Экспериментальное исследование отрывного обтекания прямых крыльев с гладкой и волнистой поверхностью при малых числах Рейнольдса

Зверков, Илья Дмитриевич

Экспериментальное исследование отрывного обтекания прямых крыльев с гладкой и волнистой поверхностью при малых числах Рейнольдса тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

Зверков, Илья Дмитриевич АВТОР

кандидата технических наук УЧЕНАЯ СТЕПЕНЬ

Новосибирск МЕСТО ЗАЩИТЫ

2004 ГОД ЗАЩИТЫ

01.02.05 КОД ВАК РФ

Диссертация по механике на тему «Экспериментальное исследование отрывного обтекания прямых крыльев с гладкой и волнистой поверхностью при малых числах Рейнольдса»

Автореферат диссертации на тему "Экспериментальное исследование отрывного обтекания прямых крыльев с гладкой и волнистой поверхностью при малых числах Рейнольдса"

Зверков Илья Дмитриевич

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ОТРЫВНОГО ОБТЕКАНИЯ ПРЯМЫХ КРЫЛЬЕВ С ГЛАДКОЙ И ВОЛНИСТОЙ ПОВЕРХНОСТЬЮ ПРИ МАЛЫХ ЧИСЛАХ РЕЙНОЛЪДСА

01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Новосибирск - 2004

Работа выполнена в Институте теоретической и прикладной механики Сибирского отделения Российской академии наук

Научный руководитель:

доктор технических наук, старший научный сотрудник Занин Борис Юрьевич

Официальные оппоненты:

доктор физико-математических наук, старший научный сотрудник Семёнов Николай Васильевич

доктор технических наук, доцент

Ларичкин Владимир Викторович

Ведущая организация: Филиал ЦАГИ, г. Москва.

Зашита состоится __"__2004 г. в "_" час на заседании диссертационного

совета Д 003.035.02 по присуждению учёной степени доктора наук в Институте теоретической и прикладной механики Сибирского отделения РАН по адресу: 630090, Новосибирск 90, ул. Институтская 4/1.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ИТПМ СО РАН.

Отзыв на автореферат в 2-х экземплярах, заверенный печатью учреждения, просим направлять по адресу: 630090, Новосибирск-90, ул. Институтская 4/1, ИТПМ СО РАН, учёному секретарю диссертационного совета.

Автореферат разослан "_"_2004 г.

Ученый секретарь диссертационного совета, _

доктор физико-математических наук _ Корнилов В.И.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. В настоящее время наблюдается широкое распространение летательных аппараюв, у коюрых полётное число Рейнольдса по хорде крыла лежит в диапазоне Re = 105— 106 В мире проводятся многочисленные исследования по поиску оптимальных профилей для этого класса летательных аппаратов. Дело в том, что классические дозвуковые профили, устойчивые к срыву потока, на докри-тических углах атаки имеют большое сопротивление в результате образования обширных отрывных зон. Недавно разработанные гонкие ламинаризированные профили (MAV10-A: Selig M.S. и д.р., 1995 г.; SD7003: Kasim Biber, 2004 г.) имеют меньшие, чем классические, критические углы атаки. Очевидно, что актуальным является вопрос изучения структуры отрывных течений при малых числах Рейнольдса.

В недавних экспериментальных работах предыдущих исследователей было показано, что при отрыве двумерного потока на прямом крыле течение позади линии отрыва является трехмерным. Эти результаты открыли новые возможности в разработке методов управления обтеканием, поскольку было обнаружено, что трёхмерные отрывные структуры обладают высокой чувствительностью к внешним воздействиям. Оказалось, что, создавая дополнительные возмущения течения внутри области отрыва (например, с помощью точечных выступов на поверхности крыла), можно влиять на вихревые струюуры и управлять обтеканием. Полученные данные о восприимчивости трехмерного срывного течения к внешним воздействиям послужили основанием для проведения описанных ниже сравнительных исследований обтекания крыльев с различной формой поверхности.

В представляемой диссертационной работе экспериментально изучается влияние волнистости поверхности крыла на трехмерные вихревые структуры, возникающие при отрыве потока. Прототипами для моделей послужили крылья с эластичной оболочкой, способной образовывать на поверхности крыла локальные продольные волны. Эти летательные аппараты называются парапланами. С точки зрения автора, создание подобных крыльев является перспективным направлением на пути улучшения аэродинамических характеристик крыльев малоскоростных летательных аппаратов, поскольку позволяет воспрепятствовать возникновению неблагоприятных режимов обтекания за счёт воздействия на структуру отрывных течений.

Пограничный слой над поверхностью волнистого крыла сложен и требует много времени для изучения при использовании методов термоанемометрии без автоматизации процесса сбора данных. Поэтому актуальными являются разработка и внедрение Автоматизированного Измерительного Комплекса (в дальнейшем АИК), который позволяет ускорить решение исследовательских задач.

Цель работы заключается:

В экспериментальном исследовании влияния волнистости поверхности крыла:

а) на структуру отрывных течений (.ниц ""/"WOti.'kMjlLUIHI'iiiiiiniiiiiц i um и срыв потока с передней кромки) на подветренной стороне ЧЯйЦадт^**' J

б) на интегральные характеристики крыла - подъёмную силу и силу сопротивления при малых числах Рейнольдса.

Необходимое условие для достижения цели - разработка и внедрение АИК.

Научная новизна работы состоит в том, что в ней:

1. Предложена новая форма поверхности крыла для малоразмерных летательных аппаратов (Яс < 1.7* 105), которая отличается от классической тем, что поверхность имеет волнистость по размаху крыла. Это позволяет:

а) увеличить критический угол атаки крыла более чем в 1.5 раза;

б) увеличить в диапазоне углов атаки а = 5-20° аэродинамическое качество крыла по сравнению с крылом с гладкой поверхностью.

2. Установлено, что для изучения явлений отрыва потока и срыва с передней кромки крыла при Яе<1.7*105 степень турбулентности набегающего потока не должна превышать е = 0.2%, иначе структура течения не будет соответствовать реальной при полёте малоразмерного летательного аппарата.

Достоверность полученных результатов обеспечена использованием в работе универсальных методов экспериментальных исследований и повторяемостью результатов, полученных в опытах, проведённых в разное время. Результаты работы согласуются с опубликованными данными о характеристиках подобных течений. Данные о структуре пограничного слоя, полученные различными методами, согласуются друг с другом.

Практическая ценность работы состоит в том, что:

1. Сконструирован, опробован и введён в эксплуатацию АИК.

2. Полученные в работе обширные количественные данные о структуре отрывных течений и характеристиках возмущений, нарастающих за точкой отрыва, могут быть использованы для верификации теоретических подходов и для создания более совершенных методов расчета течений в области отрыва и срыва потока.

3. Установлено, что для исследований срыва потока на крыльях при малых числах Рейнольдса (Яе = 0.9-2.2*105) необходимо использовать аэродинамические трубы со степенью турбулентности набегающего потока е < 0.2%, поскольку только при таких условиях можно получить результаты по срыву потока, близкие к натурным.

4. Разработана и запатентована конструкция гибкого крыла арочного типа (Патент на гибкое крыло арочного типа. / Зверков И.Д. Заявка № 2003104093/11 от 01.02.2003. Положительное решение от 23.06.2004), в которой была заложена волнистость подветренной поверхности крыла с параметрами волнистости, исследованными на жёсткой экспериментальной модели.

