Экспериментальное исследование нелинейных стадий перехода в сверхзвуковом пограничном слое при естественных возмущениях тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

Перечень основных обозначений

Введение

Глава I. Об исследованиях ламинарно-турбулентного перехода в сверхзвуковом пограничном слое

1.1. Основные результаты теории устойчивости сверхзвукового пограничного слоя

1.2.0 результатах экспериментальных исследований устойчивости сверхзвукового пограничного слоя

1.3.06 исследованиях Нелинейной стадии перехода

1.4. Результаты теоретических и экспериментальных исследований сверхзвукового течения вдоль передней кромки скользящего крыла

1.5. Выводы по обзору

Глава II. Автоматизация экспериментов и методика цифровой обработки данных при исследовании сверхзвукового пограничного слоя

2.1. Экспериментальное оборудование

2.2. Цифровая обработка данных

2.3. Выводы по II главе

Глава III. О линейном и нелинейном развитии естественных возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на плоской пластине

3.1. Модель и схема эксперимента

3.2. Результаты измерений профилей скорости и среднеквадратичных пульсаций при разных Res

3.3. Определение характера развития естественных пульсаций при ламинарно-турбулентном переходе

3 .4.0 спектральном составе пульсаций при ламинарно-турбулентном пелехотте Q?

Глава IV. Экспериментальное исследование ламинарно-турбулентного перехода на скользящем цилиндре в сверхзвуковом потоке

4.1. Модель и схема эксперимента

4.2. Результаты измерений толщины пограничного слоя

4.3. Экспериментальное исследование условий перехода на линии растекания

4.4. Выводы по IV главе

Глава V. Биспектральный анализ пульсаций в области нелинейной стадии ламинарно-турбулентного перехода в сверхзвуковом пограничном слое на плоской пластине и скользящем цилиндре

5.1. Определение характера нелинейного взаимодействия при ламинарно-турбулентном переходе на плоской пластине

5.2. Определение характера нелинейного взаимодействия при ламинарно-турбулентном переходе в течении за шероховатостью на линии растекания скользящего цилиндра

5.3. Выводы по V главе Заключение Литература Приложение

ПЕРЕЧЕНЬ ОСНОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ М - число Маха,

X, У, Z - продольная, нормальная и поперечная координаты, U - средняя скорость потока, Rti=U„/Voo - единичное число Рейнольдса, Т - абсолютная температура, температура потока, F=2jrf/(Rei-Uao) - безразмерный частотный параметр, /- размерная частота,

8 - толщина пограничного слоя,

Re§=fX-Reiy) - число Рейнольдса, определенное по характерному линейному размеру,

Е - напряжение в диагонали моста термоанемометра, е - пульсационная составляющая напряжения на выходе термоанемометра,

А/- амплитудный спектр, - длина нити датчика термоанемометра, aw - перегрев нити датчика, d - диаметр нити датчика, т>=<ри> - безразмерная среднеквадратичная величина пульсаций массового расхода, п - вектор нормали, (У=2 yrf- круговая частота, Nu - число Нуссельта, р - плотность,

Tw - температура нагретой нити,

7'е - температура восстановления нити,

Та - температура торможения,

Исследования возникновения турбулентности в сжимаемых пограничных слоях тесно связаны с решением практических задач: проблемы теплозащиты для аэрокосмической техники, снижение сопротивления трения при эксплуатации самолетов с целью повышения экономичности и увеличения дальности полетов. В течение ряда лет экспериментальные исследования перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный ограничивались определением положения перехода без исследования причин, вызывающих его. В настоящее время общепризнанно, что переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный происходит из-за неустойчивости ламинарного течения, приводящей к росту возмущений потока /1-16/.

Первая попытка экспериментально исследовать явление возникновения турбулентности в сверхзвуковых пограничных слоях при изучении развития возмущений была выполнена в /17/. Морковин назвал такой подход в экспериментальных исследованиях ламинарно-турбулентного перехода "микроскопическим", подчеркивая важную роль изучения физических механизмов усиления возмущений в понимании и рациональном объяснении этого явления 191. Именно использование этого подхода в экспериментах в сочетании с теорией устойчивости сдвиговых течений привели к прогрессу в понимании физики ламинарно-турбулентного перехода при дозвуковых /4-6, 8/ и сверхзвуковых /18-20/ скоростях.

В общем виде, переход ламинарной формы течения в пограничном слое в турбулентное состояние представляет собой сложный процесс возникновения и развития возмущений различного типа, их роста и взаимодействия друг с другом и средним течением, образованием локализованных в пространстве и времени вихревых структур (волновые пакеты, турбулентные пятна и т.п. /4-10/). Для относительно малых возмущений этот процесс может быть условно подразделен на три основные стадии: 1) возникновение волн неустойчивости в пограничном слое, например, волн Толлмина-Шлихтинга (проблема восприимчивости):

3) нелинейная стадия развития и взаимодействия возмущений с последующим разрушением ламинарного течения в турбулентное. Для больших начальных амплитуд возмущений сценарий ламинарно-турбулентного перехода является другим. Такой тип перехода принято называть «байпасным» /10/. Считается, что в этом случае ламинарно-турбулентный переход происходит, минуя линейную стадию развития возмущений.

Общей целью исследований ламинарно-турбулентного перехода является описание и предсказание возникновения турбулентного режима в течении. Обычно эксперименты проводятся в условиях контролируемых и естественных пульсаций. Исследования устойчивости сдвиговых течений с помощью контролируемых возмущений позволяют сравнить получаемые данные с расчетами и развивать теоретические модели. Однако до сих пор нет теоретического описания нелинейного взаимодействия возмущений на последних стадиях перехода. Для изучения нелинейных областей ламинарно-турбулентного перехода, по-видимому, необходимо использовать совместный подход, параллельно проводя исследования развития естественных и контролируемых возмущений. В этом случае для выявления нелинейности и характера нелинейного взаимодействия применяют методы статистического и биспектрального анализа /21, 22/. При использовании статистических методов обработки пульсаций можно определить области линейного и нелинейного развития возмущений, а с помощью биспектрального оценивания определяют характер нелинейного взаимодействия. Кроме того, анализ волновых процессов при переходе, происходящих в естественных условиях, будет полезным для обоснования постановки экспериментов с контролируемыми возмущениями. Для изучения ламинарно-турбулентного перехода в сверхзвуковом пограничном слое этот метод не применялся.

