Экспериментальное исследование сверхзвуковых течений в каналах с отрывами потока тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

Обозначения HI

Введение •

1.0. Методика эксперимента

1.1. Экспериментальные модели и установки

1.2. Режимы работы и характеристики течения в установках и моделях 14 2.0. Отрывные течения в каналах с постоянной площадью поперечного сечения

2.1. Торможение сверхзвукового потока в каналах с различной формой поперечного сечения

2.1.1. Каналы с круговым поперечным сечением

2.1.1.1. Псевдоскачок и отрывное течение перед уступом

2.1.1.2. Геометрические параметры диссипатнвной области псевдоскачка

2.1.1.3. Сила трения в псевдоскачке

2.1.1.4. Зависимость параметров псевдоскачка от вида возму щения его вызывающего

2.1.1.5. Идентификация отрывных рециркуляционных тон в псевдоскачке

2.1.2. Каналы с прямоугольным поперечным сечением

2.1.2.1. Особенности течения торможения сверхзвукового потока в каналах с удлиненным прямоугольным поперечным сечением

2.1.2.2. Пульсации давления в прямоугольных каналах с большим отношением сторон

2.1.2.3. Длина области восстановления давления

2.1.3. Кольцевые каналы

2.1.4. Секторные каналы

2.1.5. Сегментные каналы

2.1.6. Торможение неравномерного сверхзвукового потока в канале

2.1.6.1. Торможение неравномерного потока в круглом канале

2.1.6.2. Торможение неравномерного потока в прямоугольном канале

2.1.7. О границе между отрывными и безотрывными течениями в каналах с удлиненным поперечным сечением. Сравнительный анализ этих течений

2.2. Отрывные течения, связанные с вдувом вторичных струй в сверхзвуковой поток в канале

2.2.1. Вдув и слив воздуха через стенку круглой трубы

2.2.1.1. Модели и методика эксперимента

2.2.1.2. Особенности взаимодействия вторичных струй и основного потока в канале

2.2.1.3. Дросселирующий эффект вдуваемых струй

2.2.1.4. Слив газа из диссипативного слоя псевдоскачка

2.2.2. Взаимодействие поперечных струй с отрывным течением в каналах с удлиненным поперечным сечением

2.2.2.1. Кольцевые канаты

2.2.2.2. Прямоугольные канаты

2.3. Об использовании концепции гидравлического диаметра при анализе отрывных течений в канале

2.3.1. Об использовании концепции гидравлического диаметра на режимах, при которых реализуется течение типа псевдоскачка

2.3.2. О выборе базового значения гидравлического диаметра

2.4. Влияние числа Re на восстановление давления и длину области перехода сверхзвукового течения к дозвуковому

3.0. Торможение сверхзвукового потока в каналах с местными сужениями и расширениями поперечного сечения

3.1. Сверхзвуковое течение в трубе при наличии конических и клиновидных тел, и решетки пилонов

3.2. Обтекание сверхзвуковым потоком кольцевой выемки

3.3. Взаимодействие псевдоскачка с препятствием

3.4. Вдув вторичных струй с кольцевого уступа

3.5. Пульсационные характеристики течения торможения за решеткой пилонов

3.5.1. Методика эксперимента и характер течения

3.5.2. Пульсационные характеристики ИЗ

3.5.3. Спектральный анализ 121 4.0. Торможение сверхзвукового потока и расширяющихся каналах

4.1. Особенности сверхзвукового течения в ступенчатых каналах 12ь

4.1.1. Каналы с круговым поперечным сечением

4.1.2. Каналы с прямоугольным поперечным сечением

4.2. Влияние газодинамических параметров течения в круглой ступенчатой трубе на донное давление

4.2.1. Влияние чисел Re на течение в ближнем следе

4.2.2. Зависимость дойного давления от М, о угла наклона стенки и степени расширения канала

4.3. Влияние формы поперечного сечения сту пенчатого канала до и после уступа на донное давление

4.3.1. Открытые, полуоткрытые и закрытые каналы. Методика эксперимента

4.3.2. Влнянне на донное давление степени расширения канала, угла наклона боковых стенок и сдвига осей канала

4.4. Донное давление в кольцевых ступенчатых каналах

4.5. Торможение сверхзвукового потока в ступенчатой трубе

4.6. Торможение сверхзвукового потока в плавно расширяющихся прямоугольных каналах