На защиту выносятся:

а) результаты экспериментального исследования воздействия волнистости поверхности крыла на структуру отрывных течений (локальный отрыв пограничного слоя и срыв потока с передней кромки) на подветренной стороне крыла;

б) данные экспериментального исследования по изучению влияния числа Рейнольдса на режимы обтекания крыла С гладкой и волнистой поверхностью;

в) результаты экспериментального исследования по определению влияния волнистости поверхности крыла на его аэродинамические характеристики при различных углах атаки;

г) данные экспериментальных исследований по определению влияния концевых условий и повышенной степени турбулентности на режимы обтекания крыльев при числах Рсйнольдса в диапазоне 0.9—1.7*10*.

Личный вклад автора в работу по теме диссертации заключается в:

а) разработке и изготовлении оборудования и моделей, необходимых для проведения экспериментов;

б) непосредственном участии в проведенных исследованиях на всех стадиях их выполнения, начиная с постановки задач и заканчивая обработкой и анализом полученных данных, подготовкой публикаций по результатам исследований.

Представление изложенных в диссертации и выносимых на защиту результатов, полученных в совместных исследованиях, согласовано с соавторами.

Апробация работы. Основные результаты диссертации представлялись на следующих конференциях: Русско-корейском Международном Симпозиуме по Науке и Технологии (2002, Новосибирск); Международной конференции по Методам Аэрофизических Исследований (2002, 2004, Новосибирск); Международной конференции молодых учёных «Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики» (2002, Новосибирск); Международной конференции «Устойчивость течений гомогенных и гетерогенных жидкостей» (2004, Новосибирск); Конференции молодых учёных «Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии» (2004, Новосибирск), а также докладывались на семинарах Института теоретической и прикладной механики СО РАН и Новосибирского Государственного Технического Университета.

Публикации. Результаты, представленные в диссертации, опубликованы в 10 работах, список которых приведен в конце автореферата.

Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, списка литературы из 100 наименований. Работа изложена на 131 странице м. п. текста и содержит 78 рисунков.

СОДЕРЖАНИЕ ДИССЕРТАЦИИ

Во введении формулируется цель исследований, обосновывается их актуальность, описывается структура диссертации.

В первой главе диссертации указаны классы летательных аппаратов, для которых актуальны данные исследования (п. 1.1). В п. 1.2 проводится анализ проблем, возникающих при обтекании крыльев при малом числе Рейнольдса, и выполнен обзор предшествующих работ, посвященных отрывным явлениям.

Во второй главе диссертации приводится обоснование необходимости разработки АИК (п. 2.1), приведён перечень требований к АИК (п. 2.2), показаны пути решения поставленных инженерных задач (п 2.3) В п. 2 4 изложены функциональные особенности и возможное!и АИК (рис 1) П. 2 5 посвящен методике пневмо-мстричсских измерений; методика весовых измерений приведена в п. 2 6. В н 2 4,2 5,2.6 сделана оценка точности измерений при получении количес! венных результатов В п 2.7 описываются методы визуализации, использованные в рабо!е В зтой же главе даётся краткое описание аэродинамических установок (п. 2 8), в ко-юрых проводились исследования и указываются параметры используемых в экспериментах моделей (п. 2.9).

Третья глава диссертации посвящена изучению структуры пограничного слоя на крыле с гладкой и волнистой поверхностью при угле атаки а = 0°.

Гладкое крыло имеет несимметричный профиль ЦАГИ-Р-Ш с относительной толщиной профиля 12%. Волнистое крыло во впадине имеет тот же формообразующий профиль, что и гладкое. Удлинение обоих крыльев X = 1. По торцам моделей устанавливались концевые шайбы. Параметры волнистости поверхности на второй модели приведены на рис. 2.

Эксперименты выполнены в малотурбулентной аэродинамической трубе Т-324 и малой трубе МТ-324 ИТПМ СО РАН. Степень турбулентности набегающего потока составляла е ■= 0.04% и 0.2% (в полосе частот выше 0.5 Гц) соответственно. Повышенный уровень турбулентности набегающего потока в установке МТ-324 был вызван тем, что труба эксплуатировалась с открытой рабочей частью.

В п. 3.1 проводится анализ картин саже-масляной визуализации на подветренной стороне моделей крыльев с гладкой и волнистой поверхностью и определяется общая структура отрывных зон в районе ламинарно-турбулентного перехода. Визуализация показала, что на крыле с гладкой поверхностью наблюдается квазидвумерный по размаху отрывной пузырь, расположенный в пределах 28-60% по хорде (рис. 3) На крыле с волнистой поверхностью наблюдаются локальные отрывные зоны по линии впадин (рис. 4), которые распологаются в пределах 17-42% по хорде Более ранний, чем на гладком крыле, отрыв потока на волнистом крыле в районе впадин вызван, очевидно, наличием угловой конфигурации поверхности в этом месте крыла, которая образуется скатами горбов.

Распределения статического давления вдоль хорды моделей и их сопоставление с результатами саже-масляной визуализации представлены в п. 3.2. Эти исследования показали, что на участке поверхности гладкого крыла в области 42-55% хорды градиент давления др/дх ~ 0 (рис. 5). Такое распределение давления возникает на профилях при образовании отрывного пузыря. Задняя граница отрывного пузыря, определённая по визуализации, располагается в области резкого роста давления. На крыле с волнистой поверхностью распределения давления вдоль впадины и вдоль горба отличаются друг от друга, что создаёт градиенты давления по размаху модели и приводит к пространственной трёхмерности течения в области отрывных пузырей.

В п. 3.3 приведены результаты подробных термоанемометрических исследований пограничного слоя для нескольких сечений в плоскости УЪ, выбранных по результатам предыдущих этапов исследования. По этим результатам видно, что переход на крыле с волнистой поверхностью происходит на разном расстоянии от передней кромки по линии впадины и по линии горба (рис. 6). Ламинарно-турбулентный переход в области отрывных пузырей на крыле с гладкой и волнистой поверхностью на начальном этане происходит, по-видимому, по одному и тому же сценарию - через усиление пакета волн неустойчивости оторвавшегося ламинарного пограничного слоя. Это подтверждает анализ спектров возмущений, нарастающих вниз по потоку (рис. 7). В области линейного роста возмущений наблюдается выделение пакета волн, и затем гармонический рост возмущений, причём центральная частота пакета составляет 800 Гц как для гладкого, так и для волнистого крыла. На горбе волнистого крыла рост пульсаций происходит ниже по потоку.

В п. 3.4 содержаться краткие выводы к главе.

Четвёртая глава посвящена изучению трансформации структуры течения на подветренной стороне моделей при изменении угла атаки, числа Рейнольдса и степени турбулентности набегающего потока. Были проведены измерения интегральных характеристик моделей крыльев с гладкой и волнистой поверхностью. Эксперименты выполнены в аэродинамических трубах Т-324 и МТ-324 ИТПМ СО РАН и трубе СС-19 Новосибирского Государственного Технического Университета.

Результаты исследований, приведённые в п. 4.1 демонстрируют, что при числе Рейнольдса 1.7'105 и низкой степени турбулентности набегающего потока крыло с волнистой поверхностью имеет критический угол атаки, превышающий более чем в 1.5 раза критический угол атаки крыла с гладкой поверхностью. При увеличении числа Рейнольдса до 5.4-105 (п. 4.2) критический угол атаки крыла с гладкой поверхностью увеличивается. На крыле с гладкой поверхностью в определенном диапазоне положительных углов атаки появляется новый режим течения с частичным отрывом турбулентного пограничного слоя и появлением вихря, присоединённого к концевой шайбе (рис. 8). На крыле с волнистой поверхностью также появляется режим с частичным отрывом турбулентного пограничного слоя, но с более сложной структурой (рис. 9). Необходимо отметить, что структура течения на поверхности волнистого крыла симметрична по размаху. Добиться симметричности структуры течения на гладком крыле не удалось (рис. 8). При изменении угла скольжения крыла до х = 5° картина течения меняется на зеркально противоположную.

