Волков А.В., Ибрагимов У.Г., Карась О.В. «Метод оптимизации формы крыла сверхзвукового гражданского самолета с целью снижения величины звукового удара» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 204-208 (2024)

В настоящее время активно прорабатываются проекты перспективных сверхзвуковых пассажирских самолетов нового поколения. Аэродинамический облик первого советского сверхзвукового пассажирского самолета был сформирован более 50 лет назад. Проектирование компоновок в то время базировалось главным образом на анализе многочисленных экспериментальных исследований. Отличительной чертой современных методов аэродинамического проектирования является возможность использования быстрых расчетных кодов адекватного определения аэродинамических и акустических характеристик обтекания, что открывает возможность построения различных алгоритмов поиска оптимальных решений. Настоящая работа направлена на отработку алгоритма определения оптимальных аэродинамических форм крыла сверхзвукового гражданского самолета, обеспечивающих достижение высоких значений аэродинамического качества при условии низкого уровня звукового удара.

Дубень А.П., Козубская Т.К., Родионов П.В. «Численное моделирование и анализ акустического поля, создаваемого крылом прототипа сверхзвукового пассажирского самолета на режиме посадки» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 220-221 (2024)

В настоящее время, в том числе в России, существуют несколько проектов, нацеленных на создание сверхзвукового пассажирского самолета (СПС) с низким уровнем звукового удара. Высокий приоритет в рамках данных проектов, помимо непосредственно минимизации интенсивности звукового удара на крейсерских режимах полета, имеют оптимизация аэродинамики планера для всех режимов полета и выбор параметров силовой установки. Так как разрабатываемый самолет является гражданским, важное значение приобретает также соответствие сертификационным требованиям ИКАО по шуму на местности. Как и в случае дозвуковых гражданских самолетов, наибольший источник шума СПС при взлете будет связан с работой силовой установки. По предварительным оценкам и на режиме посадки доминирующие источники шума СПС будут связаны с силовой установкой, хотя для современных дозвуковых самолетов существенный вклад в общий шум на посадке вносят и элементы планера, такие как шасси и органы механизации крыла. Целью настоящей работы является получение и анализ спектрального состава шума крыла СПС на режиме посадки в дальнем и ближнем полях. Представлены результаты численного моделирования аэродинамики крыла прототипа СПС на режиме посадки и создаваемого им акустического поля.

Быков А.И., Комкин А.И., Матасова О.Ю. «Численное моделирование резонатора Гельмгольца в канале со скользящим потоком» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Молодёжный симпозиум, г. Светлогорск Калининградской области, 16–22 сентября 2024 г. Сборник трудов, с. 51-53 (2024)

Исследования характеристик резонатора Гельмгольца на стенке канала при наличии в канале скользящего потока имеют большую актуальность и вызывает неослабевающий интерес исследователей. Сложность происходящих при этом процессов делает аналитические методы непригодными для адекватного моделирования присущей им физики, хотя некоторые попытки построения такого рода аналитических моделей и предпринимались. Это обстоятельство приводит к необходимости использования с этой целью численных расчетов на основе метода конечных элементов. На основе численных расчетов в программной среде COMSOL Multiphysics были исследованы закономерности влияния геометрических параметров рассматриваемой системы резонатор Гельмгольца-канал на акустические характеристики резонатора. По результатам расчетов для каждой рассматриваемой конфигурации резонатора были построены графические зависимости безразмерных сопротивления резонатора R' и присоединенной длины его горла l' от скорости скользящего потока, определяемой числом Маха M. В работе последовательно рассматривались различные конфигурации системы резонатор Гельмгольца-канал, в которых относительно базового варианта последовательно варьировались длина и диаметр горла резонатора, а также диаметр канала

Кузнецов А.А., Пальчиковский В.В., Храмцов И.В. «Определение скорости колебаний в горле резонатора Гельмгольца с помощью численного моделирования» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Молодёжный симпозиум, г. Светлогорск Калининградской области, 16–22 сентября 2024 г. Сборник трудов, с. 95 (2024)

В настоящее время для снижения шума в каналах энергетических установок и авиадвигателей широко используются звукопоглощающие конструкции (ЗПК), которые устанавливаются на внутренних поверхностях входных и выхлопных каналов. Основной характеристикой таких конструкций является импеданс комплексная величина, которая зависит от геометрических параметров и условий эксплуатации. Как известно, импеданс определяется как отношение акустического давления к акустической скорости в точке на поверхности ЗПК. Однако, определение импеданса по данному соотношению в эксперименте существенно осложнено в связи со сложностью определения акустической скорости. По данной причине для определения акустических характеристик ЗПК используют различные микрофонные методы. Численный расчет позволяет совместно определять параметры течения в различных точках расчетной области. В данной работе производился нестационарный газодинамический расчет течения внутри интерферометра нормального падения с модельным образцом ЗПК. Расчеты проводились при гармоническом изменении давления на входе в расчетную область. Амплитуда сигнала на входе подбиралась так, чтобы обеспечить суммарный уровень звукового давления на образце равный 100, 120 и 140 дБ на каждой частоте. В ходе расчета производились совместные измерения давления в точках, имитирующих микрофоны, и распределения давления и скорости непосредственно на поверхности образца модельного ЗПК. Полученные данные использовались для определения импеданса образца ЗПК различными методами. Рассмотрено изменение скорости в горле резонатора для различных частот и уровней звукового давления.

Аксенов А.А., Клименко Д.В., Радостин А.В., Тимушев С.Ф. «Верификация акустико-вихревой модели на задаче генерации шума при обтекании цилиндра турбулентным потоком» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 109-11 (2024)

Всё более широкое развитие в оптимизации акустических характеристик лопаточных машин получают подходы, основанные на численном моделировании генерации шума нестационарным потоком методами вычислительной гидродинамики и акустики, например, LES с последующим определением акустического излучения. В сочетании с аэроакустической аналогией развиваются и другие методы, например, RANS+LEE+SNGR, а также DDES совместно с решением уравнения Лайтхила или Рибнера. В данной работе рассматривается задача тестирования программного обеспечения на примере обтекания цилиндра турбулентным потоком.