4.6.1. Геометрия каналов н особенности эксперимента

4.6.2. Влияние на характер течения торможения степени расширения, угла наклона стенки, отношения сторон и гидравлического диаметра канала

4.6.3. Интегральные характеристики течения торможения

4.6.4. Перемещение области восстановления давления вдоль комбинированного канала при изменении противодавления

4.7. Восстановление давления в дозвуковом диффузоре, установленном за сверхзвуковым диффузором

4.8. Передача возмущений в каналах при различных способах создания противодавления, включая горение топлива 1S6 4.8.1. Передача возмущений в каналах постоянного поперечного сечения 186 4.S.2. Передача возмущений в расширяющихся каналах

5.0. Некоторые способы управления отрывными течениями в каналах 1%

5.1. Переход от отрывного течения к безотрывному за счет установки клиновидных тел и перегородок

5.2. Изменение формы поперечного сечения канала по длине как способ достижения безотрывного течения

5.3. Уменьшение числа М за счет внесения в поток дополнительных сопротивлений как способ достижения безотрывного течения

5.4. Воздействие на характер течения и восстановление давления.вдува струй газа - •

6.0. Вторичные эффекты отрывных течений в каналах, связанные с вдувом струй

6.1. Использование вдува поперечных струй для запуска моделей с протоком

6.2. Влияние вдува струй на сопротивление канала с прямоугольной кольцевой выемкой

6.3. О глубине проникновения поперечных струй в канал и об эквивалентном теле

6.4. Возможности моделирования сверхзвукового потока за счет вдува поперечных струн

Выводы

Отрывным течениям посвящено большое количество исследований, статей и книг (см., например, [1 и 2]). Особой сложностью и разнообразием отличаются сверхзвуковые течения с отрывами потока в проточной части двухрежимного прямоточного двигателя, которая может содержать участки щелевидного канала, постоянного и переменного сечения, в которых возникают специфические отрывные течения. В канале могут присутствовать уступы, выемки и решетки пилонов, являющимися элементами камеры сгорания и создающие отрывные течения другого типа и взаимодействующие между собой, вдуваемыми струями газа и отрывным течением, возникающим при торможении сверхзвукового потока при подводе тепла. Характер отрывных течений может существенно изменяться при изменении числа М полета.

Сложность внутренних отрывных течений делает невозможным непосредственное применение к ним теории пограничного слоя или решений для вязкого установившегося внешнего течения. Расчетные и теоретические исследования в настоящее время сосредоточены на решении уравнений Навье- Стокса. Тем не менее, пока удовлетворительных методов расчета внутренних отрывных течений нет, и экспериментальные исследования еще долго сохранят свое значение.

К сожалению экспериментальных работ, посвященных внутренним отрывным течениям, учитывающих специфику работы различных газодинамических устройств крайне мало, они носят не систематический характер и, в некоторых случаях, противоречивы. Даже в случае торможения сверхзвукового потока в круглых трубах, для которых проведено большое количество исследований (см. библ. [2 и 7]), нет единого мнения [2,10 и 4, 7, 8] относительно существования в трубе протяженных областей отрыва потока Ограниченное количество исследований специфических несимметричных отрывных течений возникающих при торможении сверхзвукового потока в прямоугольных каналах было проведено в [11,12 и 13]. Управление такими течениями проводилось за счет разбиения прямоугольного канала на части [11 и 61].

Использование концепции гидравлического диаметра для оценки эффективности торможения сверхзвукового потока в каналах с удлиненным поперечным сечением было признано невозможным [11]. Исследование донного давления в ступенчатых каналах относилось в основном, к коническим соплам с большим числом М [65,68,71] или звуковым соплам [73]. Исследование отрывных течений, вызванных вдувом струй, включая определение глубины проникновения струй в поток в канале проводилось без учета повышения давления за сечением вдува (например, [81 и 82].

Задача работы состояла в определении основных закономерностей и особенностей сверхзвуковых отрывных течений в каналах различной формы, применительно к двухрежимному ПВРД, потерь полного давления с ними связанными и общих принципов формирования его проточной части на этапе предварительного проектирования., разработке методов управления такими течениями и установлении возможности использования концепции гидравлического диаметра для приближенной оценки интегральных характеристик течения торможения, длин передачи возмущения давления вверх по потоку, как в холодных потоках, так и при горении.