Повышенная степень турбулентности (е = 0.7%) в трубе СС-19 сильно повлияла на режимы течения на крыле с гладкой поверхностью (п. 4.3). Критический угол атаки при Не = 1.7-2.2*105 стал таким же, как и у крыла с волнистой поверхностью. На предкритических углах атаки появился режим течения с частичным отрывом турбулентного пограничного слоя и вихрем, присоединённым к концевой шайбе. Однако в отличие от крыла с волнистой поверхностью, на крыле с гладкой поверхностью в диапазоне углов атаки а = 25-32° наблюдается значительный гистерезис аэродинамических характеристик, который был замечен с помощью саже-масляной

визуализации. Весовые измерения, проведённые в трубе СС-19, подтвердили наличие гистерезиса аэродинамических характеристик (рис. 10) и показали, что в диапазоне углов атаки а = 5-20° аэродинамическое качество крыла с волнистой поверхностью выше, чем у крыла с гладкой поверхностью (рис. 11). Очевидно, это связано с меньшей площадью зоны отрывных пузырей на волнистом крыле по сравнению с гладким. Таким образом, уменьшается их вклад в сопротивление давления профиля крыла. В то же время подъёмная сила, повышается за счёт локального увеличения толщины профиля крыла в районе горба.

В п. 4.4 сформулированы выводы, следующие из главы 4.

В главе 5 представлены результаты исследований влияния краевых условий (изменяемых с помощью концевых шайб) и повышенной степени турбулентности набегающего потока на обтекание крыла с гладкой поверхностью. Эксперимента проводились в трубе МТ-324 с открытой рабочей частью. Модель имела профиль СОЕ 647 с хордой 100 мм и удлинением Х = 2. Эксперимент! показали, что при Яе = 0.9*105 изменение краевых условий на модели крыла модифицирует структуру отрывного течения, но не влияет на критический угол атаки (п. 5.1). Результаты исследований, изложенные в п. 5.2, показывают, что повышенная степень турбулентности е= 1% (которая создавалась с помощью сетки перед рабочей частью трубы) влияет на структуру отрыва и переводит оторвавшееся течение в присоединённое (рис. 12, 13). Этим можно объяснить факт увеличения критических углов атаки на гладком крыле в трубе СС-19. Таким образом, для исследования обтекания крыльев при числах Рейнольдса порядка 105 необходимо уделять особое внимание степени турбулентности набегающего потока в аэродинамической трубе. Увеличение степени турбулентности до в = 0.7-1% может привести к смене отрывного режима течения на подветренной стороне крыла на присоединённый.

На крыле (ЗОЕ 647 с гладкой поверхностью был также исследован режим течения с двумя типами отрыва (п. 5.3). Эксперименты проводились в трубе МТ-324 с закрытой рабочей частью. Степень турбулентности 6 = 0.1%. Такая степень турбулентности достигается использованием трубы с закрытой рабочей частью. Модель упиралась торцами в стенки рабочей части трубы. Саже-масляная визуализация подтвердила наличие на угле атаки а = 16° режима течения с двумя типами отрыва (рис. 14) - отрывным пузырём вблизи передней кромки и отрывом турбулентного пограничного слоя в задней части крыла с образованием пары вихрей, вращающихся в плоскости поверхности крыла. Термоанемометрические измерения вдоль хорды по оси симметрии крыла показали, что пульсации превышают 10% от скорости набегающего потока в двух областях: первая область - за отрывным пузырём (22-28% по хорде), где происходит ламинарно-турбулентный переход и присоединение турбулентного пограничного слоя; вторая - в области отрыва турбулентного пограничного слоя (рис. 15). Частотные спектры пульсаций показывают, что в первой области нарастание возмущений происходит в полосе высоких частот (3-4 кГц), а во второй - в полосе низких частот (менее 0.5 кГц). По результатам предыдущих исследований можно предположить, что в области отрывного пузыря рост пульсаций связан с кон-

всктивной неустойчивостью оторвавшегося ламинарного пограничного слоя и следующим далее ламинарно-турбулснтным переходом. Низкочастотные пульсации в юне отрыва турбулентного пограничного слоя связаны с нестационарностью течения в области отрыва. Термоанемометрические измерения, проведенные на одинаковой высоте вдоль размаха модели на различных расстояниях по хорде, показали неравномерность распределения дефекта средней скорости и среднеквадратичной ампли1уды пульсаций по размаху, что подтверждает трёхмерный характер течения в районе огрывных зон. Участки с наибольшими пульсациями в области первого и второго огрыва пограничного слоя расположены близко к оси симметрии модели.

В п 5.5 сформулированы основные выводы из главы 5.

В заключении сформулированы основные результаты и выводы работы:

1) Разработано и введено в эксплуатацию новое для лаборатории оборудование -Автоматизированный Измерительный Комплекс, который позволяет вывести методику термоанемометрических измерений на качественно новый уровень.

2) Показано, что при числах Рейнольдса 1.4-1.7*105 критический угол атаки крыла с волнистой поверхностью более чем в 1.5 раза превышает критический угол атаки крыла с гладкой поверхностью, при этом аэродинамическое качество в диапазоне углов атаки а = 5-20° также выше у крыла с волнистой поверхностью.

3) Продемонстрировано, что ламинарно-турбулентный переход на гладком крыле и на волнистом крыле во впадине на начальном этапе происходит по одному и тому же сценарию - через развитие пакета волн неустойчивости в оторвавшемся пограничном слое.

4) Обнаружено, что ламинарно-турбулентный переход на горбе происходит более

чем на 30% хорды ниже по потоку, чем во впадине.

5) Показано, что кршический угол атаки крыла малого удлинения при числах Рейнольдса 0.9-1.4*105 не зависит от условий обтекания концов крыла.

6) Установлено, что для исследований срыва потока на крыльях при малых числах Рейнольдса (Re = 0.9-2.2»105) необходимо использовать аэродинамические трубы со степенью турбулентности набегающего потока е < 0 2%, поскольку только при таких условиях можно получить результаты по срыву потока, близкие к натурным.

Основные результаты диссертации опубликованы в работах:

1. Козлов В.В., Занин Б.Ю., Зверков И.Д. Развитие возмущений при одновременном возникновении двух типов отрыва на модели крыла // Теплофизика и аэромеханика. - 2001. - Т. 8, № 4. - С. 525 - 530. 2 Zverkov I.D. Influence of the streamwise surface balges upon flow separation from the wing //The 6th Russian-Korean Intern. Symp. on Science and Technology: Proc. - Novosibirsk, 2002. - P. 324 - 329. 3. Zanin B.Yu., Zverkov I.D. Influence boundary conditions on properties of stall // Intern. Confer, on the Methods of Aerophysical Research: Proc. Pt II - Novosibirsk, 2002. -P. 183- 186.

4. Занин Б.Ю., Зверков И.Д. Влияние концевых шайб на топологию срывного течения на прямом крыле // Аэромеханика и газовая динамика. - 2002 .- № 3 - С. 68 -72.

5 Зверков И.Д., Занин Б.Ю. Сравнительные экспериментальные исследования отрывного обтекания прямых крыльев с гладкой и волнистой поверхностью. - Новосибирск, 2002. - 35 с. - (Препр. / Ин-т теор. и прикл. механики СО РАН № 62002).

