аэродинамические продувки. Аэродинамические трубы имеют взаимосвязанные системы: пневмосистему, выхлопную вакуумную систему, систему измерений и управления. Испытываются модели диаметром 30 –300 мм и длиной 0,35–1,5 м. Продолжительность эксперимента 0,2– 3,0 с. Особенностью испытаний является их высокая экономичность и низкая стоимость.

Абалакин И.В., Бобков В.Г., Ивчин В.А., Козубская Т.К. «Численное моделирование акустики дальнего поля винтов вертолета МИ-26» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 30-31 (2023)

Представлены результаты моделирования турбулентного течения вблизи несущего и рулевого винтов вертолета Ми-26 с применением численной методики, разработанной авторами ранее. Целью проведенных расчетов является исследование акустических характеристик этих винтов в дальнем поле.

Косушкин К.Г., Крицкий Б.С., Миргазов Р.М. «Влияние «фазировки» лопастей соосного несущего винта на его акустические характеристики» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 32-33 (2023)

Моделируется обтекание соосного несущего винта (НВ) на режиме косого обтекания и оценивается влияние «фазировки» лопастей на его аэродинамические и акустические характеристики. В данной работе используется лопастная вихревая теория винта на базе тонкой несущей поверхности в нестационарной постановке и метод расчета акустических характеристик несущего винта на основе уравнения Фокс Вильямс–Хоугинса.

Бычков О.П., Копьев В.Ф., Миронюк И.Ю., Солнцев И.А., Фараносов Г.А., Чернышев С.А., Юдин М.А. «Численное моделирование аэроакустических характеристик сверхзвуковых струй на расчетном режиме истечения» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 263-264 (2023)

Развитие сверхзвуковых гражданских самолетов нового поколения и необходимость снижения их уровня шума на местности до приемлемых значений обусловливает актуальность задачи исследования механизмов генерации шума в высокоскоростных струях, в том числе – в сверхзвуковых. Согласно теоретическим и экспериментальным исследованиям шума высокоскоростных сверхзвуковых струй принято считать, что процессы генерации шума смешения в них связаны, главным образом, с развивающимися в слое смешения струи волнами неустойчивости. В дозвуковых же струях доминирующими источниками шума являются источники квадрупольного типа, связанные с процессами турбулентного перемешивания в слое смешения струи. Представляет интерес проследить, каким образом изменяются относительные вклады указанных механизмов при увеличении скорости истечения струи. В настоящей работе для исследования данной задачи используются методы численного моделирования. Рассмотрено несколько струй, истекающих из сопла Лаваля с числами Маха от 1.5 до 2.5. При этом для анализа именно шума смешения на сверхкритических перепадах давления удобнее рассматривать струи на расчетном режиме, при котором система скачков уплотнения и волн разрежения имеет минимальную интенсивность, поэтому для каждого режима истечения строилось свое сопло в соответствии с упрощенной методикой, изложенной ранее. Расчеты проводились методом крупных вихрей (LES) на основе схемы CABARET, реализованного в виде программного кода, работающего на графических процессорах. Использовались расчетные сетки с умеренным числом ячеек ∼10–15 млн. Результаты для режима истечения с М=2 сравнивались с данными измерений, проведенных в АК-2

Bolotnova R.Kh., Korobchinskaya V.A. «Formation of supersonic steam-water jets accompanied by generation of acoustic pulsations» Научно-технические ведомости Санкт-Петербургского государственного политехнического университета. Физико-математические науки, 16, № S1.2, с. 330-336 (2023)

The features of supersonic steam-water jets formation under outflow through a thin nozzle from a high-pressure chamber are considered. The modes of emerging vibration processes are investigated, depending on variation of initial saturation states determined by pressure and temperature. The proposed model equations system of steam-water mixture in three-dimensional formulation, in two-temperature, single-pressure, single-velocity approximations, takes into account interphase heat exchange, evaporation and condensation phenomena. The numerical implementation of this problem is carried out by the authors developed solver in the OpenFOAM package. The process of evolution a supersonic jet with formation Mach disk is studied and the causes of generation a pressure acoustic pulsations are investigated. The analysis of influence of initial saturation states of vapor-water fluid located in a high-pressure chamber on intensity and frequency of acoustic vibrations is given. To justify the reliability numerical method in the OpenFOAM package, the obtained solution with experimental photograph of supersonic nitrogen jet owing through cylindrical nozzle from a high-pressure chamber is compared.