Александров А.В., Дородницын Л.В. «Методика моделирования отраженных акустических волн при взаимодействии турбулентного следа с выпуклым профилем» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 112-113 (2024)

Представлена и исследована методика моделирования акустических волн, возникающих в результате рассеяния турбулентного следа на выпуклом криволинейном препятствии. Методика основана на генерации искусственного турбулентного поля с заданными характеристиками на основе оригинального метода тензорной фильтрации белого шума

Беляев И.В., Бычков О.П., Копьев В.Ф., Миронюк И.Ю., Фараносов Г.А., Чернышев С.А. «Экспериментальное исследование и анализ численного моделирования шума нагретых дозвуковых и сверхзвуковых струй» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 145-147 (2024)

Исследование шума турбулентных струй продолжается уже около 70 лет, однако общепринятая теория процесса шумообразования до сих пор отсутствует. При этом особый интерес представляет исследование шума нагретых струй, поскольку именно при таких условиях работают настоящие реактивные двигатели. В большинстве экспериментальных исследований в заглушенных камерах и при построении соответствующих моделей источников шума, ввиду сложности организации процесса подогрева, рассматривались изотермические, так называемые «холодные» струи. Поэтому, хотя для нагретых струй накоплен определенный экспериментальный материал и выявлены основные тенденции влияния температуры на их акустические характеристики, степень детализации проведенных исследований остается весьма низкой по сравнению с таковой для холодных струй. В рамках модернизации уникальной научной установки «Заглушенная камера с потоком АК-2» ФАУ «ЦАГИ», проведенной в 2021–2023 гг. реализована возможность детального исследования характеристик шума струй в широком диапазоне скоростей их истечения и температур нагрева

Козубская Т.К., Плаксин Г.М., Софронов И.Л. «Идентификация акустического источника, формируемого прямым крылом самолета на режиме посадки, с помощью численного бимформинга» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 222-224 (2024)

В рамках постепенно усложняющихся прикладных задач аэроакустики возникает необходимость разработки средств анализа данных, получаемых из вычислительного эксперимента. Численный бимформинг, являясь одним из таких средств, представляет из себя технологию идентификации акустического источника по данным, накопленным в ходе проведения CFD-расчета. В отличие от подобных технологий натурного эксперимента, численный бимформинг существенным образом учитывает особенности вычислительного происхождения получаемого массива данных и преимущества их большого объема. В основе подхода численного бимформинга лежит решение обратной задачи на нахождение правой части в уравнении Гельмгольца, которая может соответствовать монопольному, дипольному источнику и источнику смешанного типа. Подход для источников монопольного типа демонстрирует высокую точность при решении задачи на синтетических данных, в случае источников диполей же возникает фундаментальная неединственность решения, в силу чего для достижения той же точности требуется априорная информация об источнике. При построении предлагаемого метода численного бимформинга отсутствует свойственное натурным техникам предположение о некоррелированности источника, поэтому рассматриваемая задача допускает наличие и коррелированных источников. В данной работе с помощью численного бимформинга исследуется акустический источник, формируемый прямым крылом самолета на режиме посадки.

Карабасов С.А. «Низкоразмерные модели и подходы к идентификации источников шума в задачах аэроакустики» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 36 (2024)

Задача управления источниками шума с целью его минимизации без ухудшения базовых аэродинамических характеристик является практически значимой в большинстве прикладных исследований. Фундаментальность этой задачи заключается в том, что локализация части решения нелинейных уравнений, описывающих турбулентные режимы течения, которая содержит в себе свойства эффективного источника звука, воздействующего на шум в дальнем поле является нетривиальным. Благодаря развитию компьютерных технологий и вихреразрешающих подходов накоплены базы данных решений с достаточным пространственно-временным разрешением для подробного анализа ряда задач аэроакустики. Тем не менее, непосредственное использование таких решений в рамках оптимизационного цикла для улучшения аэроакустических характеристик изделий остаётся за гранью возможности. В этой связи проблема выделения и анализа эффективных механизмов шума, а также построения соответствующих низкоразмерных моделей является острой. Представлен опыт автора и его коллег по анализу аэроакустических решений и построению низкоразмерных моделей как на основе классических аналитических способов декомпозиции решения на линейную и нелинейную часть, типа акустической аналогии, так и с использованием подходов машинной обработки цифровых данных. В качестве примеров будут рассмотрены задачи о шуме турбулентной струи и шуме кромки крыла.

Копьев В.Ф. «Разработка и валидация математических моделей и вычислительных алгоритмов в аэроакустике (проект РНФ – лаборатории №2171-30016)» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 37-44 (2024)

Отечественная авиационная промышленность остро нуждается в разработке и применении надежных методов моделирования шума самолета и его элементов. Особенностью аэроакустических задач является то, что одним из основных аэродинамических источников звука является турбулентность, для которой до сих пор не имеется исчерпывающего описания. Поэтому, при построении математических и/или численных моделей аэроакустики принципиальным моментом становятся проблемы соответствия получаемых решений физической, математической или инженерной задаче. В проекте рассматриваются основные задачи аэроакустики, которые на протяжении многих лет решаются в аэроакустическом центре ЦАГИ: шум турбулентных струй, шум взаимодействия струи и крыла, дифракция аэроакустических источников на элементах планера самолета, шум обтекания элементов планера (шасси и крыло), прохождение возмущений, возникающих в турбулентном пограничном слое, через панель фюзеляжа в салон, проблема оптимизации звукопоглощающих конструкций (ЗПК) в каналах двигателя, шум вертолетных и самолетных винтов. Для каждого направления проанализирован математический подход к задаче, дан анализ существующего численного инструментария, включающий разработку или доработку имеющихся расчетных методов, и проведена исчерпывающая валидация имеющихся вычислительных подходов, от решения полных исходных уравнений до полуэмпирических моделей. Для валидации использованы уникальные возможности аэроакустической лаборатории ЦАГИ. Помимо постановки экспериментов с использованием экспериментальной базы ЦАГИ, для валидации использованы имеющиеся в лаборатории данные, полученные сотрудниками центра на самых известных крупномасштабных акустических установках мира (DNW NWB и DNW LLF, CARDC FL-17, NTF QinetiQ, DLR AWB), а также в акустическом летном эксперименте.

Шур М.Л., Стрелец М.Х., Травин А.К. «Применение зонного RANS-LES подхода к расчету шума вентилятора двухконтурных турбореактивных авиадвигателей» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 55-60 (2024)

Приведены обзор и некоторые новые результаты исследований, направленных на решение кратко описанных выше проблем, которые проводятся в Санкт-Петербургском политехническом университете Петра Великого на протяжении нескольких последних лет.

Зуйкова В.Г., Маслов В.П., Миронов А.К., Мышенков Е.В. «Особенности излучения звука струей за соплом с односторонним расширением потока» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 165-167 (2024)

Проведено экспериментальное исследование шума струи за соплом с односторонним расширением потока.

Брагин Н.Н., Заварзина Е.А., Крутов А.А., Пигусов Е.А. «Аэродинамические особенности компоновок магистральных самолетов с различным уровнем акустического воздействия» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 195-196 (2024)

Представлены численные исследования эффективности аэродинамических схем магистральных самолётов (МС) в том числе нетрадиционных с учетом применения новых технологий в сравнении с классической компоновкой.

Войтишина М.С., Шевяков В.И., Денисов С.Л., Остриков Н.Н. «Практическая реализация оптимизационных процедур по снижению шума на местности для самолёта транспортной категории на взлётно-посадочных режимах» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 201-203 (2024)

В связи с ужесточением экологических требований к перспективным ВС, в том числе по шуму на местности в контрольных точках сертификации, перед разработчиками встает вопрос об учете требований по акустике в процессе разработки новых моделей ВС и модернизации существующих.

