Модели и методы аэродинамики 2001-2002. I и II международных школсеминаров мцнмо москва 2002 удк 533. 6 532. 5 629. 7 Модели и методы аэродинамики Материалы I и II международных школсеминаров. М мцнмо, 2002 124 с. Isbn 5940570372 Сборник включает тезисы
 Скачать 1.19 Mb.
|
|
МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ Материалы I и II Международных школ-семинаров МЦНМО Москва 2002 УДК 533.6 532.5 629.7 Модели и методы аэродинамики Материалы I и II Международных школ-семинаров. – М МЦНМО, 2002 – 124 с. ISBN 5-94057-037-2 Сборник включает тезисы докладов, представленных на I и II Международных школах-семинарах Модели и методы аэродинамики, проводившихся в 2001 и 2002 годах в г. Евпатория. В рамках трех секций аналитические методы и модели, вычислительная аэродинамика и экспериментальная аэродинамика рассмотрены результаты исследований безотрывных и отрывных течений, включая устойчивые и неустойчивые потоки, двух- и трехмерные, ламинарные и турбулентные, несжимаемые и сжимаемые, пограничные слои и слои смешения, а также процессы горения, вопросы кинетики, теплозащиты, конструкции летательных аппаратов и их элементов и др. ISBN 5-94057-037-2 © МЦНМО, 2002 г МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ Первая Международная школа-семинар Евпатория, 5-13 июня 2001 г. ОРГАНИЗАТОРЫ Институт механики МГУ им. МВ. Ломоносова Институт автоматики и процессов управления ДВО РАН Московский Центр непрерывного математического образования при МГУ Факультет аэромеханики и летательной техники МФТИ Факультет Стрела МАИ Институт гидромеханики НАН Украины ОРГАНИЗАЦИОННЫЙ И ПРОГРАММНЫЙ КОМИТЕТЫ Почетный председатель Г.Г. Черный академик РАН, Институт механики МГУ Председатель организационного комитета В.А. Левин член-корр. РАН, ИАПУ ДВО РАН Заместитель председателя организационного комитета В.В. Фурин директор МЦНМО Председатель программного комитета И.И. Липатов проф, ЦАГИ Члены организационного и программного комитетов В.В. Козлов (ИТПМ СО РАН, АН. Крайко (ЦИАМ), Ю.И. Хлопков (МФТИ), В.А. Хомутов (МАИ), ГА. Воропаев Институт гидромеханики НАН Украины И.И. Вигдорович (ЦИАМ), МА. Иванькин (ЦАГИ), СВ. Чернов (ЦАГИ), О.Л. Чернова (ЦАГИ) Ученый секретарь Н.В. Гурылева снс, ЦАГИ Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 5 Численное исследование сверхзвукового обтекания двумерных угловых конфигураций И.А. Бедарев, А.В. Борисов, Н.Н. Федорова ИТПМ СО РАН, Новосибирск В работе приведены результаты численного моделирования обтекания турбулентными ламинарным потоком плоских (ступеньки и уступы) и осесимметричных (цилиндр и конус с юбкой) конфигураций. Расчеты выполнялись для сверхзвукового и гиперзвукового М = 2 ÷7) режимов обтекания в широком диапазоне геометрических параметров. В качестве математической модели используются осред- ненные уравнения Навье–Стокса, дополненные двухпараметриче- ской моделью турбулентности Уилкокса. Для аппроксимации повремени используется неявная схема расщепления по пространственным переменным, реализующаяся путем скалярных прогонок. Для аппроксимации производных от невязких потоков используются несколько схем типа TVD, основанных на расщеплении вектора невяз- ких потоков. Все расчеты проведены в условиях реальных физических экспериментов, выполненных в различных аэродинамических установках. Сравнение с экспериментом проводилось по полям давления и скорости, распределению поверхностного давления и трения, а также по распределению коэффициента интенсивности поверхностного теплообмена. Выполненные расчеты и сравнения с экспериментальными данными позволили верифицировать расчетный метод и используемую модель турбулентности в исследуемом диапазоне геометрических и газодинамических параметров. Методами математического моделирования проведен анализ влияния на параметры отрыва и теплообмен таких параметров, как число Рейнольдса, внешний уровень кинетической энергии турбулентности и температура стенки. Показано, что изменение этих параметров существенно влияет как на размеры отрывной зоны, таки на интенсивность теплообмена в области взаимодействия пограничного слоя со скачками уплотнения и волнами разрежения. Разработанный численный алгоритм и пакет программ использован для оптимизации течения в окрестности плоских угловых конфигураций. Целью оптимизации было снижение потерь полного давления и управление отрывом пограничного слоя. Проведенные Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 6 расчеты показали, что с помощью данного численного метода можно эффективно решать задачи оптимизации. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 99-01-00565) и при поддержке Программы интеграционных фундаментальных исследований СО РАН (проект № 2000-1). Численное моделирование течения с бегущей детонационной волной в канале с полусферическим торцом АТ. Берлянд, В.В. Власенко ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский В последнее время опять возобновился интерес исследователей к детонационному способу сжигания топлива в камерах сгорания. При этом рассматриваются, как остановленные, таки бегущие детонационные волны. В настоящей работе проводится численное моделирование течения с бегущей детонационной волной, позволяющее оценить влияние способа поджигания (инициирования) горючей смеси на структуру течения. Особо следует заметить, что детонационная волна всегда имеет тонкую нестационарную пространственную структуру, что накладывает определенные ограничения на размер и характер используемой расчетной сетки при попытках разрешить эту структуру. Примеры расчетов двумерной нестационарной структуры наклонных детонационных волн и анализ возможности и адекватности ее разрешения причисленном моделировании рассмотрены в предыдущих работах авторов настоящей статьи. Расчеты велись с использованием комплекса программ SOLVER3, реализующего нестационарный вариант численной схемы Годунова– Колгана–Родионова второго порядка точности для численного решения системы уравнений Эйлера с химическими реакциями. Использовалась кинетическая схема Moretti, применимость которой для качественного анализа таких течений исследовалась авторами в предыдущих работах. Если в схемах с детонационной волной, стабилизированной над поверхностью сжатия, поджигание смеси происходит автоматически, тов схемах с бегущей волной требуется довольно мощный источник поджигания. Проблема сокращения длины задержки и энергии воспламенения сводится к проблеме сокращения периода индукции. Такой эффект может быть достигнут, например, при Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 7 использовании фокусировки волн сжатия, аналогично тому, как это происходит при возникновении сонолюминесценции (см, например, [1, 2]). При распространении волны сжатия внутрь потока в направлении к центру удельный теплоподвод резко возрастает. В настоящей работе приводится численное моделирование процесса инициирования детонации с помощью слабой ударной волны, отражающейся от полусферического торца канала. Оказалось, что относительно слабая волна инициирует процесс в этом случае даже при сравнительно низких температурах исходной смеси. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проекты № 00-03-32066, 00-01-00158). Литература 1. Кнепп Р, Дейли Дж, Хеммит Э. Кавитация, М Мир, 1947, 687 с. 2. Ландау Л.Д., Лифшиц ЕМ. Теоретическая физика, т. VI, Гидродинамика, изд. е, М Наука, 1986, с. 566-568. Асимптотический анализ структуры длинноволновых вихрей Гертлера в гиперзвуковом пограничном слое В.В. Боголепов ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Построена асимптотическая (при больших числах Рейнольдса и Гертлера) модель нелинейных длинноволновых вихрей Гертлера, локализованных внутри пограничного слоя около вогнутой поверхности, обтекаемой гиперзвуковым потоком вязкого газа на режиме слабого вязко-невязкого взаимодействия, получена оценка их максимальной длины волны. Численные решения получены для невяз- кого локального предела в линейном приближении. Результаты расчетов показали, что рост числа Маха набегающего потока оказывает стабилизирующее воздействие на вихри, а изменение числа Прандтля не оказывает на них заметного воздействия. По результатам расчетов не удалось оценить влияние степени нагрева поверхности на развитие вихрей. Однако для случая, когда вихри образуют трехслойную возмущенную структуру течения, впервые аналитически показано, что нагрев поверхности оказывает на них стабилизирующее воздействие. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проекты № 00-15-96070 и № 01-01-00189). Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 8 Использование цифровой обработки для анализа видео- и фотоизображений, полученных в аэродинамическом эксперименте СМ. Болдырев, В.Н. Бражко, А.В. Ваганов ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Различные методы визуализации течений традиционно используются в аэродинамическом эксперименте. Большинство из них предназначено для качественного исследования физической картины обтекания объекта. Некоторые методы могут использоваться и для получения количественных результатов. Однако, для достижения точностей, сопоставимых с точностями, получаемыми при использовании дискретных датчиков, требуется весьма трудоемкая ручная работа или весьма дорогостоящая аппаратура. Цифровая обработка изображений может использоваться как с целью улучшения визуального восприятия картин визуализации, таки с целью извлечения количественных данных. В настоящей работе анализируется ряд проблем, связанных с созданием систем цифровой обработки изображений и приводится несколько примеров применения цифровой обработки к изображениям, полученных в реальных экспериментальных исследованиях. В первом примере дается сравнение результатов традиционной ручной обработки киноматериалов и цифровой обработки видео изображений, полученных в исследованиях теплообмена методом термоиндикаторных покрытий. Сравнение показало их хорошее совпадение при существенном уменьшении трудоемкости и сокращении времени получения окончательных результатов. Второй пример демонстрирует применение цифровой обработки изображений к данным, полученным с помощью метода флюоресцирующей масляной пленки, что позволило однозначно интерпретировать положение зон отрыва и присоединения потока, областей зарождения и разрушения вихрей. Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 9 Тепловая коррекция сверхзвукового входного диффузора Т. Бормотова, В.В. Володин, В.В. Голуб ИТЭС ОИВТ РАН, Москва И.Н. Ласкин ЦИАМ им. ПИ. Баранова, Москва Сверхзвуковой входной диффузор работает в оптимальном режиме, когда первый косой скачок уплотнения попадает на обечайку диффузора. При изменении числа Маха полета оптимальный режим работы диффузора может быть достигнут изменением угла поворота потока или поддержанием числа Маха потока постоянным [1]. Аналогичная задача торможения сверхзвукового потока была рассмотрена аналитически в [2] для следа за источником тепловыделения. В данной работе теплоподвод рассматривается как способ поддержания числа Маха сверхзвукового потока за областью вклада энергии перед воздухозаборником. Была построена 1D аналитическая модель, на основе которой был проведен расчет параметров газа в области вклада энергии. Использовалась зависимость числа Маха полета летательных аппаратов от высоты полета, приведенная в [3]. Увеличение числа Маха набегающего потока с высотой увеличивает потери энергии потока на косых скачках уплотнения в диффузоре. Теплоподвод позволяет значительно уменьшить эти потери. Было проведено 2D численное моделирование двухскачкового сверхзвукового диффузора. Использована система параболизован- ных уравнений Навье–Стокса с турбулентной вязкостью по модели АН. Секундова. Получены пространственные распределения давления, температуры и числа Маха потока в сверхзвуковом двухскачко- вом диффузоре. Проведено сравнение рассматриваемых параметров при механической и тепловой коррекции. Обнаружено, что статическое давление потока мало отличается в обоих случаях, температура примерно в 2 раза выше, а число Маха примерно в 1.5 раза ниже в случае тепловой коррекции. С помощью них были получены зависимости коэффициента восстановления полного давления для диффузора при механической и тепловой коррекции режима работы. Потери полного давления вдоль по оси диффузора при тепловой коррекции мало отличаются от потерь при числе Маха набегающего потока M = 3. Незначительные отклонения появляются из-за эффектов диссоциации и уменьшения пограничного слоя при повышении температуры. Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 10 Литература 1. Голуб В.В., Бормотова ТА, Бабаева НЮ, Володин В.