Помощь в написании студенческих работ
Антистрессовый сервис

Экспериментальное исследование особенностей трансзвукового обтекания осесимметричных моделей

Диссертация: Экспериментальное исследование особенностей трансзвукового обтекания осесимметричных моделей
ДиссертацияПомощь в написанииУзнать стоимостьмоей работы

При достижении определённого числа Маха происходит скачкообразное изменение формы замыкающего скачка уплотнения в лямбда-образной структуре ударных волн и переход зоны отрыва потока из развитого состояния в локальное. В режиме трансзвукового обтекания рассматриваемых моделей под углом атаки в области. надкалиберного обтекателя и переходного к РН участка возникает сложное пространственное отрывное… Читать ещё >

Экспериментальное исследование особенностей трансзвукового обтекания осесимметричных моделей (реферат, курсовая, диплом, контрольная)

Содержание

  • Введение
  • Глава 1. Экспериментальные методы диагностики трансзвуковых течений. 1 L
    • 1. 1. Визуализации поверхностного течения
    • 1. 2. Визуализация пространственных течений

    Глава 2. Усовершенствованная методика комплексного исследования трансзвукового обтекания надкалиберных цилиндроконических тел «вращения.:.23,2.1. Условия проведения комплексного исследования трансзвукового обтекания, синхронизация.23.

    2.2. Методика визуализации поля течения с использованием компьютерной обработки цветных теневых картин и метода ИОР.24.

    2.3. Методики диагностики течения на поверхности модели. .32.

    2.4.Примеры применения методики комплексного исследования трансзвукового обтекания надкалиберных цилиндроконических тел вращения.33.

    Глава 3. особенности трансзвукового обтекания осесимметричных моделей.40.

    3.1. Акустические возмущения при трансзвуковом обтекании осесимметричных моделей.40.

    3.2. Проведение экспериментов по контролируемому воздействию акустических возмущений на картину обтекания.43.

    3.3. Аэроакустическое взаимодействие, возникающее при обтекании надкалиберных цилиндроконических тел вращения трансзвуковым потоком. Анализ результатов.63.

    Глава 4. Визуализация пространственного обтекания модели импульсным объемным разрядом.81.

    4.1. Визуализация трехмерных нестационарных течений методом импульсного объемного разряда.81.

    4.2. Визуализация течения около надкалиберного обтекателя методом импульсного объемного разряда в ударной трубе.84.

    4.3. Анализ результатов.90.

За последние несколько лет среди тенденций в развитии средств ракетно-космической техники отмечается использование надкалиберных обтекателей в целях обеспечения выведения на орбиту полезных нагрузок с большими геометрическими размерами [1]. В связи с этим одной из актуальных задач в экспериментальной газовой динамике является исследование трансзвуковых течений около моделей компоновок головных частей (ГЧ), содержащих полезную нагрузку (ПН), защищенную головным обтекателем (ГО), с последней ступенью ракеты-носителя (РН) надкалиберных обтекателей. Тела описываемой формы можно в целом охарактеризовать, как осесимметричные надкалиберные цилиндроконические конусоцилиндрические) тела.

В частности интерес представляет анализ локального стационарного и нестационарного нагружения таких моделей в диапазоне трансзвуковых скоростей набегающего при исследованиях в аэродинамических трубах.

Потребность в этих исследованиях была вызвана, прежде всего, разработкой различными аэрокосмическими фирмами, как отечественными, так и зарубежными, надкалиберных (относительно РН) головных обтекателей, позволяющих расширить класс, а также увеличить размеры и количество одновременно выводимых уже существующими РН спутников. Конечная цель этих исследованийулучшение аэродинамических качеств ракеты-носителя, выводящей полезный груз.

Диапазон трансзвуковых скоростей полёта в рассматриваемом случае связан с тем, что именно при таких режимах обтекания наблюдается максимум нагрузок. Известно, что на критической стадии перестройки течения происходит скачкообразный переход от одной структуры течения к качественно другой структуре [1^-9]. При этом на значительной части поверхности надкалиберного обтекателя происходит одновременное изменение осреднённого давления. Течение становится неустойчивым, в возникают синхронные колебания мгновенного давления. Наблюдаются ярко выраженные гистерезисные явления.