Что касается экспериментов с контролируемыми возмущениями, то нужно отметить значительные достижения в экспериментальных исследованиях по линейному и нелинейному развитию волн в несжимаемом пограничном слое /4, 23, 24/. Из этих исследований известны два различных механизма перехода в несжимаемом пограничном слое при низком уровне турбулентности набегающего потока (К-режим и N-режим). В /25/ исследование перехода в пограничном слое при дозвуковых скоростях в естественных условиях с анализом статистических характеристик пульсаций проводились методом типичным для изучения турбулентных течений.

Исследования нелинейной устойчивости сверхзвукового пограничного слоя до конца 80-х годов не выполнялись ни теоретически, ни экспериментально. Фактически, эти исследования были начаты одновременно в начале 90-х годов: теоретические на Западе /26, 27/, а экспериментальные в России /28/.

В настоящее время проведено относительно большое количество исследований как теоретических, так и экспериментальных (с контролируемыми возмущениями) по устойчивости при сверхзвуковых скоростях в областях возникновения и линейного развития волн и на начальных стадиях нелинейного (слабонелинейного) взаимодействия. При этом получено удовлетворительное согласие экспериментальных и теоретических результатов в линейной и слабонелинейной области развития неустойчивых возмущений /6, 13, 18-20/. Однако, переход в естественых условиях происходит при случайно изменяющихся возмущениях, т.е. в неконтролируемых условиях и вопрос о том, как данные контролируемых экспериментов соотносятся с естественным случаем остается открытым. Известно лишь, что они не противоречат друг другу. К сожалению, детальных экспериментов по исследованию «естественного» перехода в сверхзвуковом пограничном слое с привлечением методов статистического и биспектрального анализа не проводилось. Здесь следует отметить экспериментальные результаты, полученные в /22/ для пограничного слоя при гиперзвуковых скоростях (М = 8), в которых с помощью биспектрального оценивания объяснено возбуждение высокочастотной гармоники, вызванное нелинейностью от второй моды возмущений.

Но не смотря на существенный прогресс в понимании процессов, происходящих при ламинарно-турбулентном переходе, заметим, что проблема описания и предсказания начала перехода на летательных аппаратах все еще далека от решения. В настоящее время используется инженерный метод, основанный на линейной теории гидродинамической устойчивости, объединенной с критерием перехода eN. Этот подход применяется более 40 лет и дает приближенное значение числа Рейнольдса перехода в двумерных несжимаемых течениях, а в других ситуациях, в частности, в трехмерном пограничном слое, этот метод еще не проверен, так как экспериментальных данных по этой теме не хватает. Ситуация может быть изменена к лучшему только при анализе результатов, полученных из экспериментов.

Примером трехмерного течения является обтекание передней кромки стреловидного крыла /2, 29/. Ламинарно-турбулентный переход в пограничном слое на скользящем крыле определяется состоянием течения на передней кромке. Если течение вдоль передней кромки турбулентное, то реализация ламинарного течения на верхней и нижней поверхности крылового профиля невозможна. Волновые процессы, реализующиеся на линии растекания передней кромки, а также переход к турбулентности до сих пор полностью не поняты, и тем самым затрудняют решение задачи ламинаризации пограничного слоя на крыле. Использование цилиндра конечной длины оказалось полезным в исследовании течения вдоль передней кромки сильно повернутого сверхзвукового крыла и для изучения физики переходных процессов в течение на линии растекания. Однако, детальные экспериментальные данные по этой теме до сих пор не получены.

В соответствии с вышесказанным целью данной диссертационной работы является:

- экспериментальное изучение нелинейных стадий ламинарно-турбулентного перехода в сверхзвуковом пограничном слое на плоской пластине при естественных возмущениях с помощью статистического, спектрального и биспектрального анализа и применение этих методов при изучении процессов перехода на линии растекания скользящего цилиидра в течении за шероховатостью.

Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, списка литературы из 200 наименований. По теме диссертации опубликовано 16 печатных работ.

5.3. Выводы по V главе

Выполнены экспериментальные исследования ламинарно-турбулентного перехода в сверхзвуковом пограничном слое на плоской пластине при естественных возмущениях. Впервые для анализа нелинейной стадии развития возмущений в этом течении применялся биспектральный анализ, который позволяет выявить квадратичный характер нелинейного взаимодействия.

Биспектральный анализ пульсаций показал, что на начальном этапе нелинейное развитие возмущений происходит в области низких частот (до 50 кГц), что, возможно, указывает на субгармонический тип взаимодействия. Этот результат аналогичен данным, полученным ранее в экспериментах с контролируемыми возмущениями, выполненных в ИТПМ СО РАН. Далее, вниз по потоку, вплоть до Re§ = 1500 нелинейное взаимодействие происходит в широком диапазоне частот (до 250 кГц), при этом в амплитудно-частотных спектрах происходит заполнение высокочастотной (до 250 кГц) области. Таким образом, заполнение спектра происходит в результате квадратично-нелинейного взаимодействия возмущений.

При Re§ > 1500 квадратичная нелинейность ослабевает в области низких частот (до 30 кГц). Поскольку низкочастотные пульсации имеют наибольшую амплитуду, возможно, что характер нелинейного взаимодействия возмущений на этом этапе становится кубическим, но в данной работе этот факт не доказывается. Однако, как следует из полученных данных, область квадратичной нелинейности смещается к верхней границе пограничного слоя. Ниже максимума среднеквадратичных пульсаций квадратичная нелинейность менее выражена. Поскольку распределения возмущений имеют нормальный вид, это может указывать на отсутствие нелинейного взаимодействия.

Биспектральный анализ пульсаций, полученных при исследовании перехода вдоль линии растекания скользящего цилиндра за двумерными шероховатостями, выявил нелинейное взаимодействие квадратичного характера в области низких частот.

Заключение

Выполнены экспериментальные исследования ламинарно-турбулентного перехода в сверхзвуковом пограничном слое на плоской пластине и на линии растекания кругового цилиндра при естественных возмущениях.

1. Впервые получена детальная диаграмма локальных распределений амплитуды пульсаций в сверхзвуковом пограничном слое при ламинарно-турбулентном переходе. С помощью анализа статистических распределений пульсаций определены линейная и нелинейная области развития возмущений. По условиям экспериментов, получено, что вплоть до Reg « 1100, а в максимуме пульсаций до Res« 1210, возмущения имеют нормальное распределение, а их развитие линейно. Нелинейная область развития возмущений начинается с отклонения распределений амплитуды пульсаций от нормального закона. Эти результаты согласуются с данными других авторов, полученными при до- и гиперзвуковых скоростях.