6. Зверков И.Д., Занин Б.Ю. Влияние формы поверхности крыла на отрыв потока // Теплофизика и аэромеханика - 2003. - Т. 10, № 2. - С. 205 - 213.

7 Зверков И.Д., Влияние формы поверхности крыла на отрыв потока // VII Всероссийская конференция молодых учёных "Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики": Тезисы докл. - Новосибирск, 2002. - С. 53.

8. Зверков И.Д., Сбоев Д.С. Структура пограничного слоя на модели крыла с волнистой поверхностью// III Всероссийская конференция молодых учёных "Проблемы механики: теория эксперимент новые технологии": Тезисы докл. - Новосибирск, 2003.-С. 13-14.

9. Зверков И.Д., Сбоев Д.С. Ламинарно-турбулентный переход при отрывном обтекании модели крыла с волнистой поверхностью // Междунар. конф. "Устойчивость и турбулентность течений гомогенных и гетерогенных жидкостей": Тезисы докл. - Новосибирск, 2004 - С. 75 - 76.

10. Zverkov I.D., Sboev D.S. Application of a combined method to study the separation flows on a wavy-surface wing model // Intern. Confer, on the Methods of Aerophysical Research: Proc. Pt I. - Novosibirsk, 2004. - P. 233 - 238.

Блок

термоанемометр

Манометр управления Координатное и шаговыми „ барометр двигателями ' ^ ___

Рис. 1. Общий вид Автоматизированного Измерительного Комплекса (АИК).

Профиль крыла по линии впадины Р-Ш-12

Рис. 2. Геометрические параметры волнистого крыла. Параметры представлены в

процентах от хорды профиля во впадине Ь = 195мм. £ - ширина горба; V - ширина промежутка между горбами; с - толщина профиля во впадине; Г - относительная удвоенная амплитуда волнистости поверхности.

1 1 1 1 1 1

2 и и и V/

■Л 1 1

Рис. 3. Крыло с гладкой поверхностью, угол атаки а = 0°, V = 12 м/с, е = 0.2%, Яе = 1.7-105. 1 - зона ламинарного течения; 2 - зона ламинарного отрывного пузыря; 3 - зона присоединённого турбулентного течения.

Рис. 4. Волнистое крыло, угол атаки а = 0°. 1 - зона ламинарного течения; 2 - зона отрывных пузырей; 3 - зона присоединённого турбулентного течения.

ч\

0.2 О.З 0.4 О.З ОЛ 0.7 ОЯ О.» 1

ХЛл

Рис. 5. Распределение давления вдоль оси симметрии моделей. Угол атаки а = 0°, Ь - хорда модели.

1 - крыло с гладкой поверхностью;

2 - крыло с волнистой поверхностью вдоль впадины;

3 - крыло с волнистой поверхностью вдоль горба;

4 - границы отрывного пузыря во впадине волнистого крыла;

5 - границы отрывного пузыря для гладкого крыла.

Рис. 6. кривые нарастания пульсации вдоль хорды моделей.

1 - волнистое крыло вдоль горба;

2 - гладкое крыло вдоль оси симметрии;

3 - волнистое крыло вдоль впадины.

<"(Гц)

{(Гц)

Рис. 7. Спектр пульсаций вито по потоку вдоль хорды.

а) - гладкое крыло вдоль оси симметрии;

б) - волнистое крыло вдоль впадины;

в) - волнистое крыло вдоль горба.

Рис. 8. Крыло с гладкой поверхностью, угол атаки а = 25°. 1 - зона ламинарного течения; 2 - зона отрывных пузырей; 3 - зона присоединённого турбулентного течения; 4 - крупномасштабный вихрь.

Рис. 9. Крыло с волнистой поверхностью, угол атаки а = 27.5°. 1 - зона присоединённого турбулентного течения;

2 - зона отрывных пузырей;

3 - зона возвратного течения.

л а -в ю 15 го ж эо 35 а0

Рис. 10. Зависимость коэффициента нормальной силы Су от угла атаки. В - для крыла с гладкой поверхностью при увеличении угла атаки; С - для крыла с гладкой поверхностью при уменьшении угла атаки; О - для крыла с волнистой поверхностью.

Рис. 11. Поляра первого рода для модели крыла (экспериментальные данные для обеих моделей получены на одних и тех же углах

атаки а°).

1 - крыло с гладкой поверхностью; 2 - крыло с волнистой поверхностью.

Рис. 12. Структура течения при срыве потока на модели без концевых шайб, угол

атаки а = 16°, е = 0.2%. 1 - линия отрыва; 2 - возвратное течение; 3 - крупномасштабные вихри; 4 - зона влияния концевых вихрей.

\\IIIJ//

Рис. 13.Структура присоединённого течения на модели без концевых шайб, угол

атаки а = 16°, е = 1%. 1 - ламинарное течение; 2 - зона отрывного пузыря; 3 - турбулентное течение.

Рис. 14. Картины течения над крылом с гладкой поверхностью угол атаки а = 12°, Яе = 1.4Ч05. 1 - ламинарный отрывной

пузырь; 2 - отрыв турбулентного пограничного слоя.

Рис. 15. Амплитуда пульсаций в пограничном слое вдоль хорды крыла.

| и»

Ответственный за выпуск И.Д. Зверков

Подписано в печать 19.11.2004 Формат бумаги 60x84/16, Усл. печ. л. 1.0, Уч-изд л I 0, Тираж 100 экз., Заказ № 13

Отпечатано на ризографе ЗАО "ИНТЕРТЕК" 630090, Новосибирск, Институтская, 4/1

»2877 ft

РНБ Русский фонд

2006-4 729

Содержание диссертации автор исследовательской работы: кандидата технических наук, Зверков, Илья Дмитриевич

Основные условные обозначения.

Введение.

Глава 1. Обзор.

1.1. Группы летательных аппаратов с малым полётным числом Рейнольдса по хорде крыла.

1.2. Основные проблемы обтекания крыльев при малых числах Рейнольдса.

1.2.1 Отрыв ламинарного пограничного слоя.

1.2.2 Отрыв турбулентного пограничного слоя и срыв потока с передней кромки.

Глава 2. Разработка Автоматизированного Измерительного

Комплекса. Методики эксперимента. Изучаемые модели.

2.1. Обоснование необходимости разработки Автоматизированного Измерительного Комплекса (АИК).

2.2. Технические требования для АИК.

2.3. Общая компоновка и особенности механизма перемещения датчика.

2.4. Система считывания и обработки сигнала и управления перемещением датчика.

2.5. Методика пневмометрических измерений.

2.6. Методика весовых измерений.

2.7. Методы визуализации.

2.7.1. Методика визуализации с помощью светового ножа.

2.7.2. Саже-масляная визуализация.

2.7.3. Визуализация шелковинками.

2.8. Аэродинамические трубы, используемые в экспериментах.

2.9. Модели крыльев, используемые в экспериментах.

Глава 3. Особенности топологии течения и процесса развития возмущений отрывного течения на гладком и волнистом крыле при нулевом угле атаки.

3.1. Анализ картин визуализации на гладком и волнистом крыле.

3.2. Сопоставление распределения давления вдоль хорды моделей с границами отрывного пузыря.

3.3. Развитие возмущений на гладком и волнистом крыле вниз по потоку.

3.4. Выводы к главе 3.

Глава 4. Изучение трансформации отрывного течения на крыле с гладкой и волнистой поверхностью при различных углах атаки и различной степени турбулентности.

4.1. Трансформация отрывной зоны на моделях с гладкой и волнистой поверхностью при увеличении угла атаки в малотурбулентном потоке.

