Помощь в написании студенческих работ
Антистрессовый сервис

Исследование восприимчивости гиперзвукового ударного слоя на пластине к акустическим возмущениям

Диссертация: Исследование восприимчивости гиперзвукового ударного слоя на пластине к акустическим возмущениям
ДиссертацияПомощь в написанииУзнать стоимостьмоей работы

Исследования по теме диссертационной работы выполнялись в рамках госбюджетного проекта «Теоретическое и экспериментальное исследование механизмов возникновения и нелинейного развития волн в сверхзвуковых и гиперзвуковых пограничных слоях», входящего в Программу научно-исследовательских работ ИТПМ СО РАН на 2004;2006 г. г. «Управление до-, сверхи гиперзвуковыми внешними и внутренними течениями… Читать ещё >

Исследование восприимчивости гиперзвукового ударного слоя на пластине к акустическим возмущениям (реферат, курсовая, диплом, контрольная)

Содержание

  • Список обозначений
  • ВВЕДЕНИЕ
  • В
  • ГЛАВА 1. Обзор исследований по восприимчивости и развитию возмущений в гиперзвуковом пограничном и ударном слое
    • 1. 1. Экспериментальные исследования возмущений в 19 гиперзвуковом пограничном и ударном слое
    • 1. 2. Теоретические исследования устойчивости гиперзвукового 28 пограничного и ударного слоя
    • 1. 3. Выводы
  • ГЛАВА 2. Экспериментальное оборудование и методы диагностики
    • 2. 1. Гиперзвуковая азотная аэродинамическая труба Т-327А
      • 2. 1. 1. Газодинамический тракт установки
      • 2. 1. 2. Электронно-пучковая система диагностики
    • 2. 2. Гиперзвуковая аэродинамическая труба Т-327Б
    • 2. 3. Методы и аппаратура для измерения средней плотности и пульсаций плотности, методы обработки сигналов
      • 2. 3. 1. Оптическая система регистрации
      • 2. 3. 2. Методика обработки пульсационной составляющей сигнала оптической системы регистрации
      • 2. 3. 3. Модели пласти н
      • 2. 3. 4. Схемы измерений электронным пучком в ударном слое на пластине
      • 2. 3. 5. Методики восстановления средней плотности и пульсаций плотности по интенсивности флюоресценции при нормальном падении пучка электронов
      • 2. 3. 6. Измерения трубкой Пито
      • 2. 3. 7. Кососрезный газодинамический свисток
      • 2. 3. 8. Схема введения контролируемых периодических возмущений в ударный слой на пластине
    • 2. 4. Прямое численное моделирование возмущений в гиперзвуковом ударном слое на пластине
    • 2. 5. Выводы
  • ГЛАВА 3. Исследование волнового поля контролируемых периодических возмущений в гиперзвуковом потоке
    • 3. 1. Постановка экспериментов и измерений
    • 3. 2. Результаты измерений. Источник акустических возмущений в форкамере установки
      • 3. 2. 1. Гиперзвуковой поток Моо=
      • 3. 2. 2. Гиперзвуковой поток Мо0=
    • 3. 3. Результаты измерений. Источник акустических возмущений в гиперзвуковом потоке
      • 3. 3. 1. Гиперзвуковой поток Моо=
      • 3. 3. 2. Гиперзвуковой поток М",=
    • 3. 4. Анализ результатов
    • 3. 5. Выводы
  • ГЛАВА 4. Исследование восприимчивости гиперзвукового ударного слоя на пластине к естественным и контролируемым периодическим возмущениям
    • 4. 1. Преобразование возмущений на ударной волне. Влияние угла распространения
      • 4. 1. 1. Постановка аналитической задачи
      • 4. 1. 2. Постановка задачи прямого численного моделирования
      • 4. 1. 3. Результаты численного моделирования без учета вязкости 1Р
    • 4. 2. Восприимчивость гиперзвукового вязкого ударного слоя к естественным возмущениям внешнего потока. Влияние температурного фактора поверхности модели
      • 4. 2. 1. Параметры среднего течения в вязком ударном слое на пластине
      • 4. 2. 2. Восприимчивость гиперзвукового вязкого ударного слоя к естественным возмущениям внешнего потока при Ти/Т0 = 0,
      • 4. 2. 3. Влияние температурного фактора поверхности модели на восприимчивость гиперзвукового вязкого ударного слоя к естественным возмущениям внешнего потока
    • 4. 3. Восприимчивость гиперзвукового вязкого ударного слоя к контролируемым периодическим возмущениям
      • 4. 3. 1. Развитие периодических контролируемых возмущений в гиперзвуковом вязком ударном слое на пластине
      • 4. 3. 2. Восприимчивость вязкого ударного слоя на пластине к акустическим контролируемым возмущениям в свободном потоке
    • 4. 4. Обсуждение результатов
    • 4. 5. Активное управление восприимчивостью ударного слоя к акустическим возмущениям внешнего потока

Развитие космической техники и создание высокоскоростных самолетов вызвало интерес к изучению характеристик возмущений в гиперзвуковом пограничном слое. Актуальность этих исследований связана с их существенным влиянием на уровень тепловых потоков, интенсивность силовых и вибрационных нагрузок на конструкцию гиперзвуковых аппаратов.