2. Впервые для изучения нелинейной стадии перехода в сверхзвуковом пограничном слое применен биспектральный анализ пульсаций. Измерения перехода показали, что на начальном этапе нелинейное развитие возмущений происходит в области низких частот (до 50 кГц). Показано, что заполнение высокочастотной (до 250 кГц) области в спектрах происходит за счет квадратичной нелинейности, однако на последней стадии перехода квадратичная нелинейность ослабевает в области низких частот (до 30 кГц).

3. Показано, что картина нелинейного взаимодействия зависит не только от числа Рейнольдса, но и от положения до стенки. Существенно, что в конце перехода в области максимума среднеквадратичных пульсаций, квадратичная нелинейность сильно подавлена и, поскольку распределения возмущений имеют нормальный вид, это локально указывает на отсутствие нелинейного взаимодействия, а наиболее сильное взаимодействие (от 3 до 250 кГц) происходит в верхней части пограничного слоя.

137

4. Для течения на линии растекания кругового цилиндра при числе Маха М = 2 и угле скольжения 68° получена диаграмма перехода в зависимости от высоты двумерных шероховатостей. Показано, что критические числа Рейнольдса перехода на линии растекания в полтора - два раза выше, чем при дозвуковых скоростях потока. Полученные результаты хорошо согласуются с данными аналогичных испытаний в NASA (Ames) при М = 1,6 в условиях малошумного потока.

5. Статистический анализ пульсаций на линии растекания показал, что характер изменения распределений амплитуды возмущений аналогичен случаю пограничного слоя на плоской пластине. Биспектральный анализ данных показал, что начальный этап нелинейного взаимодействия происходит в области низких частот (до 60 - 70 кГц).

1. Линь Ц.Ц. Теория гидродинамической устойчивости. - М.: ИЛ, 1958. - 196 с.

2. Schlichting Н. Boundary-layer theory. N.Y.: McGraw-Hill Company (Seventh Edition), 1979. - 817 p.

3. Струминский B.B. Аэродинамика и молекулярная газовая динамика. М.: Наука, 1985. -240 с.

4. Качанов Ю.С., Козлов В.В., Левченко В.Я. Возникновение турбулентности в пограничном слое. Новосибирск: Наука, 1982. - 151 с.

5. Гольдштик М.А., Штерн В.Н. Гидродинамическая устойчивость и турбулентность. Новосибирск: Наука, 1977. - 366 с.

6. Жигулев В.Н., Тумин A.M. Возникновение турбулентности. Новосибирск: Наука, 1987. - 282 с.

7. Бэтчов Р., Криминале В. Вопросы гидродинамической устойчивости. М.: Мир, 1971.-352 с.

8. Гапонов С.А., Левченко В.Я. Современные проблемы перехода пограничного слоя// Успехи механики. 1981. - Т.4. - Вып.4. - С.47-90.

9. Morkovin M.V. Critical evaluation of transition from laminar to turbulent shear layers with emphasis on hypersonically traveling bodies// AFFDL TR-68-149, 1969. 140 p.

10. Ландау Л.Д., Лифшиц Е.М. Гидродинамика. М.: Наука, 1986. - 736 с.

11. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. М.: Наука, 1987. - 840 с.

12. Гапонов С.А., Маслов А.А. Развитие возмущений в сжимаемых потоках. -Новосибирск: Наука, 1980. 144 с.

13. Reshotko Е. A program for transition research// AIAA J. 1975. -V.13. - N 3. -P.261-265.

14. Mack L.M. Boundary layer stability theory// Document 900-277, Rev. A. Pasadena, California, JPL. 1969. - 388 p.

15. Решотко Э. Устойчивость ламинарного пограничного слоя и его переход в турбулентный// Вихревые движения жидкости. М.: Мир, 1979. - С. 11-57.

16. Laufer J., Vrebalovich Т. Stability and transition of a laminar boundary layer on an insulated flat plate// J. Fluid Mech. -1960. V.9. - P.257-299.

17. Kendall J.M. Supersonic boundary layer stability experiments// Proc. Boundary Layer Transition Study Group Meeting. V.II. - Aerospace Corp., San Bernardino, CA, 1967. - P. 10-1, 10-8.

18. Kosinov A.D., Maslov A.A., Shevelkov S.G. Experiments on the stability of supersonic laminar boundary layers// J. Fluid Mech. -1990. V.219. - P.621-633.

19. Косинов А.Д. Экспериментальное исследование волновых явлений при ламинарно-турбулентном переходе сверхзвукового пограничного слоя.- Дис. . д.ф.-м.н. Новосибирск, 1998. - 331 с.

20. Kendall J.M., Kimmel R.L. Nonlinear disturbances in hypersonic laminar boundary layer// AIAA-91-0320. 1991. - 29th Aerospace Sciences Meeting, Reno, Nevada.

21. Никиас X. JI., Рагувер M. Р. Биспектральное оценивание применительно к цифровой обработке сигналов// ТИИЭР. 1987. - т. 75, №7. - С. 5 - 30.

22. Бойко А.В., Грек Г.Р., Довгаль А.В., Козлов В.В. Возникновение турбулентности в пристенных течениях. Новосибирск: Наука. Сиб. предприятие РАН, 1999. - 328 с.

23. Kachanov Y.S. Physical mechanisms of laminar-boundary-layer transition// Annu. Rev. Fluid Mech. 1994. - V.26. - P.411-482.

24. Тэтянко В.А. Экспериментальное исследование статистических характеристик пульсаций скорости при переходе ламинарного пограничного слоя в турбулентный. Новосибирск, 1981. - 44 с. (Препринт// АН СССР. Сиб. отд-ние. Институт теплофизики; № 70-81).

25. Thumm A., Wolz W., Fasel Н. Numerical simulation of spatially growing three-dimensional disturbance waves in compressible boundary layers// Laminar

26. Turbulent Transition (eds. D.Arnal, R.Michel). Heidelberg: Springer-Verlag, 1990. -P.303-310.

27. Eilebacher G., Hussaini M.Y. Numerical experiments in supersonic boundary-layer stability// Phys. Fluids. -1990. V.2. - P.94-103.