Горбовской В.С., Кажан А.В., Лаврухин Г.Н., Лысенков А.В., Матяш И.С., Савельев А.А., Шенкин А.В. «Расчетное исследование аэродинамических характеристик плоского сопла с системой шумоглушения для перспективного сверхзвукового пассажирского самолета» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 211-214 (2024)

Современные самолеты создаются в условиях жестких экономических, экологических ограничений и требований безопасности полета. При разработке перспективных сверхзвуковых гражданских самолетов (СГС) сложность выполнения этих требований дополняется тем фактом, что незначительные изменения геометрии могут приводить к существенным изменениям характеристик. Одним из важных элементов, влияющих на топливную эффективность летательного аппарата, на его акустическое совершенство и на безопасность полета, является реактивное сопло. Для уменьшения звукового удара и шума на местности в настоящее время на компоновке перспективного СГС с верхним расположением двигателя рассматривается плоское сопло с системой шумоглушения. В данной работе проводится аэродинамическое проектирование реактивного сопла с использованием расчетных методов. Потери эффективной тяги изолированных плоских (прямоугольных) сопел выше потерь тяги эквивалентных круглых сопел из-за угловых эффектов на внутренних и внешних поверхностях плоских сопел. Поэтому при проектировании используются расчетные методы, которые способны разрешить указанные эффекты.

Денисов С.Л., Остриков Н.Н. «Приложение метода конечных элементов к проблеме исследования эффективности экранирования авиационных некомпактных источников шума» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 215-219 (2024)

Представлены результаты разработки метода конечных элементов в постановке Бубнова–Галеркина ориентированного, прежде всего, на решение задачи расчёта экранирования авиационных некомпактных источников шума.

Шорстов В.А. «Расчет генерации, распространения и излучения шума в системе сверхзвуковой воздухозаборник–ротор первой ступени вентилятора на режиме взлета» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 234-238 (2024)

Ранее было проведено численное исследование распространения по каналу сверхзвукового воздухозаборника (ВЗ) и излучения в дальнее поле предварительно рассчитанных возмущений вентилятора, работающего в однородном потоке. Следует предположить, что возмущения, генерируемые рабочим колесом вентилятора (РК) в существенно неоднородном и турбулентном потоке будут отличны от регулярной системы ударных волн, так же могут отличатся особенности их распространения и излучения в дальнее поле. В текущей работе взаимное влияние течений в канале ВЗ и РК учитывается при помощи их совместного расчета.

Мясников М.И., Шомов А.И. «Методика расчета аэродинамических и аэроакустических характеристик несущего винта при автоматизированном проектировании» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 265-267 (2024)

Летно-технические характеристики (ЛТХ) любого винтокрылого летательного аппарата (ВКЛА) определяются аэродинамическим совершенством его несущей системы, состоящей из одного или нескольких несущих винтов. Лопасть несущего винта современного ВКЛА представляет собой сложный агрегат, который должен удовлетворять разнообразным требованиям, в том числе иметь высокие аэродинамические и аэроакустические характеристики. На сегодняшний день известны различные автоматизированные системы предварительного формирования облика и расчета основных элементов вертолета, основанные на использовании классических расчетных моделей - теории элемента лопасти, импульсной или вихревой теории винта. В настоящей работе авторами предложена методика, позволяющая рассчитывать аэродинамические и аэроакустические характеристики несущего винта с использованием систем автоматизированного проектирования и расчетных программ CFD моделирования на этапах как предварительного, так и рабочего проектирования.

Канев Н.Г. «Звукопоглощающие конструкции с тангенциальным импедансом» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 285-288 (2024)

Для снижения шума авиадвигателей широко используются звукопоглощающие конструкции (ЗПК), устанавливаемые на стенках канала. В процессе проектирования характеристики ЗПК оптимизируются таким образом, чтобы обеспечить минимальное излучение звука из двигателя во внешнее пространство либо получить максимальное затухание звука, распространяющегося в канале. Как правило, ЗПК состоит от отдельных элементов – резонаторов Гельмгольца, образующих поверхность, для которой применяется эквивалентное граничное условие в виде однородного локального импеданса, представляющего собой отношение давления у поверхности к ее нормальной скорости. Резонатор Гельмгольца является рассеивателем звука монопольного типа. Взаимодействие нескольких резонаторов может дать рассеяние более высокого порядка мультипольности.

Синер А.А., Зидыганов В.Г. «Разработка методики расчета акустических характеристик звукопоглощающих конструкций» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 294-296 (2024)

При создании звукопоглощающих конструкций (ЗПК) авиационного двигателя широко используются резонаторы Гельмгольца. Отдельные ячейки сотовых ЗПК представляют собой отдельные резонаторы такого типа. Для определения акустических характеристик ЗПК рассмотренного типа используется интерферометр с нормальным падением звуковых волн и стандартизированный двухмикрофонный метод передаточной функции. Данный экспериментальный метод не позволяет детально проанализировать физические процессы, происходящие внутри резонатора Гельмгольца, и определить в явном виде основные причины затухания звуковых волн, так как наблюдатель эксперимента видит только показания микрофонов в двух точках. Для более детального изучения процесса звукопоглощения в ячейке ЗПК используется численное моделирование, проводимое в коммерческом программном продукте. Целью данной работы является разработка методики расчета акустических характеристик.

Майзель А.Б., Пялов К.Н., Слуцкий Р.В. «Исследование шумоизлучения, обусловленного обтеканием тела жидкой средой» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 359-362 (2024)

Расчет шумоизлучения, обусловленного обтеканием объектов, находящихся в жидкой среде, является комплексной задачей гидродинамики и акустики. Используемая в настоящее время методология определения акустических характеристик таких объектов построена на проведении испытаний с использованием физических моделей небольшого масштаба, что не позволяет с требуемой точностью определять акустические параметры исследуемых объектов в силу малого размера модели. Использование крупномасштабных моделей позволило бы избавиться от влияния масштабного эффекта, однако стоимость таких испытаний крайне велика. Методы математического моделирования гидродинамических и акустических процессов позволяют производить расчеты необходимых характеристик объектов на ранних стадиях проектирования и корректировать техническую документацию с меньшими временными затратами по сравнению с физическим моделированием. Вопросы определения шумоизлучения объектов в аэроакустике рассмотрены довольно широко. Приведенные задачи решались для случаев обтекания, характеризуемого различными числами Рейнольдса, как докритическими, так и закритическими. В данной работе для расчета шумоизлучения использовалась интегральная аналогия Фокса–Вильямса и Хокингса. В настоящей работе рассмотрена двумерная задача расчета шумоизлучения, вызванного обтеканием жидкостью бесконечного абсолютно твердого цилиндра круглого сечения. Рассмотрены два варианта расположения источников шума: на твердой поверхности цилиндра и на проницаемой поверхности, окружающей цилиндр.