За последние 40−50 лет накоплен большой объем экспериментальных и теоретических знаний по проблеме устойчивости пограничного слоя и развития в нем пульсаций. Особый интерес в рамках этой проблемы представляет задача устойчивости и развития возмущений в пограничном слое на поверхности аппарата движущегося в высоких слоях атмосферы при больших числах Маха. Пик интереса к этой проблеме пришелся на конец 60-х, начало 70-х годов, когда в США и СССР начались работы по созданию возвращаемого аппарата многоразового использования. С середины 90-х годов вновь усилилось внимание к проблеме восприимчивости и развития возмущений в гиперзвуковом пограничном слое при больших числах Маха и умеренных числах Рейнольдса. Толчком к этому послужили успехи теоретических и экспериментальных исследований по управлению волновым сопротивлением с помощью энергоподвода в набегающий поток, управлению ламинарно-турбулентным переходом в гиперзвуковом пограничном слое с помощью звукопоглощающих покрытий и продвижение научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ по созданию гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Это сделало реальностью создание в недалеком будущем экономически выгодного гиперзвукового высотного самолета с числом Маха крейсерского полета 6-^-12.

В этих условиях течение на значительной части поверхности планера аппарата реализуется в виде гиперзвукового вязкого ударного слоя.

Гиперзвуковой вязкий ударный слой представляет собой область течения между поверхностью и головной ударной волной, большую часть которой занимает вязкий пограничный слой, отделенный от ударной волны узкой областью невязкого течения. В научной литературе принято называть его течением с сильным вязко-невязким взаимодействием, когда невязкое течение вокруг тела, в основном, определяется вязким течением на его поверхности. Вязкий ударный слой всегда реализуется на передних кромках планера высокоскоростных летательных аппаратов, когда локальное число Рейнольдса еще мало, или на значительном расстоянии от передней кромки при очень высоких числах Маха набегающего потока. Возмущения, формирующиеся в нем, сносятся вниз по потоку и оказывают влияние на развитие возмущений и ламинарно-турбулентный переход в пограничном слое летательного аппарата в целом. Переход к турбулентному режиму обтекания, как правило, приводит к перераспределению тепловых потоков по поверхности корпуса, прогоранию тепловой защиты в наименее защищенных местах и гибели аппарата. С другой стороны известно, что ламинаризация пограничного слоя хотя бы на 45% длины корпуса гиперзвукового самолета снизит сопротивление трения, сделает это транспортное средство экономически выгодным и ускорит его практическую реализацию.

В настоящее время степень проработки этой проблемы является недостаточной. Полученные ранее результаты теоретических и экспериментальных исследований и разработанные методы управления относятся к течению в пограничном слое и не могут быть прямо перенесены на гиперзвуковой ударный слой. Течение в гиперзвуковом ударном слое имеет ряд специфических особенностей затрудняющих его теоретическое и экспериментальное исследование. К ним можно отнести влияние близко расположенной ударной волны на развитие возмущений, существенную непараллельность течения, наличие скольжения и температурного скачка на поверхности. Здесь уже неприменимы упрощения, используемые при теоретическом исследовании пограничного слоя. Экспериментальные исследования гиперзвукового обтекания также представляют большую проблему. Как правило, гиперзвуковые аэродинамические трубы непрерывного действия используют высокие температуры торможения и высокую степень расширения газа в сопле для разгона потока до необходимой скорости. Это обусловливает высокую температуру торможения газа и низкую плотность гиперзвукового потока в рабочей части аэродинамической трубы, что не позволяет проведение измерений пульсаций потока традиционными зондовыми методами, например, пленочным или ниточным термоанемометром. Исследования возмущений в таких трубах предполагают использование чувствительных бесконтактных методов измерений. С другой стороны, использование высокоэнтальпийных импульсных аэродинамических труб создает в потоке условия близкие к натурным, но не позволяет за столь короткое время получить детальную картину поля возмущений и их характеристики, необходимые для сопоставления с данными численного моделирования. Все эти особенности затрудняют трубные исследование восприимчивости и устойчивости гиперзвукового ударного слоя. Здесь необходимо развитие новых подходов к исследованиям, учитывающих специфику таких течений.

Сказанное выше определяет актуальность проведения данных исследований и позволяет сформулировать основные цели работы:

— разработка новых и применение известных методов теоретического и экспериментального исследования применительно к условиям в гиперзвуковом ударном слое;

— получение новых экспериментальных данных о восприимчивости и характеристиках возмущений в гиперзвуковом ударном слое;

— построение физических моделей процессов восприимчивости и развития возмущений в ударном слое.

Исследования по теме диссертационной работы выполнялись в рамках госбюджетного проекта «Теоретическое и экспериментальное исследование механизмов возникновения и нелинейного развития волн в сверхзвуковых и гиперзвуковых пограничных слоях», входящего в Программу научно-исследовательских работ ИТПМ СО РАН на 2004;2006 г. г. «Управление до-, сверхи гиперзвуковыми внешними и внутренними течениями путем силового и энергетического воздействия». Кроме того, в диссертационную работу вошли материалы, полученные в ходе выполнения работ по грантам РФФИ № 04−100 474 «Теоретические и экспериментальные исследования режимов развития возмущений в пограничном слое» (совместно с ЦАГИ) и № 05−08−33 416 «Экспериментальное исследование и прямое численное моделирование развития возмущений в гиперзвуковом вязком ударном слое».