4.2. Изменение структуры течения при увеличении числа

Рейнольдса до Re=5.6* 106.

4.3. Исследование структуры течения и интегральных аэродинамических характеристик моделей в аэродинамической трубе СС-19.

4.4. Выводы к главе 4.

Глава 5. Исследование влияния на отрывные структуры течения различных возмущающих факторов.

5.1. Исследование влияния граничных условий по размаху на структуру отрывного течения.

5.2. Изучение влияния степени турбулентности набегающего потока.

5.3. Исследование модели крыла с гладкой поверхностью при режиме течения с двумя типами отрыва.

5.4. Выводы к главе 5.

Введение диссертация по механике, на тему "Экспериментальное исследование отрывного обтекания прямых крыльев с гладкой и волнистой поверхностью при малых числах Рейнольдса"

Актуальность темы. В настоящее время наблюдается широкое распространение летательных аппаратов, у которых полётное число Рейнольдса по хорде крыла лежит в диапазоне Re = 105-106. В мире проводятся многочисленные исследования по поиску оптимальных профилей для этого класса летательных аппаратов. Дело в том, что классические дозвуковые профили, устойчивые к срыву потока, на докритических углах атаки имеют большое сопротивление в результате образования обширных отрывных зон. Недавно разработанные тонкие ламинаризированные профили (MAV10-A: Selig M.S. и д.р., 1995 г.; SD7003: Kasim Biber, 2004 г.) [1 -7] имеют меньшие, чем классические, критические углы атаки. Очевидно, что актуальным является вопрос изучения структуры отрывных течений при малых числах Рейнольдса.

В недавних экспериментальных работах предыдущих исследователей было показано, что при отрыве двумерного потока на прямом крыле течение позади линии отрыва является трехмерным. Эти результаты открыли новые возможности в разработке методов управления обтеканием, поскольку было обнаружено, что трёхмерные отрывные структуры обладают высокой чувствительностью к внешним воздействиям. Оказалось, что, создавая дополнительные возмущения течения внутри области отрыва (например, с помощью точечных выступов на поверхности крыла), можно влиять на вихревые структуры и управлять обтеканием. Полученные данные о восприимчивости трехмерного срывного течения к внешним воздействиям послужили основанием для проведения описанных ниже сравнительных исследований обтекания крыльев с различной формой поверхности.

Цель работы заключается: в экспериментальном исследовании влияния волнистости поверхности крыла: а) на структуру отрывных течений (локальный отрыв пограничного слоя и срыв потока с передней кромки) на подветренной стороне крыла; б) на интегральные характеристики крыла — подъёмную силу и силу сопротивления при малых числах Рейнольдса.

Необходимое условие для достижения цели - разработка и внедрение АИК.

Научная новизна работы состоит в том, что в ней:

1. Предложена новая форма поверхности крыла для малоразмерных летательных аппаратов (Яе < 1.7*105), которая отличается от классической тем, что поверхность имеет волнистость по размаху крыла. Это позволяет: а) увеличить критический угол атаки крыла более чем в 1.5 раза; б) увеличить в диапазоне углов атаки а = 5-20° аэродинамическое качество крыла по сравнению с крылом с гладкой поверхностью.

2. Установлено, что для изучения явлений отрыва потока и срыва с передней кромки крыла при 11е<1.7*105 степень турбулентности набегающего потока не должна превышать е = 0.2%, иначе структура течения не будет соответствовать реальной при полёте малоразмерного летательного аппарата.

Достоверность полученных результатов . обеспечена использованием в работе универсальных методов экспериментальных исследований и повторяемостью результатов, полученных в опытах, проведённых в разное время. Результаты работы согласуются с опубликованными данными о характеристиках подобных течений. Данные о структуре пограничного слоя, полученные различными методами, согласуются друг с другом.

Практическая ценность работы состоит в том, что:

1. Сконструирован, опробован и введён в эксплуатацию АИК.

3. Установлено, что для исследований срыва потока на крыльях при малых числах Рейнольдса (11е = 0.9-2.2* 105) необходимо использовать аэродинамические трубы со степенью турбулентности набегающего потока е < 0.2%, поскольку только при таких условиях можно получить результаты по срыву потока, близкие к натурным.

Диссертация состоит, из введения, пяти глав, заключения, списка цитируемой литературы и списка работ, опубликованных по теме диссертации.

Первая глава диссертации посвящена описанию крыла параплана и анализу проблем, возникающих при обтекании крыльев при малом числе Рейнольдса. Выполнен обзор предшествующих работ, посвященных отрывным явлениям. Указаны классы летательных аппаратов, для которых актуальны данные исследования.

Во второй главе диссертации приведён перечень требований к Автоматизированному Измерительному Комплексу (АИК), показаны пути решения поставленных инженерных задач, приведены функциональные особенности и возможности АИК. Так же приведены основные параметры аэродинамических установок, в которых проводились исследования, приведено описание используемых экспериментальных моделей, методик измерений и визуализации, сделана оценка точности измерений при получении количественных результатов.

Третья глава диссертации посвящена изучению структуры пограничного слоя на крыле с плоской и волнистой поверхностью при нулевом угле атаки.

Исследования проводились в три этапа.

На первом этапе проводилась саже-масляная визуализация на подветренной стороне моделей крыла с гладкой и волнистой поверхностью и определялась общая структура отрывных зон в районе ламинарно-турбулентного перехода.

На втором этапе проводились пневмометрические исследования распределения статического давления вдоль хорды моделей.

На третьем этапе проводились подробные термоанемометрические исследования для нескольких сечений, выбранных по результатам предыдущих этапов.

Четвёртая глава посвящена изучению трансформации структуры течения на подветренной стороне моделей при изменении угла атаки, изменении числа Рейнольдса и степени турбулентности набегающего потока. Были проведены измерения интегральных характеристик моделей крыла с гладкой и волнистой поверхностью.

В пятой главе представлены результаты исследований влияния концевых эффектов и повышенной степени турбулентности набегающего потока на обтекание крыла с гладкой поверхностью. Проведены термоанемометрические исследования режима обтекания крыла при наличии двух типов отрыва.

В заключении сформулированы основные результаты и выводы.

На защиту выносятся: а) результаты экспериментального исследования воздействия волнистости поверхности крыла на структуру отрывных течений (локальный отрыв пограничного слоя и срыв потока с передней кромки) на подветренной стороне крыла; б) данные экспериментального исследования по изучению влияния числа Рейнольдса на режимы обтекания крыла с гладкой и волнистой поверхностью; в) результаты экспериментального исследования по определению влияния волнистости поверхности крыла на его аэродинамические характеристики при различных углах атаки; г) данные экспериментальных исследований по определению влияния концевых условий и повышенной степени турбулентности на режимы обтекания крыльев при числах Рейнольдса в диапазоне 0.91.7*105.

Автор считает необходимым выразить искреннюю признательность научному руководителю, старшему научному сотруднику Б.Ю. Занину за всестороннюю помощь, оказанную в период выполнения работы, профессору BJB. Козлову за постановку задачи и полезное обсуждение результатов исследований, коллегам и соавторам A.M. Сорокину, A.B. Бойко, Д.С. Сбоеву и всему коллективу лаборатории № 8 за постоянную поддержку и содействие в проведении экспериментов. Автор благодарен кафедре аэродинамики Новосибирского Государственного Технического Университета за содействие в проведении экспериментов и предоставление оборудования.