В. Объемное торможение сверхзвукового потока с помощью теплоподвода для минимизации потерь полного давления в диффузоре // XVIII Международный Семинар Течения газа и плазмы в соплах, струях и следах, 2000, СПб. 2. Лукьянов ГА О сопротивлении и теплообмене тела в сверхзвуковом потоке при наличии перед телом плоского источника энергии. Институт высокопроизводительных вычислений и баз данных, Препринт № 04-98, 1998, СПб. 3. Erdos J.J. Scramjet Testing in Shock-Heated Tunnels // ISSW21, Vol. 1:41 – 50. 1998. Управление отрывными течениями В.Я. Боровой, АС. Скуратов ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Управление отрывными течениями является важной задачей прикладной аэродинамики и направлено на улучшение аэродинамических характеристик летательных аппаратов во всем диапазоне скоростей полета – от дозвуковых до гиперзвуковых. В работе рассматриваются два примера управления. Первый относится к экспериментальному исследованию активного управления отрывным течением в кольцевой выемке на остром конусе, обтекаемом потоком с числом М = 6. Показано, что вдув газа в выемку вблизи ее задней стенки через пористую вставку приводит к значительному уменьшению теплового потока к дну выемки, к ее задней стенке и к поверхности конуса непосредственно за выемкой. Рассмотрен механизм ослабления теплообмена. Получены зависимости коэффициента теплоотдачи на указанных поверхностях от параметра вдува. Второй пример относится к пассивному управлению взаимодействием косого скачка уплотнения с турбулентным пограничным слоем на пластине при наличии развитого отрыва (М = 4). Методика состоит в использовании энергии падающего скачка уплотнения. Газ, сжатый впадающем и отраженном скачках, забирался из при- стеночной области с помощью специального устройства, перепус- кался по внутренней полости пластины и вдувался перед областью взаимодействия. Хотя таким образом и не удалось полностью устранить отрыв, управление оказало значительное влияние на течение Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 11 − улучшилось восстановление полного давления за областью взаимодействия вследствие увеличения тангенциального момента количества движения в пограничном слое и уменьшения размеров отрывной области − существенно уменьшилось давление на поверхности пластины в области присоединения оторвавшегося течения − на 30% уменьшился уровень пульсаций давления на поверхности в конце области взаимодействия. Расчетные исследования по выбору параметров аэродинамической компоновки крыла ближне-среднемагистрального самолета на крейсерском режиме полета Н.Н. Брагин ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский В работе приведены результаты расчетных исследований двух вариантов аэродинамической компоновки сверхкритического крыла ( ⎯c = 15.5−12.5−10.5) и их модификаций. Варианты отличаются формой профилей и распределением углов аэродинамической крутки сечений, выполненных при одной и той же форме крыла в плане. Целью исследований является увеличение величины крейсерского числа M и уменьшение величины волнового сопротивления. Расчеты аэродинамических характеристик модели проводились по программе О.В. Карася, В.Е. Ковалева Труды ЦАГИ, вып. 2451, 1989 г. В этой программе реализован итерационный алгоритм трансзвукового вязко-невязкого взаимодействия на основе теории пограничного слоя второго приближения. Вычисления были сделаны при числах М = 0.70, 0.76, 0.78, 0.8, 0,82. при фиксированном значении коэффициента подъемной силы Су = 0.54 и числе Рейнольдса Re = 20 ⋅10 6 , соответствующим условиям натурного полета (положение перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный фиксировалось в расчетах на линии Х пв = Х пн = 2%). Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 12 Устойчивость жидких пленок с притоком и оттоком массы на поверхности В.