На защиту выносятся:

— методики и устройства создания медленных и быстрых контролируемых периодических акустических возмущений в гиперзвуковом потоке для исследования устойчивости ударного слоя методом искусственных возмущений;

— результаты экспериментальных исследований восприимчивости и развития естественных и искусственных возмущений плотности в гиперзвуковом ударном слое на пластине;

— физические модели возникновения и эволюции возмущений в гиперзвуковом ударном слое на пластине под воздействием внешних акустических возмущений.

Научная новизна работы: усовершенствована методика измерений поля средней плотности и пульсаций плотности в гиперзвуковом ударном слое с помощью электронно-пучковой флюоресценции, повышена локальность и точность измерений;

— разработаны методы и устройства создания в гиперзвуковом набегающем потоке и в ударном слое на пластине контролируемых периодических акустических возмущений определенного модового состава и исследованы их характеристикивпервые показано, что для числа Маха 21 при воздействии на ударный слой акустических возмущений внешнего потока и периодических возмущений с поверхности пластины в ударном слое возникают и доминируют энтропийно-вихревые возмущения, пространственная структура и характеристики волн плотности в ударном слое определяются взаимодействием вихревых возмущений с полем средней плотности и подобны для всех типов воздействий.

— впервые экспериментально реализовано интерференционное управление интенсивностью пульсаций в ударном слое на пластине с помощью введения в ударный слой контролируемых нестационарных возмущений с передней кромки пластины.

Научная и практическая ценность.

Разработаны и реализованы методики, позволяющие использовать метод искусственных возмущений для исследования восприимчивости и развития возмущений в гиперзвуковом ударном слое.

Автором получены результаты, расширяющие представления о волновых процессах происходящих в высокоскоростных гиперзвуковых пограничных течениях.

Достоверность результатов.

В экспериментальных исследованиях использована невозмущающая поток электронно-пучковая диагностика, адаптированная к условиям гиперзвуковых течений низкой плотности. Для изучения восприимчивости и развития возмущений в ударном слое применен метод искусственных возмущений. Для надежного определения физических процессов, ответственных за возникновение и развитие возмущений в ударном слое, использовано сопоставление данных измерений в гиперзвуковой аэродинамической трубе и результатов прямого численного моделирования возмущений в ударном слое для условий эксперимента.

Апробация работы и публикации:

Основные результаты диссертации доложены на следующих конференциях и семинарах:

Международные научно-технические студенческие конференции «Студент и технический прогресс» (Новосибирск 2004, 2005, 2006) — Всероссийские научные конференции студентов-физиков и молодых ученых (Новосибирск, ВНКСФ-12 2006) — Молодежная конференция «Устойчивость и турбулентность течений гомогенных и гетерогенных жидкостей» (Новосибирск 2005) — Всероссийские конференции молодых ученых «Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии» (Новосибирск 2005, 2007) — Всероссийская конференция молодых ученых «Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики» (Новосибирск 2006), Международные конференции по методам аэрофизических исследований «1СМАЯ» (Новосибирск 2004, 2007) — Международная конференция по механике жидкости «ЕВРОМЕХ» (Стокгольм, Швеция 2006) — IX Всероссийский съезд по теоретической и прикладной механике (Нижний Новгород 2006) — IV Международная конференция по вычислительной динамике жидкости (Гент, Бельгия 2006) — V Азиатский международный семинар по вычислительной динамике жидкости (Сиань, Китай 2006) — Всероссийская конференция «Проблемы механики сплошных сред и физика взрыва» (Новосибирск, 2007).

Результаты исследований автора доложены на 16 всероссийских и международных конференциях и опубликованы в 19 научных работах. Основные результаты опубликованы:

1. И. С. Цырюльников, С. Г. Миронов Исследование волнового поля контролируемых периодических возмущений двух источников // Теплофизика и аэромеханика, 2005, Т. 12, № 3, С. 379−386.

2. И. С. Цырюльников, С. Г. Миронов Экспериментальное исследование развития периодических контролируемых возмущений в гиперзвуковом вязком ударном слое на пластине // Теплофизика и аэромеханика, 2006, Т. 13, № 3, С.353−360.

3. А. Н. Кудрявцев, С. Г. Миронов, Т. В. Поплавская, И. С. Цырюльников Экспериментальное исследование и прямое численное моделирование развития возмущений в вязком ударном слое на плоской пластине // ПМТФ. 2006. Т.47, № 5. с. 3−15.

4. A.A. Маслов, А. Н. Кудрявцев, С. Г. Миронов, Т. В. Поплавская, И. С. Цырюльников Прямое численное моделирование восприимчивости гиперзвукового ударного слоя к естественным и искусственным возмущениям // Вычислительные технологии, 2006. Т. 11,4. 1. С. 108−116.

5. A.A. Маслов, А. Н. Кудрявцев, С. Г. Миронов, Т. В. Поплавская, И. С. Цырюльников Численное моделирование восприимчивости гиперзвукового ударного слоя к акустическим возмущениям // ПМТФ. 2007. Т. 48, № 3. С. 87−91.