Заключение диссертации по теме "Механика жидкости, газа и плазмы"

основные выводы:

1.При числах Рейнольдса 11е~0.9в105 концевые эффекты не влияют на критический угол атаки крыла. По этой причине крылья малого удлинения (Х<3) не будут иметь преимуществ в виде большего диапазона рабочих углов атаки перед крыльями большего удлинения.

2. Повышенная степень турбулентности набегающего потока может привести к устранению срыва потока с передней кромки. Этим эффектом можно объяснить рост критического угла атаки для модели гладкого крыла при проведении экспериментов в аэродинамической трубе СС-19 (п. 4.3).

3. По результатам термоанемометрических измерений можно сказать, что ось вращения парных вихрей в зоне турбулентного отрыва нормальна к плоскости поверхности крыла.

4. При режиме течения с двумя типами отрыва замечена взаимосвязь между образующимися в зоне турбулентного отрыва парными вихрями, вращающимися в плоскости поверхности крыла, и течением вверх по потоку. Эта взаимосвязь выражается в усилении пульсаций и снижении средней скорости в пограничном слое по оси симметрии модели.

Результаты, изложенные в данной главе, опубликованы в работах

91,93,94].

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В работе представлены результаты исследования отрыва и срыва потока на моделях крыльев при малых числах Рейнольдса (Яе = 0.9 -5.4е 105), которые являются продолжением работ нового направления, связанных с изучением трёхмерных структур отрывных течений.

Полученные в работе обширные количественные данные о структуре отрывных течений и характеристиках возмущений, нарастающих за точкой отрыва, могут быть использованы для верификации теоретических подходов и для создания более совершенных методов расчета течений в области отрыва и срыва потока. Предложена новая форма поверхности крыла для малоразмерных летательных аппаратов (Яе < 1.7*105), которая отличается от классической тем, что поверхность имеет волнистость по размаху крыла.

Разработана и запатентована конструкция гибкого крыла арочного типа, в которой была заложена волнистость подветренной поверхности крыла с параметрами волнистости, исследованными на жёсткой экспериментальной модели.

По результатам проведённых исследований можно сделать следующие основные выводы:

1. Разработано и введено в эксплуатацию новое для лаборатории оборудование - Автоматизированный Измерительный Комплекс, который позволяет вывести методику термоанемометрических измерений на качественно новый уровень.

2. Показано, что при числах Рейнольдса 1.4—1.7*105 критический угол атаки крыла с волнистой поверхностью более чем в 1.5 раза превышает критический угол атаки крыла с гладкой поверхностью, при этом аэродинамическое качество в диапазоне углов атаки а = 520° также выше у крыла с волнистой поверхностью.

3. Продемонстрировано, что ламинарно-турбулентный переход на гладком крыле и на волнистом крыле во впадине на начальном этапе происходит по одному и тому же сценарию — через развитие пакета волн неустойчивости в оторвавшемся пограничном слое.

4. Обнаружено, что ламинарно-турбулентный переход на горбе происходит более чем на 30% хорды ниже по потоку, чем во впадине.

5. Показано, что критический угол атаки крыла малого удлинения при числах Рейнольдса 0.9-1.4*105 не зависит от условий обтекания концов крыла.

6. Установлено, что для исследований срыва потока на крыльях при малых числах Рейнольдса (Яе = 0.9-2.2*105) необходимо использовать аэродинамические трубы со степенью турбулентности набегающего потока 8 < 0.2%, поскольку только при таких условиях можно получить результаты по срыву потока, близкие к натурным.

Список источников диссертации и автореферата по механике, кандидата технических наук, Зверков, Илья Дмитриевич, Новосибирск

1. Biber К., V.OL М., Tilmann С.Р. Some examples of airfoil design for futureunmanned air vehicle concepts //AIAA 2004 - 1245, 42nd Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Jan 5 — 8, 2004.

2. Selig M.S., Maughmer N.D.,Somers D.M. Natural laminar Flow Airfoil for

3. General Aviation Applications // AIAA Journ. 1995. - Vol. 19. - P. 1327 -1333.

4. Drela M. Transonic Low-Reynolds Number Airfoils //

5. AIAA Journ. 1992. - Vol. 29. - № 6. - Nov-Dec.

6. Mueller T.J., Burns T.F Experimental Studiesof the Eppler 61 Airfoil at Low ^ Reynolds Numbers // AIAA Paper. 1982. - No. 82. - 0345. - 13 p.

7. Mueller T.J., Jansen P.E. Aerodynamic Measurements at Low Reynolds

8. Numbers // AIAA Paper. 1982. - No. 82 - 0598. - 17 p.

9. Laitone E.V. Aerodynamic lift at Reynolds Numbers Below 7»104 //

10. AIAA Journ. 1996. - Vol. 34. - No. 82. - P.1941 - 1942.

11. Laitone E.V. Wind Tunnel Test at Reynolds Numbers Below 7»104 //

12. Experiments in Fluids. 1997. - Vol. 23. - P. 405 - 409.

13. Смирнов В.А. Справочник парашютиста — инструктора. — М.:1. ДОСАФ, 1989. 217 с.

14. Тюшин В.Н. Парапланы — первый шаг в больше небо. — М.: Т Транзиткнига,2004. — 312 с.

15. Fulghum D.A. Miniature Air Vehicles Fly Into Army's Future // Aviation Week & Space Technology. 1998. - Nov. 9.- P. 37 - 38.

16. Drela M. XFOIL User's Guide, version 6.94. NIT Aero and Astro Department, 2002. - 32 p.

17. Drela M. XFOIL User's Guide, to MSES 2.8 //NIT Aero and Astro Department,1995.-32 p.

18. Tani I.Low-Speed Flows Involviing Bubble Separations // Progress in Aeronautical Science. 1964. - Vol. 5. - P. 70 - 103.

19. Lissman P.B. Low-Reynolds-Numder airfoil // annual Review of Fluid Mechanics.- 1983. Vol.15. - P. 223 - 239.

20. Ward J.W. The behaviour and effects of laminar separation bubbles on airfoils in incompressible flow // Journ. of the Royal Aeronaut. Soc. 1983. -Vol. 67.-P. 783-790.

21. Brendel M., Mueller T.J. Boundary-layer measurements on an airfoil at low Reynolds numbers // Journ. of Aircraft. 1988.-Vol. 25.1. P. 612-617.

22. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М.: Наука, 1969. — 742 с.

23. Жук В.И., Рыжов О.С. Свободное взаимодействие и устойчивость пограничного слоя в несжимаемой жидкости // Докл. АН СССР. — 1980. Т. - 253. - № 6. - С. 1326 - 1329.

24. Smith F.T. On the non-parallel flow stability of the Вlasius boundary layer // Proc. Roy. Soc. Lond. A. 1979. - Vol. 366. - No. 1724. - P. 91-109.

25. Briley W.R. A numerical study of laminar separation bubble using the Navier-Stokes equations // Journ. Fluid Mech. 1971.— Vol. 47. - P. 713 -736.

26. BestekH., GruberK., Fasel H. Self-excited unsteadiness of laminar separation bubbles caused by natural transition. // The Prediction and Exploitation of Separated Flow.— Royal Aeronaut. Soc., London, 1989.— P. 14.1-14.16

27. Pauley L.L., Moin P., Reynolds W.C. The structure of two-dimensional separation // Journ. Fluid Mech. 1990. - Vol. 220. - P. 397 - 411.

28. Taghavi H., Wazzan A.R. Spatial stability of some Falkner-Skan profiles with reversed flow // Phys. Fluids. 1974.-Vol. 17.-P. 2181-2183.

29. Чжен П. Управление отрывом потока. М.: Мир, 1979. - 552 с.