28. Poll D.I.A. The development of intermittent turbulence on the swept attachment line including the effects of compressibility // The Aeronautical Quarterly, 1983, Vol. 34, P. 1-23.

29. Kuchemann D. Storungsbewegungen in einer Gasstromung mit Grenzschicht// ZAMM. 1938. - Vol.18. - P.207-222; Diss. Gottingen 1938; see also note by H.Gortler// ZAMM. - 1943. - Vol.23. - P. 179-183.

30. Lees L., Lin C.C. Investigation of the stability of the laminar boundary layer in a compressible fluid//NACA TN. 1946. - N 1115. - 83 p.

31. Lees L., Reshotko E. Stability of the compressible laminar boundary layer// J. Fluid Mech. 1962. - V. 12. - Pt.4. - P.555-590.

32. Mack L.M. The stability of the compressible laminar boundary layer according to a direct numerical solution// Recent Developments in Boundary Layer Research. Part 1. AGAR-Dograph 97, 1965. P.483-501.

33. Mack L.M. Linear stability theory and the problem of supersonic boundary-layer transition// AIAA J. 1975. - V. 13. - N 3. - P.278-289.

34. Гапонов С.А. Взаимодействие сверхзвукового пограничного слоя с акустическими возмущениями// Изв. АН СССР. МЖГ. 1977. - N 6. - С.51-56.

35. Ellingsen Т., Palm Е. Stability of linear flow// J. Phys. Fluids. 1975. - V.18. -P.487-488.

36. Landahl M.T. Waves breakdown and turbulence// SIAM J. Appl. Math. 1975. -V.28. - P.735-756.

37. Orr W.M.F. The stability or instability of steady motions of a perfect liquid and a viscous liquid. Part I: A Perfect Liquid, Part II: A Viscous Liquid// Proc. R. Irish Acad. 1907. - A27. - P.9-138.

38. Lees L. The stability of the laminar boundary layer in a compressible fluid// NASA TR. 1947. - N 876. - 47 p.

39. Dunn D.W., Lin C.C. On the stability of the laminar boundary layer in a compressible fluid// J. Aeronaut. Sci. 1955. - Y.22. - N 7. - P.455-477.

40. Brown W.B. Exact solution of the stability equations for laminar boundary layers in compressible flow// Boundary Layer and Flow Control. London - N.Y. - Paris: Pergamon Press, 1961, p. 1033-1048.

41. Сидоренко H.B., Тумин A.M. Гидродинамическая устойчивость течений в пограничном слое сжимаемого газа// Механика неоднородных сред. -Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР, 1981. С.29-45.

42. Mack L.M. Remarks on disputed numerical results in compressible boundary layer stability theory// Phys. Fluids. 1984. - V.27. - N 2. - P.342-347.

43. Wazzan A.R., Taghavi H., Kelther G. The effects of Mach number on the spatial stability of adiabatic flat plate flow to oblique disturbances// Phys. Fluids. 1984. -V.27. -N 2. -P.331-341.

44. Reed H.L., Balakumar P. Compressible boundary-layer stability theory// Phys. Fluids A. 1990.-Vol.2.-No 8.-P. 1341-1349.

45. Маслов A.A. Влияние трехмерных возмущений на устойчивость пограничного слоя при числе Маха М=3// Аэрофизические исследования. -Новосибирск, 1973. С.80-82.

46. Федоров А.В. К вопросу о развитии волн неустойчивости в пограничном слое сжимаемого газа// Числ. методы механики сплошной среды. 1982. -Т.13. - N 2. - С.144-149.

47. Gaster M. On the effects of boundary-layer growth on flow stability// J. Fluid Mech. 1974. - V.66. - P.465-480.

48. Saiic W.S., Nayfeh A.H. Non-parallel stability of boundary layer flows// Phys. Fluids. 1975. - V. 118. - P.945-950.

49. Гапонов С. А. Влияние непараллельности течения на развитие возмущений в сверхзвуковом пограничном слое// Изв. АН СССР. МЖГ. 1980. - № 2.1. C.26-31.

50. Федоров А.В. Возбуждение волн неустойчивости в пограничном слое сжимаемого газа под действием акустического поля// Числ. методы механики сплошной среды. 1982. - Т. 13. - N 3. - С. 106-117.

51. Гапонов С.А. Развитие трехмерных возмущений в слабонепараллельном сверхзвуковом потоке// Изв. СО АН СССР. Сер.техн.наук. 1982. - N 3. -Вып.1. - С.59-66.

52. Hall P. The linear-development of Goertler vortices in growing boundary layers// J. Fluid Mech. -1983. V.130. - P.41-58.

53. Itoh N. The origin and subsequent development in space of Tollmien-Schlichting waves in a boundary layer// Fluid Dyn. Res. 1986. - V. 1. - P. 119-130.

54. Herbert Th., Bertolotti F.P. Stability analysis of nonparallel boundary layers// Bull. Am. Phys. Soc. 1987. - V.32. - P.2079.

55. Simen M. Local and nonlocal stability theory of spatially varying flows// Instability, Transition and Turbulence. Springer-Verlag, 1992. - P. 181-201.

56. Malik M.R., Li F. Transition studies for swept wing flows using PSE// AIAA Paper.- 1993.-N93-0077.

57. Wang M., Herbert Th. PSE analysis of receptivity and stability in swept wing flows// AIAA Paper. 1994. - N 94-0180.

58. Chang C.-L., Malik M.R. Oblique-mode breakdown and secondary instability in supersonic boundary layers//J. Fluid Mech. 1994. - Vol.273. - P.323-360.

59. Gaponov S.A. Excitation of instability waves in the supersonic boundary layer by sound//Nonparallel Instability of Nonparallel Flows (eds. S.P.Lin, W.R.C.Phillips,

60. D.T.Valentine). Berlin: Springer-Verlag, 1994. - P.207-212.

61. Жигулев В.Н., Сидоренко Н.В., Тумин A.M. О генерации волн неустойчивости в пограничном слое внешней турбулентностью// ПМТФ. -1980. № 6. - С.43-49.

62. Хохлов А.П. Возбуждение и особенности развития неустойчивых возмущений в сверхзвуковом пограничном слое. Дис.к.ф.-м.н. - М., 1992. -128 с.