При достижении определённого числа Маха происходит скачкообразное изменение формы замыкающего скачка уплотнения в лямбда-образной структуре ударных волн и переход зоны отрыва потока из развитого состояния в локальное. В режиме трансзвукового обтекания рассматриваемых моделей под углом атаки в области. надкалиберного обтекателя и переходного к РН участка возникает сложное пространственное отрывное течение. Характер этого течения определяет режим обтекания и нагрузки на модель в целом. Основными объектами исследования в таком течении являются: конфигурация зон отрываустойчивость режима обтекания к внешним возмущениямпространственно-временные характеристики давления газа на поверхности компоновки. Особенности обтекания могут возникнуть как в переходных режимах (при изменении угла атаки, числа Маха потока, при наличии акустических возмущений различного происхождения в набегающем потоке), так и в режиме установившегося обтекания компоновки.

В области обратного конуса, соединяющего цилиндрическую часть надкалиберного обтекателя с прилегающей частью ракеты-носителя, возникают зоны отрыва пограничного слоя. Размеры и расположение этих зон, а также характер течения в них существенным образом отражаются на распределении давления и его пульсациях.

Исследование нестационарных газодинамических процессов, включая пульсации давления. газа на поверхности, перемещения со временем точек отрыва и присоединения, взаимодействий разрывов и возмущений при изменении картины обтекания в неустойчивых режимах, потребовало комплексного исследования течения различными методами с высоким пространственно-временным разрешением (вплоть до микросекундных интервалов).

Рост возможностей ЭВМ позволил в последние годы осуществлять расчёты сложных трёхмерных течений, включая вязкие и нестационарные течения. Для верификации моделей численного эксперимента. необходимо большое количество точных экспериментальных данных, отражающих динамику структуры разрывов, зон отрыва, изменение локальных газодинамических параметров. Самостоятельное значение данной работы — возможность использования полученных детальных количественных экспериментальных данных для верификации моделей и результатов численных расчётов отрывного обтекания пространственных трансзвуковых течений. Целью настоящей работы является.

1 .Усовершенствование комплекса диагностических методов исследований пространственного нестационарного трансзвукового течения около тел вращения на базе компьютерных технологий обработки результатов.

2. Определение пространственной мгновенной картины трансзвукового течения в неустойчивом режиме.

3. Выяснение механизма возникновения пульсаций давления при трансзвуковом обтекании тел вращения.

4. Уточнение физической картины эволюции течения при трансзвуковом обтекании надкалиберных цилиндроконических тел вращения с учетом акустических воздействий.

Первая глава диссертации посвящена обзору экспериментальных методов исследования трансзвукового обтекания моделей в аэродинамических трубах. Анализируются современные методы визуализации поверхностных и пространственных потоков газа. Показано, что для экспериментального исследования особенностей трансзвукового обтекания осесимметричных моделей необходимо комплексное использование методов, обеспечивающих получение пространственной картины состояния газодинамических структур с высоким временным разрешением, составляющим сотни наносекунд.

Вторая глава содержит описание усовершенствованной комплексной методики диагностики трансзвукового обтекания надкалиберных цилиндроконических тел вращения.

Для решения поставленных задач исследования был усовершенствован комплекс применяемых в ЦНИИМАШ диагностических методов исследований пространственного нестационарного трансзвукового течения около тел вращения, объединяющий в себе подробные многоточечные исследования полных реализаций давления на поверхности (получаемых широкополосной системой измерений, включающих высокочастотные пульсации давления) с применением спектрального и корреляционного анализа [10-f-14, 87]. Результаты этих исследований объединялись с результатами компьютерных видеографических исследований цветных теневых изображений, включающими, в том числе, анимационные технологии. Это позволило получить большое количество различных экспериментальных данных и на их основе построить физическую модель процесса.

Исследования пульсаций давления, включая спектральный и корреляционный анализ, представляют дополнительный мощный инструмент диагностики течения [ 15, 87 ], поскольку по спектральным и корреляционным характеристикам пульсаций давления возможно установить в какой области течения был расположен датчик.

Разработан и применён для трансзвукового течения около моделей тел вращения в аэродинамических трубах новый комплексный метод диагностики, основанный на компьютерной обработке цветных теневых изображений. Метод позволяет, используя возможности цветного теневого метода, идентифицировать газодинамические структуры течения и проследить их эволюцию в окрестностях модели во времени или же при изменении параметров набегающего потока (например, числа Маха). С использованием компьютерных технологий результаты диагностики объединены с результатами исследований полных реализаций давления и визуализации поверхностного течения методом цветных масляных картин. Это позволяет существенно уточнить физическую картину обтекания.