30. Eaton J.K., Johnston J.P. A review of research on subsonic turbulent flow reattachment // AIAA Journ. -1981.- Vol. 19. P. 1093 - 1100.

31. Мюллер Т.Дж., Бэйтилл С.М. Экспериментальные исследования отрыва потока на крыловых профилях при низких числах Рейнольдса // Ракетн. техника и космонавтика. — 1982. — Т. 20. № 5. - С . 11 - 19.

32. McGhee R.J., Jones G.S., Jouty R. Performance characteristics from windtunnel tests of a low-Reynolds-number airfoil // AIAA Paper. — 1988.-No. 88-0607.- 13 p.

33. AzadR.S., Doell B. Behaviour of separation bubble with different roughness elements at the leading edge of a flat plate // Structure of Turbulence and Drag Reduction / Ed. A.Gyr. Springer, 1990. - P. 85-9

34. Briley W.R., McDonald H. Numerical prediction of incompressible separation bubbles // Journ. Fluid Mech. 1975. - Vol. 69. - P. 631 - 656.

35. Crimi P., Reeves B.L. Analysis of leading-edge separation bubbles on airfoils //AIAA Journ. -1976. -Vol. 14.-P. 1548- 1555.

36. Квон, Плетчер. Расчет несжимаемых оторвавшихся пограничных слоев с учетом вязко-невязкого взаимодействия // Теор. основы инженерн. расчетов. 1979.-№4.-С. 171-180.

37. Roberts W.B. Calculation of laminar separation bubbles and their effect on airfoil performance // AIAA Journ. 1980. - Vol. 18. - P. 25 - 31.

38. Vatsa V.N., Carter J.E. Analysis of airfoil leading-edge separation bubbles // AIAA Journ. 1984. - Vol. 22. - P. 1697 - 1704.

39. Davis R.L., Carter J.E., Reshotko E. Analysis of transitional separation bubbles on infinite swept wings // AIAA Journ. 1987. - Vol. 25. - P. 421 -428.

40. Dini P., Maughmer M.D. A locally interactive laminar separation bubble model // AIAA Paper. 1990. - No. 90 - 0570. - 12 p.

41. Choi D.H., Kang D.J. Calculation of separation bubbles using a partially parabolized Navier-Stokes procedure // AIAA Journ. 1991. - Vol.29. - P. 1267.

42. Gaster M. The structure and behavior of separation bubbles // ARC Reports and Memoranda. 1967. - No. 3595. - 31 p.

43. Arena A.V., Mueller T.J. Laminar separation, transition, and turbulent reattachment near the leading edge of airfoils //AIAA Journ. 1980.-Vol. 18.-P. 747-753.

44. Rannacher J. Untersuchung von geraden ebenen Flugelgittern im kritischen Reynoldszahlbereich // Kurzfassung in Maschinenbautechnik. 1969. - Vol. 18.-Part l.-P. 2- 10.

45. Brendel M., Mueller T.J. Boundary-layer measurements on an airfoil at low Reynolds numbers // Journ. of Aircraft. 1988. - Vol. 25. - P. 612 - 617.

46. Leblanc P., Blackwelder R., Liebeck R. Experimental results on laminar separation on two airfoils at low Reynolds numbers // 29th Aerospace Sciences Meeting, Reno, USA. -1991.

47. Raspet A., Cornish J. J., Brayant G. D., Delay of the stall by suction through distributed perforations // Aero. Eng. Rev 1952. — Vol. 11. — № 6 - P. 52 -60.

48. Zaman K.B.M.Q., McKinzie D.J. Control of laminar separation over airfoils by acoustic excitation // AIAA Journ. 1991.-Vol. 29.-P. 10751083.

49. Бутылин И.Д. Фомин B.M., Шуров A.A. Управление отрывом пограничного слоя //Учён. Записки ЦАГИ. 1991. -т.ХХН. -№3. -с.133 - 138.

50. Пффеннингер У. Грат Е. Лётные испытания предназначенной для уменьшения сопротивления системы отсасывания пограничного слоя через большое количество узких щелей на отсеке крыла с обтекателем самолёта Ф-94А. // Перевод№71 БНИ ЦАГИ, 1963г. - 15с.

51. Баранов П.А., Исаев С.А., Кудрявцев Н.А., Пышный И.А., Харченко В.Б Численное моделирование нестационарного турбулентного обтеканиятолстого профиля с вихревыми ячейками // Аэромеханика и газовая динамика. 2002 - № 3.- С. 31 - 42.

52. Довгаль A.B. Управление отрывом дозвукового потока внешнимпериодическим возбуждением: основные механизмы // Теплофизика и Аэромеханика. — 1994. Т. 1. - № 4. — С. 323 — 329.

53. Довгаль A.B., Козлов В.В. Отрыв и гидродинамическая неустойчивость // Турбулентный пограничный слой. Москва, ЦАГИ, 1992. - С. 152- 159.

54. Бойко A.B., Довгаль A.B., Козлов В.В., Симонов O.A., Щербаков В.А. Отрыв ламинарного течения на двумерном препятствии в пограничном слое. Новосибирск, 1988. — 24 с. - (Препринт / АН СССР. Сиб. отд-ние. Ин-т теорет. и прикл. механики; № 7 - 88).

55. Довгаль A.B., Козлов В.В. Управление отрывными течениями // Моделирование в механике. Новосибирск, 1987. - Т. 1 (18). — № 2. — С. 46 -56.

56. Нейланд В.Я., Столяров Г.И. Об одном виде отрывного течения на прямоугольном крыле // Учен. зап. ЦАГИ. 1982. - Т. 13. - № 1. — с.83 -88.

57. Нейланд В.Я., Столяров Г.И., Табачников В.Г. Влияние относительной толщины прямоугольного крыла малого удлинения и числа Рейнольдса на режимы перестройки структуры обтекания // Учен. зап. ЦАГИ. 1985. -Т. 16.-№3.-С.1 - 10.

58. Колмаков Ю.А., Рыжов Ю.А., Столяров Г.И., Табачников В.Г. Исследование структуры обтекания прямоугольного крыла Х=5 на больших углах атаки // Труды ЦАГИ. 1985. - Вып.2290. - с. 84 - 89.

59. Рыжов Ю.А., Столяров Г.И., Табачников В.Г. Критические режимы перестройки структуры обтекания прямоугольного крыла при дозвуковом нестационарном обтекании // Учен. зап. ЦАГИ. 1996. Т. 27, № 3-4. с.3-12.

60. Головкин М.А., Горбань В.П., Симусева Е.В., Стратонович А.Н. Обтекание прямого крыла при стационарных и квазистационарных внешних условиях // Учен. зап. ЦАГИ. 1987. - Т. 18-№ 3. - С.1 - 12.

61. Занин Б.Ю. Гистерезис отрывного обтекания модели прямого крыла при изменении скорости потока // ПМТФ. 1997. — Т.38. - №5. - с.80 - 84.

62. Winkelmann А.Е. Flow field studies behind a wing at low Reynolds number//AIAA Pap. 1990. - № 90-1471. - 18 p.

63. BippesH., Jacob H., TurkM. Experimental investigations of the separated flow around a rectangular wing // DFVLR-FB. 1981. - № 8112 (in German).55 p.

64. Bippes H. Experimental investigation of topological structures in three-dimensional separated flow // Boundary-Layer Separation / eds. F.T.Smith, S.N.Brown; Berlin: Springer-Verlag,1987. p.379 382.

65. Tobak M., Peake D.J. Topological structures on three-dimensional separated flows // AIAA Pap. 1981. -№81-1260. - 17 p.