Дружинин Я.М., Милешин В.И., Россихин А.А. «Расчётное исследование аэродинамических и акустических характеристик двухступенчатого вентилятора двигателя перспективного СПС» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 417-418 (2024)

Формирование облика силовой установки перспективного сверхзвукового пассажирского самолета (СПС) является комплексной задачей как в части аэродинамического проектирования, так и со стороны требований к ресурсу и экологии (уровень шума, эмиссия). Особенности аэродинамики и акустики одноступенчатых вентиляторов двухконтурных двигателей дозвуковых самолетов широко исследуются и публикуются, однако для перспективных двигателей СПС со степенью двухконтурности от 1.0 до 3.0 предполагается применение двухступенчатых вентиляторов, обеспечивающих более высокую степень повышения полного давления. Для вентилятора гражданского двигателя не предполагается наличие регулируемых направляющих аппаратов, что дополнительно усложняет разработку, так как параметры на входе в вентилятор существенно изменяются в течение полётного цикла. В работе рассматривается высокоэффективный малошумный вентилятор с широкохордными бесполочными лопатками без входного направляющего аппарата с высокой удельной производительностью W≈200 кг/с/м² с целью уменьшения входного диаметра.

Макаров В.Е., Дегтярев В.В., Синер А.А., Шорстов В.А. «Сравнительный расчетный анализ распространения акустических возмущений вентиляторной ступени через входные устройства различного назначения» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 453-455 (2024)

С использованием программного комплекса, созданного на основе численного метода, решалась задача о распространение акустических возмущений, создаваемых вентиляторной ступенью современного ТРДД на режиме «Взлет», в каналах входных устройств различного назначения, имитирующих работу двигателя в условиях испытательного стенда и в полете. Результаты численного моделирования течения в радиальноосевой турбине в стационарной постановке сопоставлены с результатами моделирования, выполненными в нестационарной постановке с использованием метода нелинейного гармонического анализа (NLH).

Милешин В.И., Россихин А.А. «Исследование различных подходов к расчету тонального шума лопаточных машин» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 458 (2024)

Основными источниками тонального шума современных авиационных двигателей являются лопаточные машины – вентилятор, подпорные ступени компрессора низкого давления, турбина низкого давления. В простейшем случае задачу расчета тонального шума можно свести к расчету взаимодействия рабочего колеса и спрямляющего аппарата (вентилятор). Однако, такие лопаточные машины, как подпорные ступени или турбина низкого давления, обычно содержат несколько ступеней. Даже в случае вентилятора при расчете шума иногда надо учитывать взаимодействие рабочего колеса с силовыми стойками. Наиболее простой подход к расчету тонального шума турбомашины – это прямой нестационарный расчет во всех межлопаточных каналах каждого венца, однако, он является очень затратным по вычислительным ресурсам, в случае если число венцов заметно больше двух. Одним из возможных подходов к ускорению расчета является переход от расчета эволюции поля течения во времени к стационарному расчету для конечного набора полей гармоник. Гармонические методы доказали свою эффективность в применении к расчетам тонального шума вентиляторов, где они позволяют сократить расчетную область до одного межлопаточного канала на каждый венец. Также в ряде работ, было показано, что гармонические методы позволяют провести приближенный расчет тонального шума многоступенчатой турбомашины с приемлемой точностью и вычислительными затратами. При этом расчет в частотной области, как для одноступенчатых, так и для многоступенчатых турбомашин, может проводиться как в линейной, так и в нелинейной постановке. Другой возможный подход состоит в использовании граничных условий, обеспечивающих обобщенную периодичность решения. Расчет проводится во временной области, однако расчетная область ограничена одним или несколькими (в случае многоступенчатой турбомашины) межлопаточными каналами. На границах этих межлопаточных каналов ставятся специальные горничные условия, определяемые имеющимися предположениями о спектре (модальном составе в случае многоступенчатой турбомашины) излучения. Данные подходы реализованы в рамках численного метода, разработанного в ЦИАМ. Метод базируется на решении линейных или нелинейных уравнений Эйлера для возмущений поверх вязкого стационарного среднего поля течения в системе отсчета вращающихся венцов. В рамках работы с использованием численного метода, разработанного в ЦИАМ, был проведено сопоставление результатов расчетов с использованием различных подходов на примере модельных задач. Сделаны выводы об относительной эффективности подход при решении различных классов задач.

Милешин В.И., Дружинин Я.М., Россихин А.А. «Расчетное исследование тонального шума модельного вентилятора с использованием гармонических методов» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 461-462 (2024)

Доминирующий вклад в шум ТРДД вносит вентилятор. Одним из подходов к снижению шума вентилятора является снижение окружной скорости вентилятора. В данной работе исследуется тональный шум вентилятора со сверхнизкой окружной скоростью в передней и задней полусферах на режимах «набор высоты» и «взлет». В рамках работы с использованием численного метода, разработанного в ЦИАМ, был проведен расчет мощности излучения и построены диаграммы направленности излучения шума из воздухозаборника и сопла вентиляторной ступени для второй, третьей и четвертой гармоник частоты следования лопаток (первая гармоника не излучается в рамках использованной модели).

Дубень А.П., Козубская Т.К., Родионов П.В. «Численное моделирование и анализ акустического поля, создаваемого крылом прототипа сверхзвукового пассажирского самолета на режиме посадки» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Молодёжный симпозиум, г. Светлогорск Калининградской области, 16–22 сентября 2024 г. Сборник трудов, с. 69-70 (2024)

В настоящее время, в том числе в России, существуют несколько проектов, нацеленных на создание сверхзвукового пассажирского самолета (СПС) с низким уровнем звукового удара. Высокий приоритет в рамках данных проектов, помимо непосредственно минимизации интенсивности звукового удара на крейсерских режимах полета, имеют оптимизация аэродинамики планера для всех режимов полета и выбор параметров силовой установки. Так как разрабатываемый самолет является гражданским, важное значение приобретает также соответствие сертификационным требованиям ИКАО по шуму на местности. Как и в случае дозвуковых гражданских самолетов, наибольший источник шума СПС при взлете будет связан с работой силовой установки. По предварительным оценкам и на режиме посадки доминирующие источники шума СПС будут связаны с силовой установкой, хотя для современных дозвуковых самолетов существенный вклад в общий шум на посадке вносят и элементы планера, такие как шасси и органы механизации крыла. Целью настоящей работы является получение и анализ спектрального состава шума крыла СПС на режиме посадки в дальнем и ближнем полях. Представлены результаты численного моделирования аэродинамики крыла прототипа СПС на режиме посадки и создаваемого им акустического поля. Моделирование аэродинамических характеристик было проведено в рамках RANS подхода при помощи модели SST RC Mod

Козубская Т.К., Плаксин Г.М., Софронов И.Л. «Идентификация акустического источника, формируемого прямым крылом самолета на режиме посадки, с помощью численного бимформинга» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Молодёжный симпозиум, г. Светлогорск Калининградской области, 16–22 сентября 2024 г. Сборник трудов, с. 88-90 (2024)