В задачу работы также входило определение сопротивления тел, расположенных в проточной части двигателя и имитирующих элементы камеры сгорания, их взаимодействие с пограничным слоем и псевдоскачком и управление последним с помощью этих тел, а также с помощью струй, вдув которых в поток позволяет уменьшить сопротивление тел, осуществить запуск тел с протоком и моделировать течение.

Диапазон изменения параметров потока и характерных геометрических соотношений в каналах был выбран из условия возможного существования их в двухрежимном прямоточном двигателе:

М = 1-4,5, Re = (l-17)-106, Т2 =(293-1700)К, относительных толщин пограничного слоя 5 = 0,1-1,0, степеней расширения канала f = 1,2-3,0, углов наклона стенки канала 0-90°. Потоки имели различную степень неравномерности и уровня турбулентных пульсаций давления.

В настоящей работе сделана попытка охватить максимальное (и, возможно, избыточное с точки зрения практического применения) число прогнозируемых каналов в различных газодинамических устройствах и типов течений в них. Избыточность вариантов, в данном случае полезна для определения закономерностей формирования различных типов отрывных течений, нахождения общих черт и способов управления этими течениями, используя концепцию гидравлического диаметра. Накопленный экспериментальный материал по структуре и особенностям отрывных течений, представленный, в частности в виде эмпирических зависимостей с одной стороны может оказаться полезным при разработке моделей и методов расчета отрывных течений в каналах, а с другой стороны - может быть использован в практических приложениях, например при построении моделей проточных частей прямоточных двигателей, приближенных к реальным прототипам.

Следующие результаты работы обладают новизной и выносятся на защиту:

1. Определены специфические характеристики двух кардинально отличающихся типов торможения сверхзвукового потока. Одно течение, г.севдоскачок , в котором отрывы пограничного слоя малы и практически не влияют на интегральные характеристики течения. Поэтому оно может условно считаться безотрывным. Другое течение, названное отрывным псевдоскачком - свойственное каналам с различным удлиненным поперечным сечением, в котором отрывы определяют характер течения. Существование того пли другого течения для канала с постоянной площадью поперечного сечения определяется комбинацией числа М потока и соотношения сторон в поперечном сечении канала. Получена эмпирическая формула границы перехода от одного течения к другому. Показана зависимость этой границы от неравномерности набегающего потока, числа Re и степени расширения канала в случае расширяющихся каналов.

2. Предложены способы управления отрывными течениями, позволяющие укоротить область перехода от сверхзвукового течения к дозвуковому и увеличить восстановление давления в этой области, как в случае псевдоскачка, так и отрывного псевдоскачка. Эти методы основаны в случае псевдоскачка на объединении последнего с областью повышенного давления, а в случае отрывного псевдоскачка на трансформации режима последнего в классический псевдоскачок за счет изменения геометрии канала, создания зон повышенного давления у узких стенках канала, введения в поток дополнительных сопротивлений и вдува поперечных струй воздуха.

3. Получены систематические данные о параметрах отрывных зон с возвратным течением в различных каналах при различных режимах течения и параметрах набегающего потока.

4. Показана целесообразность использования концепции гидравлического диаметра для оценки эффективности течения торможения сверхзвукового потока в каналах с различной формой поперечного сечення,длины участка передачи возмущения как в холодных потоках так и при горении. Определены границы и условия использования этой концепции, и, в частности абсолютные размеры гидравлического диаметра, при котором влияние масштабных эффектов не наблюдается.

5. Установлены закономерности и получены апироксимационные зависимости, определяющие передачу возмущений давления вверх по потоку в каналах с постоянной площадью поперечного сечения, расширяющихся, имеющих различную геометрию поперечного сечения как до места создания противодавления, так и за ним. Показано, что распространение возмущений в канале, расположенном непосредственно перед местом горения топлива в камере сгорания подчиняется тем же законам, что и при "холодном" дросселировании.

6. Определены особенности взаимодействия поперечных струй с основным потоком и, в частности, с псевдоскачком, определены размещения струй и выбор их напорности, J позволяющие создать максимальный дросселирующий эффект или добиться максимальной глубины проникновения струй. Фокусировка скачков от струн позволяет создать сдвиговой слой, облегчающий запуск тел с протоком п уменьшающий их сопротивление, изменить характер течения в выемке и силу сопротивления приложенной к ней. Это изменение может иметь циклический характер.