А. Бучин, ГА. Шапошникова Институт механики МГУ им. МВ. Ломоносова, Москва Исследуется эволюция возмущений, распространяющихся по поверхности пленки магнитной жидкости, стекающей по вертикальной стенке. Для описания течений тонких пленок используется система уравнений, полученная осреднением по толщине слоя уравнений неразрывности и движения с учетом граничных условий на поверхности жидкости и на стенке. Для однородного градиента магнитного поля система уравнений имеет стационарное решение, когда толщина пленки и расход постоянны вдоль стенки. При одном и том же расходе жидкости толщина пленки зависит от величины градиента магнитного поля. В случае, когда градиент магнитного поляна- правлен вдоль силы тяжести, толщина пленки при наличии магнитного поля меньше, чем в отсутствии поля. В случае, когда градиент направлен противоположно силе тяжести, толщина пленки при наличии магнитного поля больше, чем в его отсутствие. Включение градиента магнитного поля вызывает переход от одного стационарного течения к другому. Нестационарный процесс реорганизации течения был исследован в численном эксперименте. Показано, что процесс перехода от одного течения к другому сопровождается возникновением и движением вдоль пленки солитона. Высота распространяющегося солитона может существенно превышать разность между стационарными толщинами пленок при наличии поля ив его отсутствие. Известно, что стационарные течения пленок конвективно неустойчивы. Привнесении в поток возмущений толщины или расхода, эти возмущения распространяются вниз по потоку, возрастая по амплитуде. В работе исследуется взаимодействие этих возмущений с возмущениями, генерируемыми гармоническими колебаниями градиента магнитного поля. Показано, что возмущения любой частоты, вносимые в поток, могут быть подавлены с помощью осциллирующего градиента магнитного поля. В работе численно исследуется влияние притока и оттока массы на поверхности пленки на распространение и рост возмущений. Показано, что приток массы уменьшает амплитуду возмущений, а отток приводит к интенсивному росту амплитуды. Предлагается объяснение полученных эффектов. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 99-01-01155). Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 13 Комплексный подход к определению аэродинамических характеристик многоблочных ракетоносителей с надкалиберным головным обтекателем А.В. Ваганов, СМ. Задонский, В.И. Пляшечник ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский А.А. Дядькин, В.К. Костюк, В.П. Серафимов РКК Энергия им. С.П. Королева, Королев Рассматриваются вопросы моделирования в аэродинамических трубах обтекания многоблочных ракетоносителей (РН) с надкалиберными головными обтекателями (ГО) в трансзвуковом диапазоне скоростей. В основу определения аэродинамических характеристик РН был положен комплексный метод, позволяющий одновременно определять как интегральные аэродинамические характеристики всей модели, таки ее основных конструктивных элементов. С этой целью модель оснащалась четырьмя внутримодельными шестикомпонент- ными тензовесами, которые измеряли аэродинамические силы и моменты, действующие на полную компоновку, на надкалиберный головной обтекатель и на два смежных блока боковых ускорителей. Подобный подход позволяет получить наиболее полное представление о степени влияния тех или иных конструктивных элементов ракетоносителя на его суммарные аэродинамические характеристики, об их взаимной интерференции. Для определения критических режимов течения, связанных сиз- менением характера обтекания надкалиберной носовой части модели РН, одновременно с весовыми испытаниями проводилось измерение статического давления в зонах изломов образующей головного обтекателя. Показано, что перестройка режимов течения на ГО приводит к изменению глобальной картины обтекания модели РН. Рассматривается также ряд проблем методического характера, касающихся допустимых геометрических размеров модели, а также определения погрешностей измерений при проведении эксперимента. Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 14 Тепловая защита поверхности от конвективного теплового потока путем вдува различных веществ Э.