В рамках постепенно усложняющихся прикладных задач аэроакустики возникает необходимость разработки средств анализа данных, получаемых из вычислительного эксперимента. Численный бимформинг, являясь одним из таких средств, представляет из себя технологию идентификации акустического источника по данным, накопленным в ходе проведения CFD-расчета. В отличие от подобных технологий натурного эксперимента, численный бимформинг существенным образом учитывает особенности вычислительного происхождения получаемого массива данных и преимущества их большого объема. В основе подхода численного бимформинга лежит решение обратной задачи на нахождение правой части в уравнении Гельмгольца, которая может соответствовать монопольному, дипольному источнику и источнику смешанного типа. Подход для источников монопольного типа демонстрирует высокую точность при решении задачи на синтетических данных, в случае источниковдиполей же возникает фундаментальная неединственность решения, в силу чего для достижения той же точности требуется априорная информация об источнике. При построении предлагаемого метода численного бимформинга отсутствует свойственное натурным техникам предположение о некоррелированности источника, поэтому рассматриваемая задача допускает наличие и коррелированных источников. В данной работе с помощью численного бимформинга исследуется акустический источник, формируемый прямым крылом самолета на режиме посадки. Исследование проводится на данных CFD-расчета турбулентого обтекания профиля крыла 30P30N с выпущенной механизацией

Стабников А.С., Вьюшкина И.А., Никулин Д.А., Травин А.К., Глазунова Е.В., Деулин А.А. «Расчет аэроакустического резонанса при обтекании шарового резонатора низкоскоростным турбулентным потоком сжимаемого газа с помощью гибридного RANS-LES подхода» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Молодёжный симпозиум, г. Светлогорск Калининградской области, 16–22 сентября 2024 г. Сборник трудов, с. 106-109 (2024)

Необходимость в расчетном предсказании развития аэроакустического резонанса при обтекании тел турбулентными потоками и в определении его характеристик возникает во многих отраслях современной техники. Очевидно, что получение надежного численного решения таких задач возможно лишь на основе вихреразрешающих подходов к моделированию турбулентности, которые, в принципе, позволяют не только рассчитать аэродинамические характеристики потока и распространение в нем акустических возмущений, но и непосредственно описать процессы генерации звуковых волн турбулентными вихревыми структурами при их взаимодействии с твердыми поверхностями и друг с другом. Следует отметить, что расчет течений рассматриваемого типа является нетривиальной задачей и сопряжен с рядом трудностей. Прежде всего, принципиальным требованием к такому расчету является разрешение в нем тех (возможно, весьма мелких) турбулентных структур, которые ответственны за генерацию звука на частотах, близких к частоте резонанса в исследуемом течении. Еще одна потенциальная трудность вычислительного характера состоит в необходимости точного описания акустических процессов в существенно дозвуковых (число Маха М<<1) потоках, что может потребовать применения весьма сложных специализированных численных алгоритмов. Наконец, для достаточно точного расчета характеристик акустического резонанса необходимо обеспечить отсутствие даже слабых отражений звуковых волн от проницаемых границ расчетной области, а также распространения внутрь этой области возмущений, вызванных пересечением ее границы турбулентными вихревыми структурами. В работе предпринята попытка решения данной задачи с использованием экономичного вихреразрешающего гибридного RANS-LES метода DDES, получившего к настоящему времени весьма широкое распространение при моделировании турбулентных течений при практически значимых (высоких) числах Рейнольдса.

Данилин А.Н., Денисов Е.А., Онучин Е.С., Фельдштейн В.А. «Механическая модель космического лифта. Колебания» Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, № 3, с. https://old.kai.ru/aviatech/archive/3.24.pdf (2024)

Рассмотрен вариант троса равного сопротивления и выведен комплекс безразмерных критериев подобия, связывающих упругие, прочностные, инерционные характеристики материала троса, массы технологической платформы лифта и ее орбиты. В настоящей статье модель расширена для исследования волновых процессов и колебаний. Рассмотрены парциальные продольные и поперечные волны и соответствующие им дисперсионные соотношения. На основе полных уравнений анализируются связанные продольные и поперечные стационарные колебания. Космический лифт, трос, платформа, гравитация, центробежная сила, натяжение, равное сопротивление, стационарные колебания

Пешков Р.А., Третьяков П.А. «Методика оценки ударно-волнового и акустического нагружения проектируемого ракетного блока, оснащенного двигательной установкой с центральным телом, на этапе посадки» Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, № 3, с. https://old.kai.ru/aviatech/archive/3.24.pdf (2024)

Рассматривается методика оценки ударно-волнового и акустического нагружения элементов корпуса ракетного блока сверхлегкой частично многоразовой ракеты-носителя на этапе посадки с учетом динамики движения. Сформирована математическая модель движения границы, истечения газа с поправкой на сжимаемость турбулентной вязкости и расчета распределения акустической мощности по поверхности аппарата методом широкополосного шума в программном комплексе ANSYS Fluent. Определены значения акустической мощности на поверхности аппарата в момент посадки, а также распределения статического давления по поверхности защитного экрана хвостового отсека с течением времени посадки. Выявлены направления повышения точности методики. Ракета-носитель, ударно-волновые нагрузки, акустические процессы, струя, преграда, ракетный блок

Кисилев М.А., Овчинников В.В., Петров Ю.В. «Влияние гироскопических систем демпфирования на аэроупругие колебания крупногабаритного самолета» Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, № 1, с. https://old.kai.ru/aviatech/archive/1.25.pdf (2025)

Проведена оценка влияния гироскопических систем демпфирования на аэроупругие и прочностные характеристики крупногабаритного самолета с помощью математической модели аэроупругости самолета с учетом подвижности топлива в крыльевых топливных баках. Показано, что гироскопическая система демпфирования, выполненная по схеме скоростного гироскопа, обеспечивает гашение колебаний двигателей, установленных на упругих пилонах под крылом и позволяет устранить локальную аэроупругую неустойчивость, обусловленную взаимодействием крутильных колебаний крыла и двигательных упругих тонов. Установлено, что благодаря гироскопической системе демпфирования, выполненной по схеме пружинного маятника, уменьшается уровень нагрузок на крыло в области первого изгибного тона, существенно влияющий на усталостную повреждаемость верхней панели крыла при движении по земле. Представлены результаты расчета для самолетов Ил-76, Ту-204

Кустов О.Ю., Храмцов И.В., Кузнецов А.А. «Оценка акустических характеристик низкочастотных образцов звукопоглощающих конструкций с разной геометрией отверстий методом передаточной функции при высоких уровнях звукового давления» Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, № 1, с. https://old.kai.ru/aviatech/archive/1.25.pdf (2025)