63. Adams N.A., Sandham N.D. Numerical simulation of boundary layer transition at Mach two//Applied Scientific Research. -1993. -V.51. P.371-375.

64. Pruett C.D., Chang C.-L. A comparison of PSE and DNS for high-speed boundary-layer flows// FED-vol.151. 1993. - Transitional and Turbulent Compressible Flows (eds. Krai L.D., Zang T.A.) - P.57-67.

65. Fasel H., Konzelmann U. Non-parallel stability of a flat-plate boundary layer using the complete Navier-Stokes equations// J. Fluid Mech. 1990. - V.221. -P.311-347.

66. Pruett C.D., Chang C.-L. Spatial direct numerical simulation of high-speed boundary layer flows. Part I: Algorithmic Considerations and Validation// Theoret. Comput. Fluid Dynamics. 1995. - Vol.7. - P.49-76.

67. Kendall J.M. Wind tunnel experiments relating to supersonic and hypersonic boundary-layer transition// AIAA J. -1975. V.13. - N 3. - P.290-299.

68. Demetriades A. Growth of disturbances in a laminar boundary layer at Mach 311 Phys. Fluids A. 1989. - V.l. - N 2. - P.312-317.

69. Demetriades A. Boundary-layer instability observation at Mach Number 111 J. Appl. Mech. 1977. - V.99. - N 1. - P.7-10.

70. Stetson K.F., Thompson 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 N 831761, 1983. -21 p.

71. Stetson K.F. On nonlinear aspects of hypersonic boundary-layer stability// AIAA J. 1988. - V.26. - N 7. - P.883-885.

72. Stetson K.F., Kimmel R.L. Example of second-mode instability dominance at a Mach number of 5.2//AIAA J. 1992. - V.30. - N 12. - P.2975-2976.

73. Маслов А.А. Экспериментальные исследования устойчивости при сверхзвуковых скоростях// Механика неоднородных систем. Новосибирск, 1985. - С.32-50.

74. Лебига В.А., Маслов А.А., Приданов В.Г. Экспериментальноеисследование устойчивости сверхзвукового пограничного слоя на плоской пластине// Развитие возмущений в пограничном слое. Новосибирск, 1979. -С. 127-132.

75. Лысенко В.И., Маслов А.А., Семенов Н.В. Экспериментальное исследование влияния нагрева на переход и устойчивость сверхзвукового пограничного слоя// Изв. СО АН СССР. Сер. техн. наук. 1981. - N 13. - Вып.З. - С.42-49.

76. Лысенко В.И., Маслов А.А., Семенов Н.В. Экспериментальное исследование нелинейной фазы развития возмущений в сверхзвуковом пограничном слое// Прикладная аэрогазодинамика и тепловые процессы. Новосибирск, 1980. -С.81-86.

77. Маслов А.А., Шевельков С.Г. Развитие возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на конусе, установленном под нулевым углом атаки// Неустойчивость до- и сверхзвуковых течений. Новосибирск, 1982. - С. 107115.

78. Косинов А.Д., Маслов А.А. К методике экспериментального исследования устойчивости сверхзвукового пограничного слоя// Неустойчивость до- и сверхзвуковых течений. Новосибирск, 1982. - С. 116-122.

79. Косинов А.Д., Маслов А.А., Семенов Н.В. Методы введения искусственных возмущений в сверхзвуковой поток. Новосибирск, 1983. - 32 с. (Препринт/ АН СССР. Сиб. отд-ние. Ин-т теорет. и прикл. механики; № 34-83).

80. Kosinov A.D., Maslov А.А. Development of artificially excited disturbances in supersonic boundary layer// Laminar-Turbulent Transition (ed. V.V.Kozlov). -Berlin: Springer-Verlag, 1985. P.601-606.

81. Косинов А.Д., Маслов A.A., Шевельков С.Г. Развитие пространственных волновых пакетов в сверхзвуковом пограничном слое. Новосибирск, 1985.42 с. (Препринт/ АН СССР. Сиб. отд-ние. Ин-т теор. и прикл. механики; № 17-85).

82. Косинов А.Д., Маслов А.А., Шевельков С.Г. Экспериментальное исследование волновой структуры сверхзвукового пограничного слоя// Ж. прикл. мех. и техн. физики. 1986. - N 5. - С. 107-112.

83. Kosinov A.D., Maslov А.А., Shevelkov S.G. The effect of rarefaction on the stability of supersonic boundary layer at an axisymmetrical model// Russian J. Theoretical and Applied Mechanics. 1992. - V.2. - N 4. - P.283-293.

84. Зиновьев B.H., Косинов А.Д., Лебига В.А., Маслов А.А. Влияние притупления передней кромки модели на характеристики ламинарного пограничного слоя. Новосибирск, 1986. - 30 с. (Препринт/ АН СССР. Сиб. отд-ние. Ин-т теор. и прикл. механики; № 29-86).

85. Косинов А.Д., Маслов А.А., Шевельков С.Г. Экспериментальная оценка влияния притупления передней кромки модели на устойчивость сверхзвукового пограничного слоя// Числ. методы механики сплошной среды. -Новосибирск, 1986. Т. 17.-N 2. - С. 114-119.

86. Косинов А.Д., Маслов А.А., Шевельков С.Г. Экспериментальное исследование влияния притупления передней кромки плоской пластины на развитие трехмерных волн в сверхзвуковом пограничном слое// Ж. прикл. мех. и техн. физики. 1987. - N 2. - С.53-56.

87. Косинов А.Д., Маслов А.А., Семенов Н.В., Шевельков С.Г. Волновая структура искусственных возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на пластине// ПМТФ. 1990. - № 2. - С.95-98.

88. Semionov N.V., Kosinov A.D., Maslov А.А. Experimental investigation of supersonic boundary layer receptivity// Transitional Boundary Layers in

89. Aeronautics (eds. R.A.W.M.Henkes, J.L. van Ingen). Amsterdam, 1996. - P.413-420.

90. Kosinov A.D., Maslov A.A., Semionov N.V. Modified method of experimental study of supersonic boundary layer receptivity// Proc. International Conference on the Methods of Aerophysical Research. Novosibirsk, 1996. - Pt.3. - P. 161-166.

91. Kosinov A.D., Shevelkov S.G. Experimental investigation of separation and stability of supersonic laminar boundary layer// Separated Flows and Jets (eds. V.V.Kozlov, A.V.Dovgal). Berlin: Springer-Verlag, 1991. - P.741-745.

92. Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Левченко В.Я., Семенов Н.В. О неустойчивости пространственного сверхзвукового пограничного слоя// ПМТФ. 1995. - Т.36. - № 5. - С.50-54.

93. Schubauer G.B., Skramstad Н.К. Laminar boundary-layer oscillations and transition on a flat plate// J. Res. Nat. Bur. Stand. 1947. - V.38. - P.252-292.

94. Klebanoff P.S., Tidstrom K.D., Sargent L.M. The three-dimensional nature of nature of boundary layer instability// J. Fluid Mech. 1962. - V.12. - Pt.l. - P. 1-34.

95. Stuart J.T. On the non-linear mechanics of wave disturbances in stable and unstable parallel flows. Part 1// J. Fluid Mech. 1960. - V.9. - P.353-370.

96. Watson J. On the non-linear mechanics of wave disturbances in stable and unstable parallel flows. Part 111 J. Fluid Mech. 1960. - V.9. - P.371-389.

97. Качанов Ю.С. Экспериментальное моделирование процесса перехода к турбулентности в пограничном слое: Дис. .канд. физ.-мат. Наук. -Новосибирск, 1978. с.

98. Kachanov Yu.S., Kozlov V.V., Levchenko V.Ya., Ramazanov M.P. On nature of K-breaJkdown of laminar boundary layer. New experimental data// Laminar-Turbulent Transition (ed. V.V.Kozlov). Berlin: Springer-Verlag, 1985. - P.61-74.

99. Klebanoff P.S., Tidstrom K.D. Evolution of amplified waves leading to transition in a boundary layer with zero pressure gradient// NACA TN, D-195. 1959.

100. Schubauer G.B. Mechanism of transition at subsonic speeds// Boundary Layer Research Symposium (ed. H. Gortler). Berlin: Springer-Verlag, 1957. - P. 85.

101. Качанов Ю.С., Левченко В.Я. Резонансное взаимодействие возмущений при переходе к турбулентности в пограничном слое. Новосибирск, 1982. - 55 с. (Препринт/ АН СССР. Сиб. отд-ние. Ин-т теор. и прикл. механики; № 10-82).

102. Corke Т.С., Mangano R.A. Resonant growth of three-dimensional modes in transitioning Blasius boundary-layers// J. Fluid Mech. 1989. - V.209. - P.93-150.

103. Saric W.S., Thomas A.S.W. Experiments on the subharmonic route to turbulence in boundary layers// Turbulence and Chaotic Phenomena in Fluids (ed. T.Tatsumi), 1984.-P. 117.

104. Жигулев B.H., Киркинский А.И., Сидоренко H.B., Тумин A.M. К вопросу о механизме вторичной неустойчивости и его роли в процессе возникновения турбулентности//Аэромеханика. М.: Наука, 1976. - С. 118-140.

105. Betchov R. On the mechanism of turbulent transition// Phys. Fluids. 1960. -V.3.-P. 1026-1027.

106. Craik A.D.D. Non-linear resonant instability in boundary layers// J. Fluid Mech. 1971.-V.50.-N2.-P.393-413.

107. Зельман М.Б., Масленникова И.И. О резонансном взаимодействии пространственных возмущений в пограничном слое// ПМТФ. 1985. - № 3. -С.86-90.

108. Зельман М.Б., Смородский Б.В. О резонансном взаимодействии волновых пакетов в пограничном слое// Изв. АН СССР. МЖГ. 1988. - № 6. - С.67-71.

109. Usher J.R., Craik A.D.D. Nonlinear wave interactions in shear .flows// J. Fluid Mech. 1974. - V.66. - Pt.l. - P.209-221.

110. Smith F.T., Stewart P.A. The resonant-triad nonlinear evolution in boundary-layer transition// J. Fluid Mech. 1987. - V. 176. - P.227.

111. Herbert Th. Secondary instability of boundary layers// Ann. Rev/ Fluid Mech. -1988. V.20. - P.487-526.

112. Бородулин В.И., Качанов Ю.С. Роль механизма локальной вторичной неустойчивости в К-режиме перехода пограничного слоя// Изв. СО АН СССР. Сер. техн. наук. 1988. - № 18. - Вып.5. - С.65-77.

113. Бородулин В.И., Качанов Ю.С. Каскад гармонических и параметрических резонансов в К-режиме перехода пограничного слоя// Моделирование в механике. Новосибирск, 1989. - Т.3(20). - С.38-45.

114. Бородулин В.И., Качанов Ю.С. Формирование и развитие когерентных структур в переходном пограничном слое// ПМТФ. 1995. - № 4.

115. Ryzhov O.S. The development of nonlinear oscillations in a boundary layer and the onset of random disturbances// Nonparallel Instability of Nonparallel Flows (eds. S.P.Lin, W.R.C.Phillips, D.T.Valentine). Berlin: Springer-Verlag, 1994. -P.52-68.

116. Bake S., Kachanov Y.S., Fernholz H.H. Subharmonic K-regime of boundary-layer breakdown// Transitional Boundary Layers in Aeronautics (eds. R.A.W.M.Henkes, J.L. van Ingen). Amsterdam, 1996. - P.81-88.

117. Rist U., Fasel H. Direct numerical simulation of controlled transition in a flat-plate boundary layer// J. Fluid Mech. 1995. - V.298. - P.211-248.

118. Качанов Ю.С., Козлов В.В., Левченко В.Я., Рамазанов М.П. Экспериментальное изучение К-режима разрушения ламинарного пограничного слоя. Новосибирск, 1984. - 60 с. - (Препринт/ АН СССР. Сиб. отд-ние. Ин-т теорет. и прикл. механики; № 9-84).

119. Rist U., Kachanov Y.S. Numerical and experimental investigation of the K-regime of boundary-layer transition// Laminar-Turbulent Transition (ed. RKobayashi). Berlin: Springer-Verlag, 1995. - P.405-412.

120. Rist U. DNS of boundary-layer instability and transition using the spatial approach// Transitional Boundary Layers in Aeronautics (eds. R.A.W.M.Henkes, J.L. van Ingen). Amsterdam, 1996. - P.99-111.

121. Гапоненко B.C. Экспериментальное исследование развития и взаимодействия мод неустойчивости поперечного течения в трехмерном пограничном слое. Дисс. . ,к.ф.-м.н. - Новосибирск, 1998. - 235с.