7. Предложен приближенный способ определения глубины проникновения струй, основанный на модели эквивалентного тела, доработанный применительно к течению в канале. Существенным моментом является учет увеличения давления потока за местом вдува.

8. Получены систематические данные по закономерностям изменена сопротивления тел простейшей конфигурации, расположенных в каналах (пилоны, выступы, впадины и решетки пилонов) в зависимости от параметров потока и расположения тел, а так же вдува струй.

9. Проведено систематическое исследование сверхзвуковых пространственных течений в ступенчатых каналах. Впервые исследовано течение в ступенчатых каналах с плоскими стенками, хеометрия поперечных сечений которых, перед и за уступом изменялась в широком диапазоне (треугольные, прямоугольные и трапециевидные каналы). Показательно, что при одинаковых степенях расширения изменение геометрии может привести к изменению донного давления на порядок.

10. Впервые исследовано течение торможения сверхзвукового потока в расширяющихся прямоугольных каналах с удлиненным поперечным сечением. Определены параметры эффективности торможения (степень восстановления давления в области перехода от сверхзвуковой скорости к дозвуковой и длина этой области) в зависимости от чисел М и Re, угла наклона стенки и степени расширения канала. Определены закономерности перемещения зоны отрыва потока, характеризующие устойчивость течения.

11. Показано, что для оценки длины участка передачи возмущений вверх по потоку, уровня восстановления давления в отрывных зонах при наличии горения можно использовать результаты "холодных" экспериментов.

Взаимодействие воздухозаборника и камеры сгорания двухрежимного прямоточного двигателя характеризуется такими же специфическими особенностями как и в канале однорежимного прямоточного двигателя при одинаковых параметрах набегающего потока.

Работа является экспериментальной и критериям достоверности служили повторяемость результатов, которая была весьма высокой, и сравнение с результатами экспериментальных исследований других авторов. В число экспериментов включались варианты каналов и режимы течений, по которым имеются достоверные результаты. Наконец достоверность и апробация результатов подкреплялась расчетами течении с использование программ [7, 65, 66].

Двухрежимный прямоточный двигатель, который был основным источником для выбора возможных leoMeipiin каналов н типов отрывных хеченин существует лишь в стендовых и летных моделях, поэтому:

Практическую ценность представляет выбор геометрии проточных частей моделей и режимов работы с использованием материалов настоящей работы в [SSJ; полученные выводы о возможности использования "холодных"' экспериментов для оценки отрывных течении с горением, об аналогии взаимодействия воздухозаборника и камеры сгорания в различных прямоточных двигателях. Практическую ценность имеют также результаты работы, которые могут быть использованы при выборе диффузоров аэродинамических труб и газодинамических лазеров.

Материалы работы обсуждались на всесоюзных чтениях по космонавтике (секция двигатели летательных аппаратов) в 1981, 83, 84, 85, 86, 87, 1993, 94, 95 годах, на международном аэрокосмическом конгрессе IAC - 94 (Москва). На семинаре по гиперзвуковым технологиям в Университете Джона Гопкинса (США) в 1996. На конференции AIAA- 1996 (Гиперзвуковые технологии) Норфолк, США. На семинаре по высокоскоростным ПВРД (Стокгольм, Швеция в 1996г.).

Последовательность изложения исследований следующая:

В начале работы, вслед за методикой эксперимента (глава 1) были рассмотрены течения в каналах различной геометрии с постоянной площадью поперечного сечения (глава 2). Анализируются материалы по условиям перехода от безотрывного течения к отрывному в каналах с удлиненным (щелевидным) поперечным сечением, по структуре этих течений и пульсационным характеристикам, условиям потребным для максимального восстановления давления, длинам каналов. Оценивается влияние на интегральные параметры течения торможения чисел М, Re, толщины пограничного слоя, неравномерности потока на входе в канал, условии создания противодавления в конце канала. Приводятся данные о границах использования концепции гидравлического диаметра при анализе отрывных течений в каналах. Рассмотрены возможное! л вдува вторичных струй с минимальными и максимальными потерями полного давления, воздействие струй на течение торможения сверхзвукового потока.