Рассмотрены акустические характеристики тестовых образцов низкочастотных звукопоглощающих конструкций с удлиненной шейкой отверстий при воздействии высоких уровней звукового давления. Круглые отверстия с разным диаметром имеют меньшее поглощение и вязкие диссипативные потери, чем отверстия в форме щели и звезды – пентаграммы. Увеличение степени перфорации уменьшает смещение в область низких частот у образцов с удлиненной шейкой отверстий. Показано, что при уровнях звукового давления 160 дБ в случаях с удлиненной шейкой действительная часть импеданса имеет малые отличия между круглыми и нестандартными отверстиями. Аэроакустика, звукопоглощающие конструкции, импеданс, низкие частоты, резонатор с удлиненной шейкой

Максимов Д.С., Модорский В.Я., Калюлин С.Л., Саженков Н.А. «Расчетно-экспериментальная оценка влияния жесткости лопастей на напряженно-деформированное состояние и вибрации воздушного винта двигателя летательного аппарата при обледенении» Вестник Московского авиационного института, 31, № 3, с. 52-60 (2024)

Описана методика расчетно-экспериментальной оценки влияния жесткости лопастей вентилятора двигателя малогабаритного летательного аппарата на его вибрационное состояние при обледенении. Проведена оценка характеристик жесткости лопастей вентилятора, получены временные зависимости виброскорости для вентиляторов с лопастями различной жесткости. Показано, что появление критического режима в диапазоне рабочих частот вращения вентилятора с парой менее жестких лопастей может повысить виброскорость до 16 мм/с. Для вентилятора с парой более жестких лопастей значения виброскорости не превышали 7 мм/с. Получены расчетные зависимости деформаций ледяной корки на поверхности вентилятора под действием центробежных и газодинамических сил. Показано, что при увеличении жесткости лопасти на 36% относительно базового значения средние напряжения в корке льда уменьшаются на 22%. Если жесткость лопасти увеличить на 174%, средние напряжения в корке льда уменьшатся всего на 52%, что говорит о нелинейном характере зависимости.

Колесников В.И., Сыпало К.И., Медведский А.Л., Зиченков М.Ч., Корякин А.Н., Политыко К.Н. «Механический фрикционный демфер вибраций авиационных конструкций на основе вращательных пар трения» Вестник Московского авиационного института, 31, № 3, с. 72-82 (2024)

Рассматривается низкоамплитудный фрикционный демпфер вибраций авиационных конструкций на основе вращательной пары трения типа «вал–втулка». Выполнен анализ эффективности диссипации энергии вибраций с различными амплитудами и интенсивностью в зависимости от параметров демпфера, определяемых для фиксированного диаметра компонентов вращательной пары трения, значением угла поворота вала и фрикционными свойствами покрытия трущихся поверхностей. Исследованы покрытия нитридные CrAlSiN, TiAlN и высокоэнтропийные TiCrZrHfNb, получаемые по технологии вакуумного ионно-плазменного напыления, и высокоэнтропийные покрытия CuCrMnFeCoNi, полученные магнетронным методом распыления. Приводятся физико-механические и трибологические характеристики покрытий, а также математическая модель результатов экспериментального исследования демонстратора демпфера.

Писарев П.В., Ахунзянова К.А. «Разработка звукопоглощающей конструкции с разновысотными и составными резонаторами для авиационных двигателей» Вестник Московского авиационного института, 31, № 3, с. 106-116 (2024)

Проведены численные эксперименты по моделированию распространения акустических волн в модельном канале, оснащенном разновысотными и составными резонаторами различного объема. Выявлены эффективные сочетания призматических резонаторов. Выявленные зависимости могут быть использованы при разработке ЗПК для авиационного двигателя. Разработаны схемы и рекомендации по размещению разновысотных и составных резонаторов, которые позволяют увеличить число степеней свободы и акустическую эффективность резонансных звукопоглощающих конструкций. Выполненные исследования позволили выявить закономерности акустических процессов в модельных каналах и разработать однослойные составные звукопоглощающие конструкции, способные работать на нескольких резонансных частотах.

Лебига В.А. «Особенности акустики в рабочих частях аэродинамических труб больших скоростей» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 389-392 (2024)

Роль акустических возмущений в формировании течений при моделировании обтекания тел в аэродинамических трубах больших скоростей общепризнанна, но механизмы такого влияния не всегда известны и могут быть определены. В значительной мере развитие возмущений в ламинарном пограничном слое и переход к турбулентному течению в пограничном слое на моделях, отрыв пограничного слоя и связанные с ними изменение трения и теплопередачи определяются свойствами внешних возмущений в рабочих частях аэродинамических труб и, в первую очередь, акустических пульсаций. Из трех возможных мод возмущений, турбулентности, температурной неоднородности и акустики, только последняя, как правило, оказывает наибольшее влияние на возникновение, развитие нестационарных процессов при обтекании моделей из-за малости других. В современных аэродинамических трубах предпринимаются эффективные меры, такие как хонейкомб, детурбулизирующие сетки, обеспечивающие низкий уровень турбулентности в форкамере, а высокая степень поджатия потока, приводит к тому, что в рабочих частях пульсации скорости пренебрежимо малы, как и температурная неоднородность, источники которой в обычных аэродинамических трубах отсутствуют. В то же время акустические возмущения присутствуют практически во всех аэродинамических трубах, но для разработки эффективных способов борьбы с этими возмущениями или учёта их влияния необходима информация об их источниках и структуре. Поэтому детальные исследования структуры акустических возмущений необходимы по крайней мере по двум причинам: во-первых, для изучения влияния на упомянутые выше процессы, и, во-вторых, для создания методов если не для ликвидации акустических возмущений, то для управления и снижения до уровней, гарантирующих отсутствие их влияния на исследуемые процессы. Целью данной работы является определение характеристик акустических пульсаций, достаточных для адекватного и полного их описания, позволяющего использование при математическом и экспериментальном моделировании процессов.

Гурбатов С.Н., Демин И.Ю. «Численный анализ распространения интенсивных акустических шумов на стадии взаимодействия развитых разрывов» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 151-152 (2024)

Распространение интенсивных акустических шумовых волн (например, реактивный шум – Jet Noise) в слабодиспергирующих средах описывается обобщенным уравнением Бюргерса (УБ). Обобщенное УБ описывает три физических эффекта, влияющих на форму и амплитуду распространяющейся волны: динамическую нелинейность, вязкое затухание и геометрическую расходимость. Для начального шумового поля УБ не имеет точного аналитического решения, и задача о эволюции нелинейных случайных процессов решается численными методами, например, предложенной разностная схемой в спектральной области с использованием быстрого преобразования Фурье (БПФ). Предложенная схема численного решения позволила рассмотреть эволюцию нелинейных случайных волн в случае сильной нелинейности и слабой сферической расходимости волны. Применительно к вычислительным задачам аэроакустики представлен обзор результатов численного моделирования распространения интенсивных акустических шумов на стадии развитых разрывов, когда формируется автомодельный спектр интенсивных шумов. Приведены оценки для модельных и реальных экспериментов по распространению плоских и сферических регулярных и шумовых волн, а также предложен метод определения характеристик начального спектра по результатам измерения шума на дальних трассах от источника.