Третья глава диссертации описывает обнаруженные особенности трансзвукового обтекания осесимметричных моделей, включая аэроакустическое взаимодействие нового типа.

Усовершенствованные комплексные исследования позволили зарегистрировать при обтекании надкалиберных цилиндроконических тел наличие волн сжатия и акустических волн, распространяющихся вдоль тела, что было подтверждено как измерениями полных реализаций давления на поверхности, так и видеографическими исследованиями движения таких волн в пространстве около моделей [16,17,87].

Особенности трансзвукового обтекания цилиндроконических тел вращения заключаются в наличии зон отрыва потока, находящихся в различном состоянии (развитом или локальном) и являющихся источником акустических. волн и волн сжатия, наличии эволюционирующей с изменением числа Маха в набегающем потоке сложной структуры ударных волн (лямдаобразная структура), являющихся более слабыми, чем в случае чисто сверхзвукового обтекания, перемежающихся в пространстве до и сверхзвуковых областей течения, а также наличие резких перестроек течения, сопровождающихся ярко выраженными гистерезисными явлениями и низкочастотной неустойчивостью [87]. Наличие упомянутых особенностей и обнаружение акустических волн в пространстве около моделей позволило предположить, что в исследуемом случае должно иметь место аэроакустическое взаимодействие. Для подтверждения его наличия в аэродинамической трубе У-21 ЦНИИмаш был поставлен комплексный эксперимент, в ходе которого дополнительным слабым тональным акустическим воздействием, произведённым в том же диапазоне частот и в том же направлении, в котором наблюдаются естественные акустические возмущения, удалось заметно изменить эволюцию лямбдаобразной структуры ударных волн [17]. Намечены дальнейшие направления исследований нового аэроакустического взаимодействия, которое, в принципе, может быть использовано для управления трансзвуковым обтеканием тел различной формы.

Четвёртая глава посвящена описанию применения метода визуализации потока импульсным объёмным разрядом с предыонизацией ультрафиолетовым излучением от плазменных листов к исследованию пространственного течения вокруг модели надкалиберного обтекателя.

В главе 3 показано, что наличие обнаруженного аэроакустического взаимодействия связано (по аналогии с уже известными аэроакустическими взаимодействиями) с наличием в зонах.

10 отрыва когерентных структур. Для исследования когерентных структур, возникающих при трансзвуковом обтекании тел вращения предложено использовать новый метод визуализации трёхмерных течений — метод импульсного объёмного разряда [17]. Данный метод позволяет визуализировать нестационарные пространственные структуры, недоступные для зондирования теневыми методами). Эксперименты, проведенные в ударной трубе МАИ позволили зарегистрировать пространственные элементы потока: визуализированы трёхмерные структуры, возникающих в трансзвуковых областях отрыва. Эксперименты подтвердили наличие когерентных структур за задней угловой кромкой надкалиберного цилиндроконического тела [18,19].

Диссертация состоит из введения, четырёх глав, заключения, списка литературы из 89 наименований, содержит 108 страниц, 33 рисунка.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ.

1. Усовершенствован и применён для трансзвукового течения около моделей тел вращения в аэродинамических трубах диагностический комплекс, включающий: регистрацию и компьютерную обработку цветных теневых изображений с временным разрешением до 1 ООО кадров в секундуисследования давления на поверхности посредством датчиковвизуализацию поверхностного течения.

2. Исследование трансзвуковых режимов обтекания ряда моделей осесимметричных тел проведено при углах атаки 0°-9°, числах Рейнольдса ~106-г 107, полном давлении в набегающем потоке 1,2 3 атмосферы.

3. Акустическим воздействием, моделирующим естественные акустические возмущения, осуществлено управление лямбдаобразной структурой скачков уплотнения при числах Маха М = 0,7 -г 0,8.

4. Обнаружено аэроакустическое взаимодействие нового типа при трансзвуковом обтекании надкалиберных цилиндроконических тел вращения (М=0,7-г-0,8). Предложена физическая модель трансзвукового обтекания моделей, связывающая геометрические характеристики тел и параметры потока с эволюцией течения при воздействии акустических возмущений.

5. Показано, что наличие аэроакустического взаимодействия связано с присутствием в турбулентных областях в рассматриваемом случае когерентных структур. На основании аэроакустического взаимодействия дано возможное объяснение природы некоторых известных экспериментальных результатов.