6. A.N. Kudryavtsev, S.G. Mironov, T.V. Poplavskaya, I.S. Tsyryulnikov Evolution of artificial disturbances in a hypersonic shock layer on a flat plate // Proc. XIII Intern. Conf. on the Methods of Aerophysical Research. Novosibirsk, 5−10 February, 2007. Novosibirsk: Publishing house «Nonparel». 2007. Vol. III. P. 86−91.

7. A.N. Kudryavtsev, S.G. Mironov, T.V. Poplavskaya, I.S. Tsyryulnikov DNS of unsteady viscous flows. Comparison with different models // Proc. XIII Intern. Conf. on the Methods of Aerophysical Research. Novosibirsk, 5−10 February, 2007. Novosibirsk: Publishing house «Nonparel». 2007. Vol. III. P. 79−85.

8. A.N. Kudryavtsev, S.G. Mironov, T.V. Poplavskaya, I.S. Tsyryulnikov Airflow effect on disturbances evolution in a hypersonic shock layer on a flat plate // Proc. XIII Intern. Conf. on the Methods of Aerophysical Research. Novosibirsk, 5−10 February, 2007. Novosibirsk: Publishing house «Nonparel». 2007. Vol. III. P. 72−78.

9. Фомин B.M., Маслов A.A., Кудрявцев A. H., Миронов С. Г., Поплавская Т. В., Цырюльников И. С. Активное управление возмущениями в гиперзвуковом ударном слое // ДАН. Т. 414, № 2. С. 14−16.

Личный вклад автора:

Автор участвовал в постановке задач численных и экспериментальных исследований, подготовке экспериментов и их проведении. Им созданы алгоритмы и программы обработки данных экспериментов, выполнена обработка результатов всех измерений. Автором выполнены все расчеты по линейной теории взаимодействия акустических волн с ударной волной, проведено сопоставление данных измерений с результатами прямого численного моделирования.

Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения и списка литературы. Диссертация содержит 177 страниц, включая 132 страницы текста, 77 иллюстраций и 102 наименования цитируемой литературы.

4.6. Выводы.

— Методом прямого численного моделирования взаимодействия возмущений с УВ на пластине под углом атаки в невязком потоке получены характеристики возмущений за У В в зависимости от параметров взаимодействия с внешними возмущениями.

Сравнение коэффициентов преобразования возмущений с рассчитанными по линейной теории взаимодействия возмущений с ударной волной показывает хорошее качественное совпадение в широком диапазоне.

7 67 углов падения акустических волн. Существенное различие данных численного моделирования с теоретическими результатами наблюдаются в области углов падения волн, близких к критическому углу. Оно заключается в отсутствии пикового усиления акустических волн и вихревой генерации.

— Показано, что акустические волны, проходя через УВ, испытывают многократное усиление в широком диапазоне углов падения внешних возмущений. Усиление акустических волн существенно зависит от модового состава внешних акустических волн — медленная или быстрая волна. В определенном диапазоне углов за УВ доминируют энтропийно-вихревые возмущения, а акустические волны затухает. Углы распространения акустических и вихревых возмущений за УВ соответствуют рассчитанным углам из закона преобразования волн при переходе между двумя различными средами (закон Снеллиуса).

— Показано, что для условий трубного эксперимента в ударном слое на пластине под воздействием естественных возмущений потока аэродинамической трубы и под воздействием искусственных периодических возмущений быстрой моды вводимых в поток возникают возмущения только вихревой моды. При воздействии периодических пульсаций давления на передней кромке пластины в ударном слое также возникают вихревые возмущения.

— Показано, что в трубном эксперименте основное поле пульсаций плотности в ударном слое формируется при взаимодействии вихревых возмущений с полем средней плотности.

— Показано, что для условий трубного эксперимента пространственная структура пульсаций плотности в ударном слое, генерируемых внешними акустическим волнами и периодическими возмущениями на передней кромке пластины, подобны. Это позволяет реализовать в ударном слое подавление возмущений методом интерференции.

76 5.

— Экспериментально реализована методика одновременного введения в гиперзвуковой поток аэродинамической трубы и в ударный слой на пластине периодических контролируемых возмущений с фазовой связью между ними. Продемонстрирована возможность эффективного интерференционного управления интенсивностью пульсаций в ударном слое на пластине.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

.

В работе представлены результаты экспериментального исследования характеристик возмущений плотности и контролируемого воздействия на них в гиперзвуковом вязком ударном слое на пластине под нулевым углом атаки. С целью выявления механизмов восприимчивости и развития возмущений в ударном слое данные измерений сопоставлены с результатами прямого численного моделирования возмущений на основе решения полных нестационарных уравнений Навье-Стокса. Исследования выполнены для числа Маха Моо = 21 и единичного числа Рейнольдса набегающего потока 1100= 6−103 м-1 Измерения проведены методом электронно-пучковой флюоресценции, как для неконтролируемых (фоновых) возмущений потока аэродинамической трубы, так и для контролируемых периодических возмущений. Усовершенствованы ранее используемые и разработаны новые методики введения в гиперзвуковой поток акустических возмущений быстрой и медленной моды, а также измерений средней плотности и пульсаций плотности электронным пучком.

