1 квітня 2009 року виконується 10 років із часу надання аеродинамічному комплексу ХАІ статусу об'єкта національного надбання України. Завдяки державній фінансовій підтримці аеродинамічний комплекс (АК) продовжує бути основною базою для виконання фундаментальних та прикладних науково-дослідницьких робіт в галузі аеродинаміки літальних апаратів, а також учбовим полігоном для виховання молодих вчених та фахових спеціалістів в зазначеній галузі. Протягом останніх 10 років АК був відреставрований та зберігається в робочому стані, а його подальша модернізація є запорукою успішного виконання замовлень КБ та підприємств не тільки авіаційної та ракетної техніки, а також інших галузей народного господарства України.

Основным методом определения шумовых характеристик различных объектов является их испытание в вободном звуковом поле. Для создания условий свободного звукового поля строят безэховые помещения - шумозаглушенные камеры, представляющие собой звуковиброизолированные помещения, в которых имеют место условия, близкие к условиям распространения звука в свободном пространстве. Именно такое помещение - шумозаглушенная камера для акустических и аэроакустических исследований спроектирована и построена при кафедре аэрогидродинамики Национального аэрокосмического университета им. Н. Е. Жуковского "ХАИ". Для проведения акустических измерений в любой шумозаглушенной камере необходимо, прежде всего, исследовать ее звуковое поле и, таким образом, определить ее пригодность. Такая работа была проведена в соответствии с методикой проверки пригодности камеры по ДСТУ ГОСТ 31273:2006. Определены спады уровней звукового давления при удалении от источника шума, а также их отклонения от теоретических.

Представлены результаты исследований в аэродинамической трубе влияния управления прямыми лопастями ветроротора типа Дарье на его мощностные и моментные характеристики. Показана способность ветроротора с управляемыми лопастями самозапускаться при очень малых скоростях набегающего на ветроротор потока и возможность значительного повышения эффективности работы ветроротора, т.е. увеличения коэффициентов использования энергии потока и крутящего момента на валу, за счет оптимизации закона управления лопастями.

Предложен численный метод решения связанной задачи нестационарной аэродинамики турбинной ступени в потоке вязкого газа и упругих колебаний лопаток под действием аэродинамических нагрузок с использованием модального подхода. Проведен численный анализ аэроупругого поведения лопаточного аппарата последней ступени турбомашины с длиной рабочей лопатки 760 мм. Показано, что все формы колебаний лопаток ротора являются устойчивыми с преобладающей частотой близкой к частоте 1-ой собственной формы колебаний. Предложенный метод решения связанной аэроупругой задачи позволяет прогнозировать амплитудно-частотный спектр колебаний лопаток в потоке газа, включая вынужденные колебания и самовозбуждающиеся (флаттер или автоколебания).

За допомогою числового моделювання проведено дослідження та наведено деякі результати дослідження особливостей аеродинамічних характеристик лопатей гвинта, втулка якого поєднує, в свою чергу, два дволопатеві гвинти, що встановлені співвісно на одному валу під визначеним кутом один до одного, а також на визначеній відстані один від одного, та які мають однаковий напрямок вектора кутової швидкості обертання. Визначено закономірності зміни аеродинамічних характеристик елементів гвинта типу "ножиці" під впливом взаємної інтерференції залежно від їх розташування один відносно одного.

Приведено обоснование, обзор основных проблем создания автоматизированных систем управления технологическим процессом проведения аэродинамического эксперимента на базе аэродинамического комплекса "Т6" НАУ "ХАИ". Рассмотрена проблема создания программного обеспечения верхнего уровня. Как один из подходов в ее решении рассматривается применение пакета "TRACE MODE".

Изложены направления и методы теоретического и экспериментального исследования эффекта Коанда. Представлены некоторые конструкторские разработки ЛА с использованием эффекта Коанда на круглом крыле.

Рассмотрена история создания современного облика сверхкритического профиля. Приведены этапы формирования облика профиля. Представлены патенты по данной тематике. Рассмотрены основные направления повышения эффективности и решения проблем, связанных с изменением формы.

Приведены результаты испытаний в аэродинамической трубе модели отсека крыла с установленными генераторами вихрей в виде наплыва на переднюю кромку. Показано, что увеличение сопротивления крыла с генераторами вихрей на больших углах атаки связано с индуктивным сопротивлением, вызванным большей подъемной силой.

Представлен метод проектирования комплексов с малоразмерными бескрылыми летательными аппаратами на основе детерминированного подхода к задаче формирования аэрогазодинамического облика. Метод включает в себя этапы выбора ближайшего аналога с использованием специальных критериальных пространств, исходя из заданных функциональных свойств, принятия основополагающих проектных решений и их уточнения по результатам опережающего численного эксперимента.

Изложен обзор теоретических и экспериментальных исследований по различным разделам аэродинамики и аэроакустики: искусственная ламинаризация пограничного слоя крыла путем отсасывания воздуха через проницаемую поверхность; экспериментальные исследования турбулентных течений; управление аэродинамическими и акустическими характеристиками турбулентных струй путем воздействия на них акустических возмущений; расчетные и экспериментальные исследования вихревых следов самолетов в полете и на режимах взлета и посадки.