6. Впервые проведена визуализация трансзвукового пространственного нестационарного течения около сложной модели тела вращения под углом атаки методом импульсного объемного разряда. С временным разрешением 200 не получены изображения трансзвукового течения в нестационарном режиме, включая трехмерную линию отрыва потока, пространственные.

98 скачки уплотнения, вихревые структуры в зонах отрыва в наветренной и подветренной областях, недоступных для просвечивания.

Благодарности:

Лапыгину В.И., Липницкому Ю. М., за внимание к работе, Знаменской И. А. за руководство при написании работы, Данькову Б. Н. за ценные советы и консультации, Косенко А. П., Отменникову В. Н., Бабичеву Ю. Д., Кули-Заде Т.А. — за помощь при получении результатов.

Показать весь текст

Список литературы

  1. Н. А. Некоторые современные проблемы тепломассообмена в ракетно-космической технике. Труды 1. I Российской национальной конференции по теплообмену Т.1. Пленарные и общие доклады. Москва МЭИ 2002 246с.
  2. А. Н., Тюмнев Н. М., Хут Г.И. Методы исследования течений газа и определения аэродинамических характеристик осесимметричных тел. -М.: Наука, 1995. С. 221 244.
  3. , L. Е., and Reding, J. P., «Analysis of Flow Separation Effects on the Dynamics of a Large Space Booster,"Journal of Spacecraft and Rockets, Vol.2, No! 4, 1965, pp. 481- 490.
  4. Reding, J. P., and Ericsson, L. E., «Hammehead and Nose-Cylinder- Flare Aeroelastic Stability Revisited,"Journal of Spacecraft and Rockets,. Vol.32, No. 1, 1995, pp. 55- 59.
  5. , Т., «Unsteady Transonic Flow over Blunt and Pointed Bodies of Revolution», AIAA Paper 78−211, Jan. 1978.
  6. Azevedo, J. L. F., «Aeroelastic Analysis of Hammehead Payloads», AIAA Paper 88−2307, April 1988.
  7. Reding, J. P., and Ericsson, L. E., «Effect of Aeroelastic Considerations on Seasat-A Payload Shroud Design,"Journal of Spacecraft and Rockets, Vol.18, No. 3, 1981, pp. 241−247.
  8. , L. E., «Hammehead Wake Effects on Elastic Vehicle Dynamics,"Journal of Spacecraft and Rockets, Vol.34, No. 2, 1997, pp. 145- 151.
  9. В.В. Кудрявцев, В. Н. Куликов. Влияние шума, отраженного от стенок рабочей части аэродинамической трубы на результаты измерения пульсаций давления. Семинар «Проблемы физико-химических взаимодействий в механике сплошных сред». Ужгород, 1989 год. С.
  10. В.К., Кудрявцев В.В., В.Н. Куликов, Рыбак С. П. Результаты исследований по моделированию пульсаций донного давления. Тезисы докладов 15 всесоюзного семинара по газовым струям. Ленингр. Мех. ин-т Л, 1990 г. С. 39.
  11. V.V. Kudriavtsev, V.N. Kulikov. Estimation of disturbances in a wind tunnel flow by pressure fluctuation measurements. ICEFM III, (Третья международная конференция по экспериментальной газодинамике) Королев 1997, изд. Н. А. Анфимов. С. 160−163.
  12. Б. Н. Знаменская И.А., Куликов В. Н., Кули-заде Т.А. Исследование пространственного обтекания модели цветным теневым методом и импульсным объемным разрядом. Труды VI н-т.конфер. «Оптические методы исследования потоков». Москва, 2001, с.480−483.
  13. B.N. Dankov, Т. Gulu-zade, V.N. Kulickov, -I.A. Znamenskaya. 3D Separation Flow Visualization by Shadowgraphy and Impulse Volume Discharge. 6 Asian Simposium on Visualization. Pusan, Korea, 2001. P. 432 334.
  14. Dankov B.N., Kulickov V. N., Znamenskaya I.A. Visualization of Transient Separation Flow over 3D Model of Cone Shroud With Three Methods. 10 International Simposium on Visualization. Kioto, Japan, 2002. P. F0092.