66. Dallman V. Topological structures on three-dimensional vortex flow separation//AIAA Pap. 1983. -№83-1735. -25p.

67. Weihs D., Katz J. Cellular patterns in poststall flow over unswept wings // AIAA J. 1983. - Vol.21. -№12. - P. 1757-1759.

68. Занин Б.Ю., Козлов B.B., Проскрянов В.Г. Структура турбулентного отрыва на прямом крыле при различных условиях обтекания // Учен. Зап. ЦАГИ. 1999. -Т.30. - №1-2. - с.77 - 83.

69. Бойко А.В., Довгаль А.В., Занин Б.Ю., Козлов В.В. Пространственная структура отрывных течений на крыловых профилях (обзор) // Теплофизика и аэромеханика. 1996. - Т.З. - №1. - с.1 - 14.

70. Collins F.G., Zelenevitz J. Influence of sound upon separated flow over wings // AIAA J. 1975. - v. 13,№3. - p.408 - 410.

71. Каравосов P.K., Прозоров А.Г. Влияние звукового облучения на обтекание крыла при малых числах Рейнольдса // Труды ЦАГИ. 1976. -№1790.-с. 12-23.

72. Козлов В.В. Отрыв потока от передней кромки и влияние на него акустических возмущений // ПМТФ. 1985. - №2. — с.112 - 115.

73. Довгаль A.B., Козлов В.В., Симонов O.A. Звуковое возбуждение возмущений ламинарного течения на скользящем крыле // Современные проблемы механики жидкости и газа. Тезисы докладов научной школы-конференции. Иркутск, 1988. — С. 220 - 221.

74. Довгаль A.B., Козлов В.В. Влияние акустических возмущений на структуру течения в пограничном слое с неблагоприятным градиентом давления // Изв. АН СССР. Мех-ка жидк. и газа. 1983. - № 2. - С. 48 -52.

75. Довгаль A.B., Козлов В.В. Восприимчивость отрывных течений к акустическим возмущениям // Тезисы докладов III Всесоюзного симпозиума по физике акустико-гидродинамических явлений и опто-акустике. Ташкент, 1982. - С. 32.

76. Довгаль A.B., Козлов В.В. Влияние акустических возмущений на структуру течения в пограничном слое с неблагоприятным градиентом давления. Новосибирск, 1981. — 19 с. - (Препринт / АН СССР. Сиб. отд-ние. Ин-т теорет. и прикл. механики; № 8 — 81).

77. Жигулев C.B., Федоров A.B. Исследование влияния ультразвукового акустического поля на отрыв пограничного слоя на профиле // Уч.зап.ЦАГИ. 1990. - т.21, №6. - с.58 - 66.

78. Kozlov V.V., Lushin V.N., Zanin B.Yu. Separated flow reattachment at an airfoil under sonic effect. // Separated Flows and Jets: Proc. IUTAM -Symp., p. 525-528 /Eds. V.V. Kozlov, A.V. Dovgal /, Berlin, SpringerVerlag, 1991.

79. Лушин B.H. Обтекание крыла конечного размаха при внешнем звуковом воздействии // Сиб. физ.-техн. журн. 1992. - №4,- с.64-68.

80. Kozlov V.V., Grosche F.-R., Dovgal A.V., Bippes H., Kuhn A., Stiewitt H. Control of leading-edge separation by acoustic excitation// DLR-IB. 1993. - №222-93 (in German). - 50 p.

81. Бойко A.B., Довгаль A.B., Занин Б.Ю., Козлов В.В., Лушин В.Н., Сызранцев В.В. Топология глобального отрыва на модели крыла в присутствии источников стационарных возмущений // Теплофизика и аэромеханика 1995. -т.2, №1. - с.37 - 45.

82. Занин Б.Ю., Козлов В.В., Маврин О.В. О способе управления глобальным отрывом потока//Теплофизика и аэромеханика. 1997. - т.4, №4. - с.381-385

83. Занин Б.Ю., Козлов В.В., Проскрянов В.Г. Структура турбулентного отрыва на прямом крыле при различных условиях обтекания // Учен. Записки НАГИ. 1999. - т.ХХХ, - № 1 -2, - с.77 - 83.

84. Косорыгин В. С. Лабораторный комплекс для изготовления миниатюрных термоанемометрических датчиков с нагреваемой нитью.- ИТПМ СО АН СССР, Новосибирск, 1982.-20 с.(деп.в ВИНИТИ 02.03.1982,№4166-82)

85. Ануфриев И.Е. Самоучитель MatLab 5.3/6.x. — СПб.:БХВ — Петербург, 2002. 736 с.

86. Лабараторный практикум по аэрдинамике. Новосибирск, 2001. — 50 с.

87. Уч. изд. Новосибирского Государственного Технического университета; №2107).

88. Довгаль A.B., Жаркова Г.М., Занин Б.Ю., Коврижина В.Н. Применение жидкокристаллических покрытий для исследования отрыва потока // Учен. зап. ЦАГИ. 2001. - т.32. - №3-4. - С. 157 - 164.

89. Багаев Г.И., Голов В.К., Медведев Г.В., Поляков Н.Ф. Аэродинамическая труба малых скоростей Т-324 с пониженной степенью турбулентности// Аэрофизические исследования. — Новосибирск, 1972. С. 5 — 8.

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

91. Корнилов В.И Пространственные пристенные турбулентные течения в угловых конфигурациях. Новосибирск: Наука. Сиб. издательская фирма РАН, 2000.-.С. 109-114.

92. Козлов В.В., Занин Б.Ю., Зверков И.Д. Развитие возмущений при одновременном возникновении двух типов отрыва на модели крыла // Теплофизика и аэромеханика. 2001. - Т. 8, № 4. - С. 525 - 530.

93. Zverkov I.D. Influence of the streamwise surface balges upon flow separation from the wing //The 6th Russian-Korean Intern. Symp. on Science and Technology: Proc. Novosibirsk, 2002. - P. 324 - 329.

94. Zanin B.Yu., Zverkov I.D. Influence boundary conditions on properties of stall // Intern. Confer, on the Methods of Aerophysical Research: Proc. Pt II-Novosibirsk, 2002. P. 183 - 186.

95. Занин Б.Ю., Зверков И.Д. Влияние концевых шайб на топологию срывного течения на прямом крыле // Аэромеханика и газовая динамика. 2002 .-№3.-С. 68-72.

96. Зверков И.Д., Занин Б.Ю. Сравнительные экспериментальные исследования отрывного обтекания прямых крыльев с гладкой и волнистой поверхностью. Новосибирск, 2002. — 35 с. — (Препр. / Ин-т теор. и прикл. механики СО РАН № 6—2002).

97. Зверков И.Д., Занин Б.Ю. Влияние формы поверхности крыла на отрыв потока // Теплофизика и аэромеханика 2003. - Т. 10, №2. — С. 205 — 213.

98. Зверков И.Д., Влияние формы поверхности крыла на отрыв потока // VII Всероссийская конференция молодых учёных "Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики": Тезисы докл. — Новосибирск, 2002. — С. 53.

99. Зверков И.Д., Сбоев Д.С. Структура пограничного слоя на модели крыла с волнистой поверхностью// III Всероссийская конференция молодых учёных "Проблемы механики: теория эксперимент новые технологии": Тезисы докл. Новосибирск, 2003. — С. 13 — 14.

100. Zverkov I.D., Sboev D.S. Application of a combined method to study the separation flows on a wavy-surface wing model // Intern. Confer, on the Methods of Aerophysical Research: Proc. Pt I. Novosibirsk, 2004. - P. 233 -238.