Рассмотрены некоторые вопросы разработки и доводки аэродинамической компоновки современного турбореактивного регионального самолёта, начиная с выбора схемы самолёта в начале его проектирования и завершая сертификацией его аэродинамических и лётных данных. Описаны особенности аэродинамического проектирования скоростного высокоплана, прежде всего крыла и зализа крыла и фюзеляжа. Приведены физические методы исследований, включая каолиновое и масляное покрытия, метод шелковинок и накладной дренаж. Дана экспериментальная оценка высотно-скоростным характеристикам силовой установки до и после её доработок по результатам лётных испытаний препарированного двигателя. Результаты расчётных, экспериментальных и летных исследований даны в их сравнении, демонстрируя хорошую сходимость. Приведены основные лётно-технические характеристики самолёта Ан-148-100, полученные после завершения сертификационных лётных испытаний.

Представлен комплексный подход в задачах исследования аэробаллистических летательных аппаратов. Представлены аэрогазодинамические модели одно- и двухступенчатых ракет, отражающие процессы внешнего и внутреннего обтекания. Модели учитывают связь уравнений динамики полета с состоянием физических полей. Внутренние течения определяются моделью горения. Реализованы модели динамики запуска, свободного полета и разделения ступеней, отображающие траекторное поведение объектов аэрокосмической техники в переменных полях поверхностных и массовых сил.

Індекс рубрикатора НБУВ: О551.41-049.1

Рубрики:

Авіаційні газотурбінні двигуни

Шифр НБУВ: Ж73680 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Представлены результаты параметрического численного исследования структуры поля течения вблизи четырех аэродинамических профилей в диапазоне чисел Маха набегающего потока от 0,2 до 0,95 и углов атаки от нуля до 40 градусов. Расчеты проведены на основе нестационарных осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье - Стокса, замкнутых с помощью однопараметрической дифференциальной модели турбулентности Спаларта - Аллмараса. Приведены распределения давления и коэффициента трения на поверхности профиля, изолинии чисел Маха, численные "шлирен-фотографии", а также значения аэродинамических коэффициентов. Проанализировано влияние структуры течения на распределения коэффициентов давления, трения на поверхности профиля и аэродинамические характеристики. Составлена "карта" режимов трансзвукового турбулентного обтекания профилей на плоскости "число Маха набегающего потока - угол атаки".

Представлены результаты исследования колебаний эластичной пластинки в потоке газа. Решение уравнения Вольтерра получено методом последовательных приближений путем использования целочисленного преобразования Лапласа.

Приведена методика моделирования полета дозвукового беспилотного летательного аппарата (БЛА) с воздушным винтом, использующая метод дискретных вихрей. Моделирование полета БЛА разделялось на две задачи: аэродинамическую и задачу динамики полета. Аэродинамическая задача решалась модернизированным методом дискретных вихрей с определением подсасывающей силы по циркуляции ближайшего к передней кромке крыла дискретного вихря и учетом влияния толщины профиля на его несущие свойства. Аэродинамические характеристики винта определялись по методике, использующей импульсную теорию и теорию элемента лопасти. Задача динамики полета решалась путем расчета системы дифференциальных уравнений движения и уравнений связи. Приведены результаты сравнения тестовых расчетов с данными системы автоматической регистрации параметров полета. Отмечена хорошая сходимость результатов расчета с экспериментальными данными.

Для нестационарной системы уравнений Эйлера построена неявная итерационная схема. Производные по времени исходных уравнений приближаются односторонней трехточечной разностью, а пространственные производные аппроксимируются полностью неявно с использованием метода конечных объемов, ENO-восполнения и решения задачи распада разрыва. Нелинейная система алгебраических уравнений решается методом Ньютона. Построенная таким образом разностная схема лишена погрешностей факторизации, линеаризации и диагонализации неявного оператора. Рассмотрены вопросы аппроксимации и устойчивости неявной схемы. Для снижения нефизических осцилляций решения при больших числах Куранта предложена модификация схемы, использующая выбор наиболее гладкого шаблона аппроксимации производной по времени. Приведены результаты численного эксперимента.

Исследованы особенности нестационарного безотрывного обтекания задней и боковых кромок крыла. Задача решена методом непрерывно распределенного вихревого слоя. Проанализировано влияние ускоренного движения крыла на его аэродинамические характеристики. Предложенная методика особенности формирования вихревого следа с кромок крыла позволяет получить точные результаты при расчетах прямолинейного движения крыла с ускорением.

Шум, излучаемый дозвуковыми холодными (т.е. не подогретыми) воздушными струями, изучен более интенсивно, чем шум струй любого другого типа. Это объяснено, прежде всего, относительной простотой и доступностью систем их воздухообеспечения. Но и для холодных струй предъявлен ряд требований: минимальный шум на входе в форкамеру, минимальная запыленность, поддержание давления подачи постоянным в течение определенного времени, влажность воздуха и т.д. С учетом этих требований создана и эксплуатируется система воздухообеспечения аэроакустических исследований в шумозаглушенной камере при Национальном аэрокосмическом университете им. Н. Е. Жуковского.