  15. Monson, Daryl J., George G. Mateer, and Florian R. Menter: Boundary-layer transition and global skin friction measurement with an oil-fringe imaging technique. SAE Paper 932 550.'93, Costa Mesa, CA, USA. 27−30 September 1993
  16. Mateer, George G., Daryl J. Monson, and Florian R. Menter: Skin-friction measurements and calculations on a lifting airfoil. AIAA Journal 34 (2): 231−6, 1996.
  17. Drake, Aaron, Russell V. Westphal, Robert A. Kennelly Jr., and David M. Driver: Skin friction downstream of boundary layer trips. Paper 258, 8th Int. Symposium on Flow Visualization, Sorrento, IT. 1−4 September 1998.
  18. Driver, David M.: Application of oil-film interferometry skin-friction to large wind tunnels. In Advanced Aerodynamic Measurement Technology. AGARD CP-601. 81st Fluid Dynamics Panel Symposium, Seattle, WA, USA. 1997
  19. Interferometric skin friction footprint for tripped boundary layers. Physics of Fluids 9 (10): S5. Winning poster in the APS/DFD Flow Visualization Gallery Competition, San Francisco, CA, 23−25 November 1997.
  20. Drake, Aaron, and Robert A. Kennelly Jr.: In-flight skin friction measurements using oil film interferometry. J. Aircraft 36 (4): 723−5, 1999.
  21. G.M. Zharkova, V.P. Fomichev, S.V. Khaidarov, V.N. Kovrizhina, S.S. Pravdin. Flow Visualisation In A Diameter Disk Pump. 8th international Symposium on Flow Visualization. Sorrento 1998. (GD ISBN 0 9 533 991 0 9) P. 149.
  22. С. Д. Радченко В.Н.Можаров В. Е. (1997). Люминесцентные краски, чувствительные к давлению в аэродинамических экспериментах. ЦАГИ. 8005
  23. John Sullivan, Gregory J. W., Huang C. Y., Sakaue H. Flow Vizualisation Applications of Luminescent Paints.
  24. Sakamura Y., Nakamura Т., Suzuki Т., Matsumoto M., Ikeda Y. Dynamic Response of Porous Pressure- Sensitive Paints to High- Frequency Pressure Fluctuations. 10 International Simposium on Visualization. Kioto. Japan. 2002. P. F0268.
  25. Hangai Т., Kameda M., Nakakita K., Asai K. Time Response Characteristics of Pyrene based Pressure- sensitive Coatings on Anodic Porous Alumina. 10 International Simposium on Visualization. Kioto. Japan. 2002. P. F0269.
  26. Erickson G.E. Overview of Selected Measurement Techniques for Aerodynamics Testing in the NASA Langley Unitary Plan Wind Tunnel. A1AA Paper 2000−2396, June, 2000.
  27. Settles G.S. Schlieren and Shadowgraph Techniques. Visualizing Phenomena in Transparent Media Springer. 2001. 390 pp.
  28. Ван Дайк. Альбом течений жидкости и газа. Сост. М. Ван-Дайк. М.: Мир, 1986, 184с.
  29. Ю.Д., Ершов И. В., Овечкин А. П., Отменников В. Н. Применение оптико-физических методов для исследования газодинамических процессов с использованием экспериментальных установок ЦНИИМаш. Космонавтика и ракетостроение. 1985. З.С.87.
  30. Е.Л., Дубов Б. С., Радциг А. Н. Теория и Физические методы исследования прозрачных неоднородностей.
  31. Yang (ed.), Handbook of Flow Visualization. Hemisphere, New York, 1989.
  32. Settles G.S.: Color-coding schlieren techniques for the optical study of heat and fluid flow. Intl J. Heat & Fluid Flow, Vol. 6, pp. 3 -15, 1985.
  33. Kleine, H., and Gronig, H.- Color schlieren methods in shock wave research. Shock Waves. Vol. 1, pp. 51−63, 1991
  34. H. Kleine 1 and K. Takayama Development Of A Simultaneous Holographic Interferometer / Color Schlieren System For The Investigation Of Compressible Flows 9ISFV p. 168.
  35. Управление отрывом потока. /У П.Чжен. Издательство «Мир». Москва, 1979.552 с.
  36. Grant I., et al. A PIV and LSV Study in the Wake of an Aircraft Model. Journal of Visualisation, v.2, 1 (1999), p. 90.