Получены следующие основные результаты:

— Разработаны и реализованы методы и устройства введения в гиперзвуковой поток (Моо=5 и 21) периодических контролируемых акустических возмущений и исследованы их характеристики;

— Реализована новая схема измерений в ударном слое на пластине методом электронно-пучковой флюоресценции, позволяющая повысить пространственное разрешение и точность получения средней плотности и пульсаций плотности в ударном слое;

— Выполнено сопоставление данных измерений с результатами расчетов по линейной теории взаимодействия акустических волн с ударной волной и с результатами прямого численного моделирования возмущений в ударном слое на пластине. Показано их хорошее совпадение- 7.

— Показано, что для условий эксперимента под воздействием возмущений внешнего потока и возмущений, генерируемых с передней кромки пластины, в гиперзвуковом ударном слое доминируют возмущения вихревой моды. При этом основное поле пульсаций плотности в ударном слое на пластине формируется при взаимодействии вихревых возмущений с полем средней плотности;

— Показано, что для условий эксперимента пространственная структура пульсаций плотности в ударном слое, генерируемых акустическими волнами внешнего потока и периодическими возмущениями с передней кромки пластины, подобны, величины продольной фазовой скорости распространения возмущений близки. Это принципиально позволяет реализовать в ударном слое управление интенсивностью возмущений методом интерференции;

Экспериментально реализовано одновременное введение в гиперзвуковой поток аэродинамической трубы и в ударный слой на пластине периодических контролируемых возмущений с жесткой фазовой связью между ними, продемонстрирована возможность эффективного интерференционного управления интенсивностью пульсаций в ударном слое на пластине. w.