Следующий раздел работы (глава 3), посвящен отрывным течениям в каналах с местными сужениями и расширениями поперечного сечения. Сначала рассматриваются полностью сверхзвуковые течения и определяются потери импульса потока вызываемые препятствиями в виде выступов, пилонов, выемок. Затем, в этом разделе работы исследуются взаимодействие области перехода сверхзвукового потока с этими препятствиями, возможности ограничения передачи возмущений вверх по потоку, сокращения длины этой области. Так же как и в предыдущем разделе исследуются пульсашюнные чарактеристки течения.

Глава 4 посвящена торможению сверхзвукового потока в расширяющихся каналах. Эти каналы могут расширяться с малым углом наклона стенок, а также быть ступенчатыми. В последнем случае возникает отрывное течение за уступом, которое может взаимодействовав с отрывом, вызванным противодавлением. В разделе оцениваются потери связанные с наличием внезапного расширения, определяется величина донного давления в зависимости от формы канала и параметров потока. Оцениваются потери и в плавнорасширяющихся каналах с прямоугольной формой поперечного сечения. Далее следует анализ особенностей передачи возмущений вверх по потоку в каналах с различными формами поперечного сечения и зависимостями изменения площади но длине канала. Противодавление создавалось как с помощью различного вида механического и струйного дросселирования, так и при горении топлива в камере сгорания непосредственно за горлом воздухозаборника. Оцениваются возможности моделирования течения в каналах с помощью вдува струй. В этом разделе также рассматривается течение в дозвуковом диффузоре, установленном за сверхзвуковым диффузором.

Анализ особенностей торможения сверхзвуковых течений проведенный в разделах 2 и 4 позволяет предложить (глава 5) некоторые пути управления отрывными течениями, сокращения длины области, перехода от сверхзвукового течения к дозвуковому и повышения степени восстановления давления.

Работа заканчивается главой 6, в которой рассматриваются некоторые вторичные эффекты отрывных течений, возможности использования их с пользой. В частности рассматриваются течения, вызванные вдувом струй, которые позволяют облегчить запуск тел с протоком, уменьшить сопротивления тел и др.

Выводы

На основе фундаментальных экспериментальных исследований выяснены основные закономерности и особенности сверхзвуковых отрывных течений в каналах различной формы и определены, с ними связанные и необходимые для расчета характеристик двухрежимного прямоточного двигателя, потери полного давления и общие принципы формирования его проточной части на этапе предварительного проектирования. Исследования позволили впервые:

1. Установить комплекс характерных особенностей и параметров двух кардинально различных типов течений, возникающих при торможении сверхзвукового потока в каналах различной формы. Установить влияние на потери полного давления, длину области торможения сверхзвукового потока, размеры отрывных зон, уровень пульсаций давления формы поперечного сечения канала, чисел М и Re, возмущений давления, толщины пограничного слоя и его размещения по периметру канала. Определены области существования этих течений и граница между ними, позволяющие установить максимально допустимую величину относительной ширины проточной части прямоточного двигателя.

2. Предложить методы управления этими течениями, основанные на создании местных областей повышенного давления, способствующих "сжатию" отрывного течения, изменении геометрии канала по длине по определенному закону, исключающему возникновение протяженных отрывов пограничного слоя, уменьшении числа М за счет внесения в поток сопротивлений и вдува струй. Эти методы позволяют сократить потребную для торможения потока длину участка проточной части в два-три раза и увеличить восстановление давления.

3. Доказать возможность эффективного применения концепции гидравлического диаметра для приближенного определения длины области торможения сверхзвукового потока, восстановления давления в ней, длины передачи возмущений давления вверх по потоку от мест инжекции топлива в проточных частях различной формы, постоянного и переменного поперечного сечения. Установленные границы использования концепции определяются числами М и Re, шероховатостью поверхности канала и абсолютной величиной гидравлического диаметра, связанной с масштабным эффектом.

4. Показать, что в полученных соотношениях, определяющих длину передачи возмущений в проточной части с постоянной площадью поперечного сечения, главным фактором является число М в сечении инжекции топлива (создания противодавления); в расширяющихся каналах дополнительными факторами являются, степень расширения канала и угол наклона стенки. Для получения минимальных потерь полного давления расширяющийся канал должен заканчиваться участком постоянного сечения, а угол наклона стенки не превышать одного градуса. Полученные экспериментально величины длин передачи возмущений позволяют оценивать месторасположение инжекционных систем в проточной части двигателя.