  37. Экспериментальное исследование вихревого течения около крыльев малого удлинения и круглых конусов при числе Маха, равном двум. //
  38. B.И.Алферов, Т. И. Оскорблом, А. И. Саранцев. Изв. АН СССР. МЖГ 5 1967.1. C. 113−121.
  39. Visualization of Flowfield Around Hypersonic Re-entry Capsule Using Electrical Discharge Method. // Sezaky S. Nakamura H. Nishio M. Proc. of 10th International Symposium on Flow visualization. Kioto, Japan, ISBN4−906 497−82−9, 2002, F0182.
  40. Hypersonic Flowfield Analysis of X-33 Model with the Electric Discharge Method. // Nishio M. and Hagiwara T. Journal of Spaecraft and Rockets, Vol.36, No.6, 1999, pp.784−787.
  41. G.Jagadeesh, K. Takayama, K. Nagashetty, BR Srinivasa Rao, KPJ Reddy. Separated Flow Visualization Using Electric Discharge. 9th international symposium on flow visualization. Edinburgh 2000. ISBN 0 9 533 991 1 7 57 2000 P.151
  42. Visualization studies around spiked blunt cones using electrical discharge technique at Mach 5,75. V. Menezes, Jagadeesh G., G. Nagashetty, K. Rao, Reddy. 10th international symposium on flow visualization. ISBN4−0 906 497−82−9 2002 Kyoto, Japan, P 312.
  43. Методы визуализации в механике газа. // И. А. Знаменская Л.Г.Гвоздева Н. В. Знаменский. Москва, 2001, 60 с.
  44. В.И. Крупномасштабные аэродинамические установки ЦНИИмаша. Их типы и технические характеристики. Системы измерений и обработки информации Космонавтика и ракетостроение, 1993, вып. 1, с. 72.
  45. А. П., Кудрявцев В. В., Куликов В. Н. Результаты исследования фонового шума в аэродинамических трубах ЦНИИМаш. / Школа-семинар ЦАГИ. Физические исследования в аэродинамике, пос. Володарского. Б/о Салют. 26.02.90−3.03.90.
  46. Д. И. Акустика неоднородной движущейся среды. 2-е изд. М.: Наука, 1981. -206 с.
  47. Е. В., Гиневский А. С. Проблема аэроакустических взаимодействий: (Обзор).- Акустический журнал, 1980, т. 26, № 1, с. 1 12 с.
  48. А. С., Власов Е. В., Колесников А. В. Аэроакустические взаимодействия. М.: Машиностроение, 1978. — 177с.
  49. Mechel F., Schilz W. Untersuchungen zur akustischen Beeinflussung der Stromungsgrenzshicht in Luft. Acustica, 1964, v. 14, N 6, 325−331.
  50. Ю.С., Козлов B.B., Левченко В .Я. Возникновение турбулентности в пограничном слое. Наука, СО, 1982, 152с.
  51. С. П., Довгаль А. В., Качанов Ю. С., Козлов В. В., Свищёв Г. П., Симонов О. А., Щербаков В. А. Акустическое управление развитием возмущений в пограничном слое.- Учёные записки ЦАГИ, 1986s, т. XVII, № 1, с. 41−47.
  52. Pate S.R., Schueler C.J. Radiated Aerodynamic noise effects on boundary layer transition in supersonic and hypersonic wind tunnels. AIAA J., 1969, V. 7, N3, p. 450−457.
  53. Maslov A.A., Semionov N.V. Acoustic disturbances and supersonic laminar boundary layer // Problems on Nonlinear Acoustics /ed. V.K.Kedrinskii: -Novosibirsk, 1987. P.132−134.
  54. А.А., Семёнов H.B. Акустические возмущения и сверхзвуковой пограничный слой // Пульсации давления на обтекаемой поверхности. М.: ЦАГИ, 1991.-С.39−43.
  55. А.Д., Маслов А. А., Семёнов Н. В. К экспериментальному исследованию восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя // Докл. АН. 1996. — Т.350. — № 3. — С.335−337.
  56. Semionov N.V., Kosinov A.D., Maslov А.А. Experiments on supersonic leading edge receptivity to acoustic waves// Proceedings of the Third International
  57. Conference on Fluid Mechanics. Beijing: Beijing Institute of Technology Press, 1998.- P.225−230.
  58. В. Г. Альбом «Аэроакустические взаимодействия, структура и шум турбулентной струи». ЦАГИ. 1999.