Показать весь текст

Список литературы

  1. Reed H., Kimmel R., Schneider S., Arnal D. Drag prediction and transition in hypersonic flow // A1. A Paper, No. 97−1818 (January 1997).
  2. Reed H.L., Saric W.S. Linear stability theory applied to boundary layers // Annual Rev. Fluid Mechanics. 1966. V. 28. P. 389−428.
  3. Stetson K.F., Tompson E. R, Donaldson J.C., Siler L.G. Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8. Part 1: Sharp cone // AIAA Paper, No.83.1761 (July 1983).
  4. Stetson K.F., Tompson E. R, Donaldson J.C., Siler L.G. Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8. Part 2: Blunt cone // AIAA Paper, No.84.0006 (January 1984).
  5. Stetson K.F., Tompson E.R., Donaldson J.C., Siler L.G. Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8. Part 3: Sharp cone at angle of attack// AIAA Paper, No. 85−0492 (January 1985).
  6. Stetson K.F., Tompson E.R., Donaldson J.C., Siler L.G. Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8. Part 4: On unit Reynolds number and environmental effects // AIAA Paper, No. 86−1087 (May 1986).
  7. Mack L. M. Boundary layer stability theory. 1969, JPL, Report 900−277.
  8. Mack L.M. Linear stability theory and the problem of supersonic boundary- layer transition // AIAA J., 1975, v. 13, N 3, pp. 278−289.
  9. Maslov A.A., Shiplyuk A.N., Bountin D.A., Sidorenko A.A. Mach 6 boundary layer stability experiments on sharp and blunted cones // J. Spacecraft and Rockets. 2006. V. 43, No. 1. P. 71−76.
  10. Fedorov A., Shiplyuk A., Maslov A., Burov E., Malmuth N. Stabilization of a hypersonic boundary layer using an ultrasonically absorptive coating // J. Fluid Mechanics. 2003. V. 479. P. 99−124.
  11. Fedorov A.V., Malmuth N.D., Rasheed A., Hornung H.G. Stabilization of hypersonic boundary layers by porous coatings // AIAA J. 2001. V.39, No. 4. P. 605−610.7£о
  12. Fedorov A.V., Kozlov V.F., Malmuth N.D., Maslov A.A., Shiplyuk A.N. Stability of hypersonic boundary layer on porous wall with regular microstructure // AIAA Journal. 2006. V. 44, No. 8. P. 1866−1871.
  13. Wallace J.E. Hypersonic turbulent boundary layer measurements using an electron-beam. // AIAA J., 1969, v.7, N 4, pp.757−759.
  14. Harwey W.D., Bushnell D.M. Velocity fluctuations intensities in a hypersonic turbulent boundary layer. // AIAA J., 1969, v.7, N 4, pp.760−762.
  15. Fisher M.C., Maddalon D.V., Weinstein L.M., Wagner R.D. Jr. Boundary layer pitot and hot-wire surveys at М" = 20. // AIAA J., 1971, v.9, N 5, pp. 826−834.
  16. Kemp J.H., Owen F.K. Nozzle wall boundary layer at Mach numbers 20 to 47 // AIAA J., 1972, v. 10, N 7, pp. 872−879.
  17. Smith J.A., Driscoll J.F. The electron-beam fluorescence technique for measurements in hypersonic turbulent flows // J. Fluid Mech., 1975, v.72, N 4, pp. 695−719.
  18. Beckwith I.E., Harvey W. D., Clark F.L. Comparison of turbulent boundary layer measurements at Mach number 19,5 with theory and an assessment of probe errors // NASA Techn. Note TN-D 6192 (1971).
  19. Bolton RX., Harvey W.D. Use of electron beam for measurements of mean and fluctuating density in hypersonic turbulent shear flow // Presentation at the 35th Semi-Annual Meeting of Supersonic Tunnel Association, Dallas, Texas, 1971.
  20. В.И. Устойчивость высокоскоростного пограничного слоя // ПМТФ, 1988, № 6, С. 76−78.
  21. Lisenko V.I. High-speed boundary-layer stability and transition. // Engineering Transactions, 1993, v.41, pp. 31−45.
  22. В.Н., МасловА.А., Миронов С. Г., Поплавская Т. В., Шиплюк А. Н. Гиперзвуковой поток на плоской пластине. Экспериментальные результаты и численное моделирование // ПМТФ, 1995, т. 36, № 6, с. 60−67.
  23. А.А., Миронов С. Г., Шиплюк А. Н. Экспериментальное исследование пульсаций плотности в гиперзвуковом ударном слое на плоской пластине // ПМТФ, 1996, т. 37, № 6, с. 51−60.
  24. Maslov А.А., Mironov S.G. Electron-beam diagnostics of hypersonic flows // Experiments & Measurements in Fluid Mechanics, 1998, v. 12, N4, pp.42 52.
  25. A.A., Миронов С. Г. Влияние непараллельности течения в ударном слое на пластине и угла атаки на характеристики пульсаций плотности // Известия РАН, серия МЖГ, 1999, № 2, с. 50−55.
  26. Mironov S.G., Maslov А.А. An experimental study of density waves in hypersonic shock layer on a flat plate // Physics of Fluids A, 2000, V. 12, No 6, pp. 1544−1553.
  27. Laufer J. Some statistical properties of the pressure field radiated by a turbulent boundary layer // Phys. Fluids. 1964. V. 7, No. 8. P. 1191 -1197.
  28. ЗГКендолл Дж. Экспериментальное исследование процесса перехода к турбулентному режиму в сверхзвуковых и гиперзвуковых пограничных слоях на моделях в аэродинамической трубе // Ракетная техника и космонавтика. 1975. Т. 13, № 3. С.47−60.
  29. А.Д., Маслов А. А. Развитие искусственно вызванных возмущений в сверхзвуковом пограничном слое // Известия АН СССР, серия МЖГ, 1984, N 5, с. 37−42.
  30. А.А., Сидоренко А. А., Шиплюк А. Н. Использование искусственных возмущений для исследования устойчивости гиперзвукового пограничного слоя // Теплофизика и аэромеханика, 1997, т. 4, № 4, с. 397−400.
  31. Maslov А.А., Shiplyuk A.N., — Sidorenko A.A., Tran Ph. Leading edge receptivity of the hypersonic boundary layer to 3D acoustic waves // Proc. of IX Intern. Conf. on the Methods of Aerophysical Research. 25−30 July 1996. Novosibirsk. Pt l.P. 162−168.