Милешин В.И., Россихин А.А. «Разработка методов модального анализа шума модельных вентиляторных ступеней» Тезисы докладов XX научно-технической конференции по аэроакустике (24–29 сентября 2023 г.) М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (2023), с. 268-269 (2023)

Существенная часть тонального и широкополосного шума ТРДД возникает в результате аэродинамического взаимодействия движущихся и неподвижных частей двигателя. С точки зрения генерации шума наиболее значимым является процесс ротор-статор взаимодействия в вентиляторе. При этом при определенных обстоятельствах существенный вклад в шум могут вносить и другие механизмы генерации, связанные, например, с взаимодействием роторных и статорных венцов в подпорных ступенях компрессора низкого давления и в турбине низкого давления. Для успешного продвижения работ, направленных на снижение тонального шума ТРДД, необходимо понимание механизмов, отвечающих за генерацию тонального шума и за распространение тонального шума по тракту двигателя. Методы измерения модального состава звукового поля в тракте двигателя позволяют разделить вклад различных источников в шум двигателя и тем самым определить основные направления модификации, необходимые для снижения шума. В данной работе представлена методика модального анализа тонального шума. В качестве исходных данных для методики используются записанный сигнал микрофонов, неподвижно установленных на корпусе воздухозаборника. Предполагается, что микрофоны распределены тем или иным образом по некоторой области обечайки канала воздухозаборника достаточно большой длины. Задача состоит в том, чтобы на основе спектров или матриц спектральных плотностей для сигналов с микрофонов определить параметры вносящих наибольший вклад в излучение в воздухозаборнике радиальных мод. Число микрофонов в неподвижной решетке микрофонов в воздухозаборнике в экспериментальных установках, предназначенных для проведения модального анализа, обычно не превышает 100–200 штук. Для современных ТРДД число радиальных мод, которые могут распространяться в воздухозаборнике для большинства режимов и для большинства тонов, вносящих существенный вклад в шум вентилятора, значительно больше этого числа (важным исключением может быть тон с частотой равной частоте следования лопаток рабочего колеса вентилятора на режиме «посадка»). Способа измерить характеристики такого количества мод в настоящий момент не известно. Тем не менее, можно предположить, что число мод, которые реально значимы для предсказания шума вентилятора в дальнем поле заметно меньше. Существует ряд теоретических соображений, на основании которых строятся предположения о модальном составе тонального шума в канале воздухозаборника. Для шума вентилятора это, прежде всего, соотношения Тайлера–Софрина предсказывающее частоты и азимутальные числа мод, которые может излучать одноступенчатая лопаточная машина. Согласно ему, для тонов с относительно низкими частотами число мод, которые могут генерироваться вентилятором, и которые могут распространяться по каналу воздухозаборника, относительно невелико. В рамках рассматриваемой в работе методики для выделения мод используется подход, основанный на теории сжатых измерений. Данная теория нашла широкое применение в задачах обработки сигналов, в тех случаях, когда имеются основания полагать, что сигнал может быть разряжен в определённом представлении. Реализована возможность использовать в качестве исходных данных, как спектры микрофонов, так и матрицы спектральных плотностей для микрофонной решетки. Представлен анализ имеющихся ограничений на разрешающую способность микрофонной решетки, расположенной на обечайке. Выполнено тестирование методики как на основании искусственно сгенерированных данных о пульсациях давления в местах расположения микрофонов, так и на основании данных численных расчетов. Показано, что с помощью методики можно, в том случае если модальный состав достаточно разряжен, выявить моды, вносящие наибольший вклад в излучение в воздухозаборнике. Удалось продемонстрировать, что диаграммы направленности в дальнем поле, восстановленные на основе результатов модального анализа расчетных данных, близки к диаграммам направленности, соответствующим исходному расчету. Также в работе исследуется вопрос о том, какие результаты показывает методика модального анализа в том случае, если сигнал не является разряженным.