  59. Kozlov V. V., Chernoray V. G., Litvinenko M. V., Lofdahl L. An Experimental Study of Longitudinal Structures in the Near Field of a Plane Wall -Jet. XIX Международный семинар по струйным, отрывным и нестационарным течениям. С-Петербург, 2002. С. 32−33.
  60. Г. Ф. Горшков, Е. А. Ремнев, В. Н. Усков. Автоколебания в сверхзвуковых перерасширенных импактных струях. XVIII Международный семинар «Течения газа и плазмы в соплах, струях и следах», С-П, 2000, с. 93.
  61. Г. И., Кондратьев В. И. Акустическое воздействие на течение и спектр шума сверхзвуковых струй/ В кн. Аэроакустика. М.: Наука. 1980. С. 119−123.
  62. Е. А., Шлик О. Э., Евченко В. Н. Влияние акустического воздействия на динамические характеристики сверхзвуковой нерасчётной струи / В кн. Механика турбулентных потоков.: Наука. 1980. С. 259−269.
  63. В. Г. О действии звука на сверхзвуковую струю.// Изв. АН СССР. МЖГ. 1989. .№ 6. С. 170−173.
  64. О. Э., Нещерет П. А., Рябухин А. В., Серебряков В. А., Корт Т. Г. К исследованию механизма обратной акустической связи в сверхзвуковыхструях / В кн. Научные основы турбулентных явлений. М.: Наука. 1992. С. 62−67.
  65. Glass D. R. Effects of acoustic feedback on the spread and decay of supersonic jets// J. Sound and Vibration. 1972. Vol. 23 N 1. P. 77−99.
  66. Jubelin B. New experimental studies on jet noise amplification// AIAA Pap. 1980. N 961. 7p.
  67. А. С., Власов E. В., Каравосов P. К. Акустическое управление турбулентными струями. М: ФИЗМАТ ЛИТ, 2001. — 240с.
  68. Е. В., Гиневский А. С. Когерентные структуры в турбулентных струях и следах / Итоги науки и техники. Сер. Механика жидкости и газа. Т.20. ВИНИТИ. 1986. С. 3−84.
  69. М. И., Сущик М. М. Когерентные структуры в турбулентных течениях / В кш: Нелинейные волны. Самоорганизация. М.: Наука. 1983. С. 56 85.
  70. М. М. Динамика структур в сдвиговых течениях / М.: Наука. 1987. С. 104- 132.
  71. Н. Е. Coherent structures / Adv. Turbul. Prog. 1 st Eur. Turbul. Conf., Lyon, 1 4 Juli, Berlin e. a. 1987. P. 320 — 336.
  72. Fiedler H. E., Fernholz H. H. Gn management and control of turulent shear flow / Progr. Aerospase Sci. 1990. V. 27. 1 4. P. 305 387.
  73. А. К. M. F. Coherent structures-reality and myth // Phys. Fluids. 1983. V. 26. 1 10. P. 2816−2859.
  74. Liu J. Т. C. Coherent structures in transitional and turbulent free shear flows // Ann. Rev. Fluid Mech. 1989. V. 21. P. 285 315.
  75. A. V., Grek G. Т., Dovgal A. V., Kozlov V. V. The Origin of Turbulence in Near Wall Flows. Springer Verlag. Berlin Heidelberg. 2002. 263p.
  76. В.Ю., Борисов В. М., Степанов Ю. Ю. Электроразрядные эксимерные лазеры на галогенидах инертных газов. М.: Энергоатомиздат.-1988. 215 с.
  77. И. А., Кули-Заде Т.А., Степанец И. А. Визуализация сверхзвуковых течений газа импульсным объёмным разрядом. Журнал прикладной механики и технической физики. N 3, С. 84−86. 1995.
  78. И. А., Кули-Заде Т.А. Визуализация неустойчивости тороидального вихря импульсным объёмным разрядом. ДАН. том 348. № 5 1996. С. 617−619.
  79. I. Znamenskaya. Discharge imaging technique for shock tube studies. In: Proc 21th Int Symp on Shock Waves. 1997. Keppel p. 489−491.
  80. А.С., Горбушина H.A., Даньков Б. Н., Косенко А. П., Куликов В. Н. Обобщение данных по стационарному и нестационарному нагружению СЗБ и блока «И» РН «Союз». Итоговый научно-технический отчёт № 222−2220−98−4. ЦНИИМАШ. 1998.
  81. Дж. Пирсол А. Применение корреляционного и спектрального анализа: Пер. с англ.- М.: Мир, 1983. е.- 177 181.
Заполнить форму текущей работой

Сессия? Спокойно!