122. Копцев Д.Б. Возникновение, развитие и резонансное взаимодействие трехмерных волн неустойчивости в пограничном слое с неблагоприятным градиентом давления. Дисс. .к.ф.-м.н. - Новосибирск, 2001. -231с.

123. Gaponov S.A., Kosinov A.D., Maslennilcova I.I., Semionov N.V., Shevelkov S.G. Nonlinear development of waves in the supersonic boundary layer// Laminar-Turbulent Transition (ed. R.Kobayashi). Berlin: Springer-Verlag, 1995. - P. 181-188.

124. Kosinov A.D., Tumin A. Resonance interaction of wave trains in supersonic boundary layer// Nonlinear Instability and Transition in Three-Dimensional Boundary Layers (eds. P.W.Duck, P.Hall). Kluwer: Academic Publishers. - 1996. - P.379-388.

125. Гапонов C.A., Масленникова И.И. Субгармоническая неустойчивость сверхзвукового пограничного слоя // Теплофизика и аэромеханика. 1997. -Т.4. - № 1. - С. 10-17.

126. Eissler W., Bestek Н. Spatial numerical simulations of nonlinear transition phenomena in supersonic boundary layers// Proc. Symp. on Transitional and Turbulent Compressible Flows. Washington, 1993. - 8 p.

127. Adams N.A., Kleiser L. Subharmonic transition to turbulence in a flat plate boundary layer at Mach number 4.5// J. Fluid Mech. 1994.

128. Pfenninger W. Flow phenomena at the leading edge of swept wings // Recent Developments in Boundary Layer Research. Part IV, AGARDograph 97, 1965.

129. Gaster M. On the flow along swept leading edges // The Aeronautical Quarterly, 1967, Vol. XVIII, pt. 2, P. 165 184.

130. Pfenninger W. Laminar flow control laminarization // Special Course on Concepts for Drag Reduction. AGARD-R-654, 1977, P. 3-1 - 3-75.

131. Gaster M. A simple device for preventing turbulent contamination on swept leading edges // J. of the Royal Aeronautical Society, 1965, Vol. 69, P. 788.

132. Poll D.I.A. Transition in the Infinite swept attachment line boundary layer // The Aeronautical Quarterly, 1979, Vol. XXX, P. 607.

133. Gray W.E.: The nature of the boundary layer flow at the nose of a swept wing. RAE TM 256, 1952.

134. Owen P.R. & Randall D.G.: Boundary layer transition on a sweptback wing: a further investigation. RAE TM Aero 330, Feb. 1953.

135. Gaster M.: On the flow along swept leading edges. The Aeronautical Quarterly, Vol. XVIII, May 1967, pp. 165-184.

136. Gregory N.: transition and the spread of turbulence on a 60° sweptback wing. Journal of the Royal Aeronautical Society, vol. 64, Sept. 1960, pp. 562-564.

137. Pfenninger W. Flow phenomena at the leading edge of swept wings // Recent Developments in Boundary Layer Research. Part IV. AGARDograph 97, May 1965.

138. Gregory N. and Love E.M. Laminar flow on a swept leading edge final progress report. NPL Aero. Memo. 26, 1965.

139. Poll D.I.A. Transition description and prediction in three-dimensional flows, Special Course on Stability and Transition of Laminar Flow // AGARD-R-709, 1984, P. 5-1-5-23.

140. Poll D.I.A. Some aspects of the flow near a swept attachment line with particular references to boundary layer transition. Cranfield College of Aeronautics Report 8006, 1980.

141. Lin R.-S. and Malik M.R. The stability of incompressible attachment line boundary layers A 2D eigenvalue approach.- AIAA Paper 94-2372, 1994.

142. Coleman C.P., Poll D.I.A., Laub J.A., Wolf S.W.D. Leading edge transition on a 76 degree swept cylinder at Mach 1,6 AIAA Paper 96-2082.

143. Coleman C.P. Boundary layer transition in the leading edge region of a swept cylinder in high speed flow // NASA-TM-1998-112224. P. 183.

144. Kazakov A. V. Supersonic swept attachment line boundary layer stability control by time-dependent surface heating, volume energy supply and suction.

145. Dunning, R.W.; and Ulmann, E.F.: Effects of Sweep and Angle of Attack on Boundary Layer Transition on Wings at Mach Number 4.04. NASA TN-3473, March, 1955.

146. McTigue, J.G.; Overton, J.D.; and Petty, G.P.: Two Techniques for Detecting Boundary Layer Transition in Flight at Supersonic Speeds and at Altitudes above 20.000 Feet NASA TND-18, Aug, 1959.

147. Yeoh K.B. Transition along attachment line of a swept cylinder in supersonic flow. M. Sc. Thesis, Cranfield College of Aeronautics, Sept, 1980.

148. Creel T.R., Beckwith I.E., and Chen F.J. Effects of wind-tunnel noise on swept cylinder transition at Mach 3,5. AIAA Paper 86-1085, AIAA/ASME 4th Fluid Mechanics, Plasma Dynamics and Laser Conference, May, 1986.

149. Creel T.R., Beckwith I.E., and Chen F.J. Transition on swept leading edges at Mach 3,5. Journal of Aircraft, vol. 25, 1987, pp. 710-717.

150. Creel T.R., Beckwith I.E., and Chen F.J. Boundary layer instability mechanisms on a swept-leading edge at Mach 3,5. SAE Aerospace Technology Conference and Exposition, Oct. 1987.

151. Creel T.R. Effects of sweep angle and passive relaminarization devices on a supersonic swept-cylinder boundary layer. AIAA Paper 91-0066, 29th Aerospace Sciences Meeting, Jan. 7 10, 1991.

152. Skuratov A.S. and Fedorov A. V. Supersonic boundary layer transition induced by roughness on the attachment line of a yawed cylinder. Izvestiya Akademii Nauk SSSR, Mekhanika Zhidkosti I Gaza, vol. 6, Nov. Dec. 1990, pp. 28-35.

153. Murakami A., Stanewsky E., Krogmann P. Boundary-layer transition on swept cylinders at hypersonic speeds. AIAA J., 1996. - Vol. 34, No. 4. - P. 649 - 654.

154. Bernard E., Gaillard L., and Alziary de Roquefort T. Influence of roughness on the attachment line boundary layer transition in hypersonic flow. Experiments in Fluids, vol. 22, 1997, pp.286 291.