Б. Василевский ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Приведен обзор результатов исследований тепловой защиты поверхности тел, осуществляемой путем вдува различных веществ в поток. Этот способ может быть использован для теплозащиты наиболее теплонапряженных элементов поверхностей тел, обтекаемых высокотемпературным потоком газа устройств высокотемпературной энергетики, элементов сверхзвукового летательного аппарата носка фюзеляжа и антенны, передних кромоккрыла, воздухозаборника, пилонов двигателя). Для выбора охладителя разработана методика расчета весовой и объемной эффективности охладителей с учетом объема и веса резервуара для их хранения. На основе классификации веществ помоле- кулярному составу произведен отбор наиболее перспективных охладителей. Показано, что весовая и объемная эффективность газов почти не зависит от молекулярного веса. Небольшое преимущество имеют многоатомные газы с большим молекулярным весом, обладающие более высокой сжимаемостью и диссоциирующие при низкой температуре. Жидкие охладители имеют значительно более высокую весовую и объемную эффективность по сравнению с газами. Синтезированы вещества с необходимыми свойствами. Показано, что уменьшение радиуса притупления в некоторых случаях приводит к уменьшению расхода охладителя, необходимого для теплозащиты. Проанализированы результаты экспериментальных исследований, которые осуществлялись в широком диапазоне температуры торможения и давления сверхзвукового потока. Рассмотрены достоинства и недостатки различных способов, в том числе при вдуве жидкости через пористую и перфорированную поверхность, центробежную форсунку, тангенциальную щель. Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 15 Разработка силовой установки СПС-2 и СДС В.И. Васильев, Г.Н. Лаврухин, В.Ф. Самохин, ВО. Акинфиев, МА. Иванькин ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Э.Г. Павлова ЛИИ им. ММ. Громова, Жуковский Д.В. Мерекин ОКБ Сухого, Москва Проведены комплексные исследования по оценке аэродинамических и акустических характеристик силовой установки сверхзвукового пассажирского самолета второго поколения (СПС-2) большой пассажировместимости и сверхзвукового делового самолета (СДС), рассчитанного на небольшое (15 ÷20) число пассажиров. В ЦАГИ разрабатывается концепция СДС (СПС-2), принципиальными моментами которой являются − двухрежимность – кр = 2 для полета над морем, кр = 0.93 для полета над сушей − выбор ТРДД со степенью двухконтурности m ≈ 1; − увеличение C y на взлете и соответствующее снижение тяги двигателя для уменьшения шума. Принципиальными моментами, касающимися силовой установки являются − единая силовая установка для СПС-2 и СДС; − четырехдвигательная подкрыльевая компоновка − интегральная компоновка двигателя, являющаяся аналогом Ту − длина канала воздухозаборника порядка 4 калибров двигателя − отсутствие ПГО, влияющего на течение в воздухозаборнике. К принципиальным моментам двигателя относятся − двухконтурность m ≈ 1 (в отличие от ТРД); − легкое круглое сопло без шумоглушения; − звукопоглощающие покрытия. Проведенные предварительные оценки показали, что использование отмеченных выше особенностей позволит снизить шум самолета на взлете на ∼ 30 дБ в каждой из трех контрольных точек по Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 16 сравнению с самолетами Конкорд и Туи обеспечить уровень шума СДС ниже перспективных норм ИКАО. Накопленный опыт работ с воздухозаборниками и соплами позволяет обеспечить высокий уровень их характеристик. Была проведена расчетно-экспериментальная оценка, направленная на оптимизацию геометрии осесимметричного сопла, аналогичного соплу Ту, под параметры СДС (СПС-2) на режиме крейсерского сверхзвукового полета. При разработке силовой установки СДС (СПС-2), предлагаемой в концепции ЦАГИ, в отделении аэродинамики силовых установок и ГОСНИЦ ЦАГИ, наряду с исследованием осесимметричных сопл, были проведены комплексные экспериментальные исследования акустических и аэродинамических характеристик перспективного плоского сопла. Концепция плоского сопла с шумоглушением рассматривается как в России (ЦАГИ, ЦИАМ), таки за рубежом, в частности в США, рядом авиационно-космических фирм. В ЦАГИ выполнена аэродинамическая модель плоского эжекторного сопла с шумоглушением, и проведены исследования, показавшие, что при использовании плоского сопла спрофилированными перегородками, которые разбивают струю наряд плоских струй, можно получить снижение уровня шума сопла на 10 дБ при увеличении потерь тяги всего на 3.5%, что является весьма эффективным средством, обеспечивающим высокие экологические и тягово-экономические показатели перспективных силовых установок СДС (СПС-2). |