  32. Arnal D., Maslov A.A., Sidorenko A.A., Shiplyuk A.N. Leading edge receptivity of hypersonic boundary layer on a flat plate // J. Fluid Mechanics. 2001. V. 426. P. 73−94.
  33. С. Г. Экспериментальное исследование вихревых возмущений в гиперзвуковом ударном слое на пластине // ПМТФ, 1999, т. 40, № 6, с. 41 -47.
  34. Mironov S.G., Maslov A. A. Experimental study of secondary instability in a hypersonic shock layer on a flat plate // J. Fluid Mech., 2000, V. 412, pp. 259 277.
  35. B.M., Миронов С. Г. Развитие контролируемых возмущений в ударном слое на поверхности сжатия // ПМТФ, 2003, т.44, № 5, с. 30−38.
  36. В. М., Миронов С. Г. Развитие периодических возмущений в гиперзвуковом ударном слое на поверхности сжатия // Теплофизика и аэромеханика 2004, т. 11, № 1, с. 49−60.
  37. Mironov S.G., Aniskin V.M. Experimental study of hypersonic shock layer stability on a circular surface of compression // Comptes Rendus Mecanique, 2004, Vol. 332, No. 9, pp. 701−708.
  38. A.A., Миронов С. Г. Экспериментальное исследование обтекания полузамкнутой цилиндрической полости гиперзвуковым потоком низкой плотности// Известия РАН, серия МЖГ, 1996, № 6, С. 155−160.
  39. Hornung H.G., Lemieux P. Shock layer instability near Newtonian limit of hypersonic flows //Phys. Fluids. 2001. V. 13, No. 8. P. 2394−2402.
  40. Malik M.R. Boundary layer transition prediction toolkit // AIAA Paper. No. 971 904 (February 1997).
  41. Herbert Т., Bertolotti F. Stability analysis of nonparallei boundary layers // Bull. Am. Phys. Soc. 1987. V. 32. P. 2079−2091.
  42. Bertolotti F., Herbert T. Analysis of the linear stability of compressible boundary layers using the PSE //J. Theor. Comput. Fluid Dyn. 1991. V. 3. P. 117−124.
  43. Petrov G. V. Stability of a thin viscous shock layer on a wedge in hypersonic flow of perfect gas // Laminar-Turbulent Transition: Proc. of the 2nd IUTAM Symp., Novosibirsk, 1984. Berlin: Springer, 1985. P. 487−493.
  44. Chang C. L, Malik M. R., Hussaini M. Y. Effects of shock on the stability of hypersonic boundary layers. AIAA Paper. No. 90−1448 (January 1990).
  45. А. А., Миронов С. Г., Поплавская Т. В., Смородский Б. В. Устойчивость гиперзвукового ударного слоя на плоской пластине // Изв. РАН, Механика жидкости и газа. 2004. № 2. С. 16−23.
  46. Maslov А.А., Poplavskaya T.V., Smorodsky B.V. Stability of a hypersonic shock layer on a flat plate // Comptes Rendus. Mech., 2004. V. 332, N11. P.875−880.
  47. Malik M.F., Anderson A.D. Real gas effects on hypersonic shear-layers // Phys. Fluids A, 1991, v. 3, N 5, pp. 803−821.
  48. Stuckert G., Reed H. Linear disturbances in hypersonic chemically reacting shock layers//AIAA J., 1994, v.32, N 7, pp. 1384−1393.
  49. Ng L., Erlebacher G., Zang T.A., Pruett D. Compressible secondary stability theory-Parametric studies and prospects for predictive tools // Paper of VIII NASP Sympos. 1990. No. 23.
  50. Wright R.L., Zoby E.V. Flight boundary layer transition measurements in a slender cone at Mach 20 // AIAA Paper. 1977. No. 77−719.
  51. C.A. Взаимодействие сверхзвукового пограничного слоя с акустическими возмущениями // Известия АН СССР. МЖГ. 1977. № 6. С. 51−56.
  52. С.А. О взаимодействии сверхзвукового пограничного слоя с внешними акустическими возмущениями // Теплофизика и аэромеханика. 1995. Т. З, № 2. С. 209−217.
  53. А.В., Хохлов А. П. Возбуждение неустойчивых мод в сверхзвуковом пограничном слое акустическими волнами // Известия АН СССР. МЖГ. 1991. № 4. С.67−74.
  54. A.B., Хохлов А. П. Восприимчивость сверхзвукового пограничного слоя к акустическим возмущениям // Известия АН СССР. МЖГ. 1992. № 1. С.40−47.
  55. McKenzie J. F., Westphal К. О. Interaction of linear waves with oblique shock waves//Phys. Fluids. 1968. V. 11. P. 2350−2362.
  56. С.П. Взаимодействие ударных волн с малыми возмущениями. 1,11. ЖЭТФ. 1957. Т. 33. Вып. 4(10). С. 948−974.
  57. И. В., Судаков В. Г., Федоров А. В. Численное моделирование распространения возмущений в сверхзвуковом пограничном слое // Известия РАН, МЖГ. 2004. № 6. С.33−44.
  58. И. В., Судаков В. Г., Федоров А. В. Численное моделирование восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя к акустическим возмущениям // Известии РАН. МЖГ. 2006. № 1. С. 42−53.
  59. И. В., Судаков В. Г., Федоров А. В. Численное моделирование стабилизации сверхзвукового пограничного слоя на плоской пластине пористым покрытием // Известия РАН, МЖГ. 2006. № 3. С. 39−49.
  60. И. В., Новиков А. В., Федоров А. В. Численное моделирование возмущений отрывного течения в закругленном угле сжатия // Известия РАН, МЖГ. 2006. № 4. С. 39−49.
  61. И. В., Новиков А. В., Федоров А. В. Численное моделирование стабилизации сверхзвукового отрывного пограничного слоя пористым покрытием // ПМТФ. 2007. № 2. С. 29−39.
  62. Zhong X. Direct numerical simulation of hypersonic boundary layer transition over blunt leading edge. Part II: Receptivity to sound // AIAA Paper. No. 970 756 (January 1997).
  63. Zhong X. Receptivity of hypersonic boundary layers to freestream disturbances // AIAA Paper. No. 2000−0531 (January 2000).
  64. Ma Y., Zhong X. Numerical simulation of receptivity and stability of nonequilibrium reacting hypersonic boundary layers. AIAA Paper. No. 20 010 892 (January 2001).