155. Hall P,. Malik M.R. and Poll D.I.A. On the stability of an infinite swept attachment line boundary layer // Proc. R. Soc., London, Vol. A395, 1984, P. 229 245.

156. Pfenninger W. and Bacon J.W. Amplified laminar boundary layer oscillations and transition at the front attachment line of a 45 flat-nosed wing with and without boundary layer suction (C.S. Wells ed.) // Viscous Drag Reduction, Plenum, 1969.

157. Казаков A.B. Влияние температуры поверхности на устойчивость пограничного слоя на линии присоединения скользящего крыла// Изв. АН СССР. МЖГ. 1990. - № 6. - С. 78 - 82.

158. Казаков А.В. Влияние температуры поверхности на устойчивость сверхзвукового пограничного слоя на линии растекания скользящего крыла// Изв. АН СССР. МЖГ. 1997. - № 5. - С. 43 - 49.

159. Казаков А.В. Влияние подвода энергии на устойчивость пограничного слоя на линии растекания скользящего крыла при сверхзвуковых скоростях// Изв. АН СССР. МЖГ. 1998. - № 5. - С. 90 - 97.

160. Hall P. and Malik M.R. On the stability of a three dimensional attachment-line boundary layer: Weakly nonlinear theory and numerical approach // J. Fluid Mech., 1986, Vol. 163, P. 257 282.

161. Spalart P.R. 1988 Direct numerical study of leading edge contamination // AGARD CP №. 438.

162. Joslin R.D. Direct simulation of evolution and control of nonlinear instabilities in attachment-line boundary layers AIAA Paper 94-0826, 1994.

163. Багаев Г.И., Лебига B.A., Приданов В.Г., Черных В.В. Сверхзвуковая аэродинамическая труба Т-325 с пониженной степенью турбулентности// Аэрофизические исследования. Новосибирск, 1972. - С. 11-13.

164. Макс Ж. Методы и техника обработки сигналов при физических измерениях. М.: Мир, 1983. - Т.1, 2.

165. Блейхут Р. Быстрые алгоритмы цифровой обработки сигналов. М.: Мир, 1989.-448 с.

166. Косинов А.Д. и др. АСНИ ИТПМ. Подсистема Т-325. Локальная автоматизированная система экспериментальных исследований // Отчет. -Новосибирск: ИТПМ СО РАН, 1990. № 2050. - 28 с.

167. Лебига В.А. Вопросы измерения характеристик турбулентности сжимаемых течений// Методы и техника аэрофизических исследований. Новосибирск, 1978. - С.44-56.

168. Хинце И. О. Турбулентность. М.: Физматгиз, 1963. 680 с.

169. Laufer J., McLellan R., Measurement of heat transfer from fine wires in supersonic flow//J. Fluid Mech. 1956. Vol.1. P. 276.

170. Smits A.J., Hayakawa K., Muck K.C. Constant-temperature hot wire anemometer practice in supersonic flows. Part 1: The Normal Wire// J. Exp. in Fluids. 1983. -V.l.-P.83-92.

171. Kosinov A.D., Semionov N.V., Yermolaev Yu.G. Automated measuring method of noise level in T-325 test section// ICMAR-96 Conference, Novosibirsk, 1996. -Part 2. P. 131-136.

172. Монин A.C., Яглом A.M. Статистическая гидромеханика. Механика турбулентности. Ч. 1. М.: Наука, 1965. 640.

173. Popoulis A., Probability, Random Variables, and Stochastic Processes. McGraw-Hill Book Company, 1965. 583 p.

174. Львовский E. H. Статистические методы построения эмпирических формул. М.: Высшая школа, 1982. 224 с.

175. Boeing Commercial Airplanes: Current Market Outlook. Feb. 1988.

176. Boeing Commercial Airplanes New Airplanes Development: High Speed Civil

177. Nayfeh A.H. Stability of three-dimensional boundary layers. AIAA J. — 1980. — Vol. 18.-No. 4.-P. 406-416.

178. Huber P.J., Kleiner В., Gasser Т., Dumermuth G. Statistical methods for investigating phase relations in stationary stochastic processes// IEEE Trans. Audio Electroacoust. 1971. - vol. AU-19. - P. 78-86.

179. Kosinov A.D., Semionov N.V., Yermolaev Yu.G. On modeling of laminar-turbulent transition of supersonic boundary layer in controlled conditions // Intern. Conf. on the Methods of Aerophys. Research: Proc. Pt. 2. Novosibirsk, 1996. -P. 137-142.

180. Семисынов А.И. Экспериментальное исследование развития естественных возмущений и ламинарно-турбулентного перехода на линии растекания скользящего цилиндра // VI Всероссийская конференция молодых учёных

181. Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики», -Новосибирск, 2000, с. 47 48.

182. Семисынов А.И., Новиков В.Е., Семенов Н.В., Федоров А.В., Косинов А.Д. Экспериментальное исследование условий перехода на скользящем цилиндре в сверхзвуковом потоке// Препринт 4 2000, - Новосибирск: ИТПМ СО РАН, 2000, - 28 с.

183. Semisynov A.I., Kosinov A.D. Flow characteristic measurements in an attachment-line boundary layer on slwept cylinder at Mach 111 Euromech colloquium 423, Book Of Abstracts, Universitat Stuttgart, IAG, Germany.

184. Косинов А. Д., Семисынов А.И. Применение спектров высокого порядка для изучения нелинейных стадий перехода в сверхзвуковом пограничном слое// Модели и методы аэродинамики. Материалы I и II международных школ-семинаров. М: МЦНМО, 2002. - с. 97-98.

185. Семисынов А.И., Косинов А.Д. Применение спектров высокого порядка и статистических методов для изучения нелинейной стадии перехода в сверхзвуковом пограничном слое // Препринт 9 2002, - Новосибирск: ИТПМ СО РАН, 2002, - 40 с.

186. Семисынов А.И., Федоров А.В., Новиков В.Е., Семенов Н.В., Косинов А.Д. Исследование устойчивости и перехода на скользящем цилиндре в сверхзвуковом потоке // ПМТФ. 2003. - Т.44. - № 2. - С.72-82.

187. Косинов А.Д., Семисынов А.И. О характере развития естественных возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на плоской пластине // Теплофизика и аэромеханика. 2003. -Т.10. - № 1. - С.41-46.