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.

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.

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.

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

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.

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.