  65. Zhong X., Ma Y. Receptivity and linear stability of Stetson’s Mach 8 blunt cone. Stability experiments // AIAA Paper. No. 2002−2849 (January 2002).
  66. Ma. Y., Zhong X. Linear stability and receptivity to free-stream disturbances of a Mach 10. Nonequilibrium reactivity oxygen flow over a flat plate // AIAA Paper. No. 2004−0256 (January 2004).
  67. B.P., Федоров A.B. Асимптотическая структура невязких возмущений в тонком ударном слое. // Изв. АН СССР, МЖГ, 1988, № 6, С. 72−79.
  68. В.Р., Федоров А. В. Качественные особенности неустойчивости пристенных течений при больших сверхзвуковых скоростях потока. В сб.: Модели механики неоднородных систем. Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР. 1989. С.93−116.
  69. В.Р., Федоров А. В. Коротковолновая неустойчивость в ударном слое совершенного газа.// Изв. АН СССР. МЖГ. 1989. № 1. С. 10−14.
  70. И.Г., Жак В.Д., Сапогов Б. А., Сафронов Ю. А. Характеристики гиперзвуковой азотной трубы ИТПМ СО АН // Вопросы газодинамики.
  71. Аэрофизические исследования. Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР, 1975, вып. 5, с. 294−295.
  72. М.И. Использование упрощенных уравнений Навье-Стокса для расчета вязкого течения в гиперзвуковом сопле // Препринт ИТПМ СО АН СССР, 1981, № 17.
  73. М., Вольф Э. Основы оптики. Второе издание М.: ФМЛ. 1973.
  74. Petrie S.L. Density measurements with electron beams. // AIAA J., 1966, v.4, N 9, pp. 1679−1680.
  75. Дж., Пирсол А. Применение корреляционного и спектрального анализа. М.: Мир, 1983.
  76. JI.H., Гомоюнова М. В. Эмиссионная электроника. М.: ФМЛ, 1966.
  77. Harbour P.J., Lewis J.H. Preliminary measurements of the hypersonic rarefied flow field on a sharp plate using electron beam probe. Rarefied Gas Dynamics (Ed. by C.L. Brundin), Academic Press, New York-London, 1967, Suppl.2, pp. 1031−1046.
  78. Belikov A.E., Kusnetsov O.V., Sharafutdinov R.G. The rate of collisional quenching of N20*+, N2*+, 02*+, 0*+, O*, Ar*, Ar*+ at the temperature < 200K. J. Chem. Phys., 1995, v. 102, pp. 2792−2798.
  79. Gorchakova N., Kuznetsov L., Yarigin V., Chanetz В., Bur R., Pot Т., Taran J.P., Pigache D., Schulte D., Moss J. Progress in hypersonic studies using electron-beam excited X-ray detection // AIAA Journal. 2002. V. 40, No. 4. P.593−598.
  80. B.M., Миронов С. Г. Экспериментальное исследование пульсаций плотности в гиперзвуковом ламинарном следе за конусом // ПМТФ. 2000. Т.41, № 3. С. 111−117.
  81. В.М., Миронов С. Г. Экспериментальное исследование волн конечной амплитуды в гиперзвуковом следе // Теплофизика и аэромеханика. 2001. Т. 8, № 2. С. 345−352.
  82. Roger K.W., Wainright G.B., Touryan K.J. Impact and static pressure measurements in high speed flows with transitional Knudsen numbers // Rarefied gas dynamics. N.Y., L.: Acad. Press, 1966. V. 2. P. 151−174.
  83. Ю.Б., Черкез А. Я. Экспериментальное исследование аномального аэродинамического нагрева тел с глубокой полостью // Известия АН СССР, МЖГ. 1978. № 1. С. 113−119.
  84. С.М., Гринберг Э. И., Давлеткильдеев Р. А. и др. Экспериментальное исследование влияния угла атаки на пульсации давления давления, возникающие при обтекании полости гиперзвуковым потоком газа // Ученые записки ЦАГИ. 1992. Т. 23, № 3. 113−117.
  85. В. С., Гапонов С. А. Условия возникновения автоколебаний в трубе при натекании на ее вход потока газа // ПМТФ. 1994. Т. 35, № 6. С. 31 -39.
  86. А. Н., Миронов С. Г., Поплавская Т. В., Цырюльников И. С. Экспериментальное исследование и прямое численное моделирование развития возмущений в вязком ударном слое на плоской пластине. ПМТФ. 2006. Т. 47, № 5. С. 3−16.
  87. Maslov A.A., Mironov S.G., Aniskin V.M. Hypersonic shear layer stability experiments // Journal of Spacecraft and Rockets. 2005. Vol.42, No. 6. P. 9 991 004.
  88. Maslov A.A., Poplavskaya T.V., Smorodsky B.V. Stability of a hypersonic shock layer on a flat plate // Comptes Rendus. Mech, 2004. V. 332, N11. P.875−880.
  89. А. А., Миронов С. Г., Поплавская Т. В., Смородский Б. В. Устойчивость гиперзвукового ударного слоя на плоской пластине // Известия РАН, Механика жидкости и газа. 2004. № 2. С. 16−23.
  90. Ndaona Chok^ni- Dimitry A. Bountin- Alexander N. Shiplyuk- Anatoly A. Maslov Nonlinear Aspects of Hypersonic Boundary-Layer Stability on a Porous Surface//AIAA Journal. 2005. 0001−1452 Vol. 43. No.l. P. 149−155.
  91. A.H., Бунтин Д. А., Маслов A.A., Чокани Н. Нелинейные механизмы начальной стадии ламинарно-турбулентного перехода при гиперзвуковых скоростях//ПМТФ. 2003. Т. 44, № 5. С. 64−71.
  92. А.А., Кудрявцев А. Н., Миронов С. Г., Поплавская Т. В., Цырюльников И. С. Численное моделирование восприимчивости гиперзвукового ударного слоя к акустическим возмущениям // ПМТФ. 2007. Т.48, № 3. С. 86−91.
  93. Biringen S. Active control of transition by periodic suction-blowing // Phys. Fluids. 1984. V. 26. №. 10. P. 2807−2815.
  94. Kimmel R. L. Aspects of boundary layer transition control. AIAA Paper, No. 2003−0772(2003).
  95. B.M., Маслов А. А., Кудрявцев A. H., Миронов С. Г., Поплавская T.B., Цырюльников И. С. Активное управление возмущениями в гиперзвуковом ударном слое // ДАН. 2007. Т. 414. № 2. С. 14−16.
Заполнить форму текущей работой

Сессия? Спокойно!