Клименко Д.В., Радостин А.В., Тимушев С.Ф., Февральских А.В., Щеглов Д.К. «Численное моделирование тонального шума квадрокоптера в программном комплексе FLOWVISION» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 262-264 (2024)

Развитие интереса к легким беспилотным летательным аппаратам стимулирует потребность в моделировании акустических характеристик этого вида техники. Особенно важным являются такие расчеты для различных компоновок летательного аппарата с несколькими винтами. Представлены результаты апробации новых возможностей для выполнения акустических расчетов с использованием программного комплекса FlowVision на примере тонального шума квадрокоптера. Методика расчета основана на акустико-вихревой декомпозиции уравнений движения сжимаемой среды.

Чэнь Болунь, Мошков П.А., Тимушев С.Ф. «Численное исследование аэроакустического взаимодействия компоновки воздушного винта. Валидация методики расчета» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 268-272 (2024)

Распределенные электрические силовые установки становятся все более распространенными из-за возможности устанавливать движители в разных местах самолета независимо от положения источника энергии. Для авиаконструкторов распределенные электрические силовые установки открывают новые возможности в области аэродинамики, управления самолетом и аэроакустики. Воздушные винты, как эффективный движитель, хорошо подходят для низкоскоростных летательных аппаратов, обеспечивающих аэромобильность. Ожидается, что аэроакустические характеристики летательного аппарата с распределенными воздушными винтами могут существенно отличаться от характеристик обычного гражданского самолета. Представлен сравнительный анализ аэроакустических характеристик трех небольших воздушных винтов, которые представляют собой систему распределенных движителей, и одного большого воздушного винта АВ-2, который применяется в самолете Ан-2.

Зайцев Д.К., Колесник Е.В., Смирнов Е.М. «Опыт численного моделирования акустического резонанса в кольцевой полости с осевым транзитным потоком» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 280-284 (2024)

Хорошо известным случаем развития автоколебаний резонансного типа является акустический резонанс в глубокой полости или в глухом боковом отводе трубопровода. Благодаря эффекту синхронизации, возникающему в подобного рода конфигурациях, резонансные автоколебания наблюдаются в некотором диапазоне скоростей транзитного потока, причем одновременно могут возбуждаться несколько мод собственных колебаний. В настоящей работе представляется опыт численного моделирования установившихся акустических автоколебаний в кольцевой полости, которая опоясывает круглую трубу в месте ее локального сужения. Транзитное течение воздуха в трубе существенно дозвуковое. Прототипом для построения вычислительной модели служили условия экспериментального исследования, проведенного в лаборатории ОКБМ им. И.И. Африкантова

Кузнецов А.А., Пальчиковский В.В., Храмцов И.В. «Определение скорости колебаний в горле резонатора Гельмгольца с помощью численного моделирования» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 289 (2024)

В настоящее время для снижения шума в каналах энергетических установок и авиадвигателей широко используются звукопоглощающие конструкции (ЗПК), которые устанавливаются на внутренних поверхностях входных и выхлопных каналов. Основной характеристикой таких конструкций является импеданс комплексная величина, которая зависит от геометрических параметров и условий эксплуатации. Как известно, импеданс определяется как отношение акустического давления к акустической скорости в точке на поверхности ЗПК. Однако, определение импеданса по данному соотношению в эксперименте существенно осложнено в связи со сложностью определения акустической скорости. По данной причине для определения акустических характеристик ЗПК используют различные микрофонные методы. Численный расчет позволяет совместно определять параметры течения в различных точках расчетной области. В данной работе производился нестационарный газодинамический расчет течения внутри интерферометра нормального падения с модельным образцом ЗПК.

Пальчековская Н.В. «Исследование нелинейной стадии ламинарно-турбулентного перехода в сверхзвуковом пограничном слое под воздействием акустических возмущений» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 322-325 (2024)

Рассматривается возбуждение и развитие неустойчивых волн первой моды на пластине при числе Маха набегающего потока M∞=3, температуре стенки близкой к адиабатической и числе Рейнольдса Re-8=2·10⁷, характерном для натурного сверхзвукового полета. Рассматривается обтекание плоской пластины под нулевым углом атаки. ЛТП в рассматриваемой задаче обусловлен возбуждением и развитием конвективно-неустойчивых волн первой моды по классификации Мэка. Основные цели работы: выполнить целостное численное моделирование всех стадий перехода, оценить возможность практической реализации амплитудного метода для предсказания начала перехода.

Егоров И.В., Нгуен Н.К., Чувахов П.В «Численное моделирование взаимодействия слабых ударных волн и сверхзвукового пограничного слоя на плоской пластине с затупленной передней кромкой» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 2, с. 113-125 (2024)

Расчетным путем исследовано взаимодействие слабых ударных волн в виде N-волны со сверхзвуковым ламинарным пограничным слоем на плоской пластине с затупленной передней кромкой при числе Маха набегающего потока M=2.5. Численные результаты сопоставлены с известными экспериментальными данными. Обсуждается совместное влияние N-волны и притупления передней кромки на процесс ламинарно-турбулентного перехода. Ключевые слова: численное моделирование, уравнение Навье–Стокса, волна Маха, слабая ударная волна, плоская пластина с затупленной передней кромкой, сверхзвуковой пограничный слой

Чэнь Болунь, Тимушев С.Ф. «Численное исследование аэроакустического взаимодействия компоновки воздушного винта» Вестник Пермского национального исследовательского политехнического университета. Аэрокосмическая техника, № 3, с. 59-74 (2024)

Описывается расчетное исследование аэроакустического взаимодействия, которое происходит между воздушным винтом и крылом летательного аппарата. Предложен численный подход, основанный на расчете в частотной области, для прогнозирования шума винта в дальнем поле, который требует, чтобы аэродинамические источники были интегрированы по действительной поверхности лопасти, а не по поверхности ометаемого воздушным винтом диска. Этот численный подход был подтвержден сравнением с экспериментальными результатами и расчетами акустико-вихревым методом. В работе представлены несколько компоновок воздушного винта и крыла (тянущий винт, толкающий винт, винт над крылом) и сделан вывод об аэродинамическом взаимодействии и преимуществах этих компоновок. Моделирование проведено для одиночного воздушного винта и четырех различных компоновок воздушного винта с крылом. Результаты показывают, что для легких самолетов на крейсерском режиме взаимодействие винта и крыла влияет на аэродинамическую характеристику воздушного винта, но аэроакустическое взаимодействие винта и крыла может не оказывать существенного влияния на уровень звука и направленность шумового излучения. Вместе с тем нестационарная нагрузка на лопасть воздушного винта может изменить направленность и уровни шумового излучения по сравнению с шумом излучения крыла, вызванного эффектом установки воздушного винта, или по сравнению с шумом изолированного воздушного винта, работающего в невозмущенной окружающей среде. Ключевые слова: шум на местности, шум винта, шум крыла, компоновки воздушного винта, CFD-CAA, гармоники частоты следования лопастей, метод FW-H, акустико-вихревый метод, метод конечных элементов, распределенная силовая установка.

Юлдашев П.В., Сапожников О.А., Карзова М.М., Цысарь С.А., Квашенникова А.В., Коннова Е.О., Хохлова В.А. «Численные модели распространения нелинейных акустических волн в задачах медицинского ультразвука и в некоторых приложениях аэро- и подводной акустики» Вестник Московского университета. Серия 3: Физика. Астрономия, 80, № 1, с. 2520301 (2025)

Рассматриваются численные алгоритмы, используемые для решения эволюционных уравнений нелинейной акустики, таких как уравнение Бюргерса, уравнение Хохлова–Заболотской–Кузнецова (ХЗК), однонаправленное уравнение Вестервельта. Представлены основные результаты, полученные с помощью разработанных численных моделей при исследовании распространения интенсивных звуковых волн в различных средах. В частности, рассмотрены примеры решения задач медицинского ультразвука, нелинейной аэроакустики и нелинейной гидроакустики. Обсуждается обобщение однонаправленных моделей на случай присутствия неоднородностей среды с использованием методов широкоугольного параболического приближения в трехмерных задачах.

Карабасов С.А. «О нелинейной динамике турбулентных струй и ее связи с эффективными источниками звука акустической аналогии» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 168-173 (2024)

Пространственно-временная динамика пульсаций давления в турбулентных струйных течениях исследуется с помощью теории нелинейных динамических систем с использованием подхода на основе символьного анализа. По сравнению со многими другими методами анализа, такими как акустическая аналогия, резольвентный анализ, вейвлеты или разложения на ортогональные моды, предлагаемый подход полностью свободен от каких-либо допущений моделирования при обработке турбулентных полей, основанных на линеаризации вокруг некоторого среднего течения. Разработанный подход, использующий теорию порядковых структур и символьного анализа, применяется для анализа данных расчета на основе крупных вихрей (LES), отвечающих условиям истечения круглых и шевронных струй эксперимента NASA SHJAR для акустических чисел Маха 0,5 и 0,9. LES решения, основанные на пристеночной функции получены с использованием метода КАБАРЕ, ускоренного на графических процессорах (GPU). Результаты символьного анализа выявляют пространственное распределение структур струйного течения с высокой вероятностью организованной динамики. Чтобы связать полученные результаты с аэроакустической теорией, обсуждаются сравнения полученных закономерностей с распределением плотности эффективных источников шума, рассчитанных на основе модели обобщенной акустической аналогии Гольдштейна.

Афонина Е.В. «Стабилизация автоколебаний жидкости в баке окислителя путем изменения гидродинамических параметров колебаний жидкости в баке горючего» Вестник Московского авиационного института, 31, № 3, с. 178-187 (2024)

Представление о движении ракеты с жидкостным ракетным двигателем на активном участке полета как о движении твердого тела, является сильно упрощенным, поскольку наличие больших масс жидкого топлива со свободными поверхностями в топливных баках разгонного блока служит причиной возникновения дополнительных сил, оказывающих влияние на динамические свойства ракеты. Это влияние основывается на двух основных факторах: угловое движение ракеты влияет на возмущение жидкости в баках, а движение жидкости в баках вызывает дополнительные инерционные силы и моменты, действующие на ракету. Поэтому необходимо учитывать влияние жидких компонентов топлива в баках разгонного блока на движение ракеты для повышения устойчивости и управляемости ее движения. Применение коэффициентного критерия фазовой стабилизации показало, что фазовая стабилизация разгонного блока при помощи автомата стабилизации не может быть обеспечена на всём активном участке полёта при выведении полезного груза небольшой массы. Особенно это касается колебаний жидкого наполнения бака окислителя. Математическое моделирование возмущенного движения разгонного блока на активном участке полета также демонстрирует, что при выведении разгонным блоком полезного груза малой массы в начале активного участка в баке окислителя возникают автоколебания жидкости с амплитудами, близкими к амплитуде разрушающей волны. Предложен способ уменьшения амплитуды колебаний жидкости в баке окислителя при помощи изменения геометрического момента инерции свободной поверхности жидкости бака горючего таким образом, чтобы положение центра масс разгонного блока оказалось выше свободной поверхности жидкости в баке окислителя на максимально возможном участке полета. Такой метод позволяет расширить область применения фазовой стабилизации колебаний жидкости в баках разгонного блока. Применение результатов проведенного исследования позволит повысить точность выведения разгонного блока путем уменьшения влияния его поперечных колебаний, частота которых близка к частоте собственных колебаний жидкости в баках разгонного блока. Предложенный метод позволяет стабилизировать колебания жидкости в баках разгонного блока, не прибегая к изменению начального объема топлива в них.

Каргаев М.В. «Расчёт совместных изгибно-крутильных колебаний лопасти при раскрутке и торможении несущего винта вертолета в условиях ветра» Вестник Московского авиационного института, 31, № 4, с. 101-112 (2024)

Излагается метод расчета совместных изгибно-крутильных колебаний лопасти несущего винта (НВ) вертолета при раскрутке и торможении несущего винта в условиях ветра. Предложенный метод позволяет рассчитывать параметры напряженно-деформированного состояния лопасти, количественно оценивать предельные скорости ветра при раскрутке и торможении несущего винта, рассчитывать прочность лопасти в наземных случаях нагружения, и в частности при резком торможении НВ и при ударе по упорам шарниров НВ. Приведены результаты расчета предельной скорости ветра при раскрутке несущего винта вертолета типа Ми-171А3. Ключевые слова: лопасть несущего винта, ветровое нагружение, раскрутка и торможение несущего винта, метод Галеркина, метод Ньюмарка, SVD-алгоритм, напряженно-деформированное состояние

Остриков Н.Н., Яковец М.А. «О робастном методе учета влияния разрывов импеданса стенок на распространение звука в каналах с потоком» Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике: Девятая российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16–21 сентября 2024 г. Сборник тезисов, с. 290-293 (2024)

Поиск оптимальных значений импеданса звукопоглощающих конструкций (ЗПК), устанавливаемых в каналах авиадвигателей с целью достижения наибольшего снижения шума самолетов на местности, требует учета ряда факторов, который сложно эффективно реализовать без использования численных методов. Однако мощностей современных компьютеров не хватает для робастного решения соответствующих задач при оптимизации импеданса ЗПК, так как в каналах реальных двигателей на каждой практически значимой частоте распространяются тысячи звуковых мод, и поэтому актуальным является использование симбиоза аналитических и численных методов. Настоящая работа посвящена разработке робастного метода учета одного из таких факторов – наличие стыков ЗПК на стенках каналов двигателя