5. Установить, что число Re в проточной части должно быть больше (0,6-1,0)х106. При меньших значениях Re существенно меняется характер течения торможения сверхзвукового потока, увеличивается потребная длина канала и падает восстановление давления, неприемлемым становится использование концепции гидравлического диаметра; в каналах с удлиненным поперечным сечением торможение потока до дозвуковой скорости без разрушения течения на входе в канал становится невозможным.

6. Установить параметры инжекционных систем, при которых создается максимальный отрыв потока , используемый для так называемого "розжига" камеры сгорания и течение близкое безотрывному, соответствующее вдуву струй газообразного топлива и моделированию потока. Определены условия, при которых, возникающие на струях скачки уплотнения могут быть использованы для уменьшения сопротивления тел в потоке и запуска тел с протоком, предназначаемых для стабилизации горения в камере сгорания.

7. Показать, что сила трения, приложенная к стенкам проточной части с псевдоскачком примерно равна силе трения при течении дозвукового потока с числом М за прямым скачком уплотнения. Определить силу трения в канале при течении неравномерного со скачками уплотнения сверхзвукового потока и при вдуве поперечных струй. Влияние шероховатости и сжимаемости на трение аналогично случаям течения жидкости в канале и газа на пластине.

8. Определить потери полного давления и величины сопротивления тел различной конфигурации (уступы, выемки, решетки пилонов), имитирующих элементы камеры сгорания при взаимодействии со сверхзвуковым потоком и пограничным слоем различной толщины и псевдоскачком. Силы, приложенные к телам, при сверхзвуковом течении сравнительно слабо изменяются при изменении их осевого положения. Эшелонирование

Z<6 пилонов в решетке может привести к многократному увеличению ее сопротивления и существенному изменению пульсационных характеристик течения. Спектральная плотность мощности пульсаций давления при этом возрастает в областях дискретных составляющих и больших частот.

9. Показать, что величина восстановления давления в дозвуковом диффузоре различной формы, установленном за узкой частью проточного тракта двигателя, в которой размещается псевдоскачок, примерно в два раза меньше величины рассчитанной по одномерным формулам вследствие влияния неравномерности потока на входе в диффузор.

10. Получить обобщающие зависимости величин донного давления, определяющих потери полного давления, в круглых, кольцевых и прямоугольных ступенчатых каналах, в открытых, полуоткрытых и закрытых каналах различной формы с плоскими стенками как перед так и за уступом, симметричных и несимметричных, от чисел М, Re, толщины пограничного слоя, неравномерности потока перед уступом, степени расширения канала, угла наклона стенки,, от расположения уступа по периметру канала, направления кривизны кромки уступа, величины относительной ширины канала и его гидравлического диаметра.

11. Показать, что систематические данные об интегральных параметрах отрывных течений, полученных в "холодных" экспериментах можно использовать для приближенного определения геометрии участка проточной части двигателя перед сечением подвода тепла и величины восстановления давления в нем, при условии использования концепции гидравлического диаметра.

1. ЧясенП. Отрывные течения. М., "Мир"', 1972.

2. Гогиш JI.B., Степанов Г.Ю. Турбулентные отрывные течения. Наука 1979г.

3. Neumann Е.Р., Lustvverk F. Supersonic diffusers for wind tunnels J. Of Appl.Mech.,v.l6 №2. 1949

4. Крокко Л. Одномерное рассмотрение газовой динамики установившихся течений. В сб. Основы газовой динамики, М. Изд.иностр.литература, 1963

5. Waltrup F.J.,BilIig F.S. The structure of shocks waves in cylindrical ducts, AJAA J. v. 11,1973.

6. Currun E.T. et.al. Fluid Phenomena in Scramjet Combustion Systems. Annu. Rev. Fluid. Mech 1996 28:230-60

7. Зимонт В.Jl., Острась В.Н. Расчет псевдоскачка в цилиндрическом канале Ученые записки ЦАГИ, т.5, №3, 1974.

8. Ikui Т., Matsuo К., Nagal М. The mechanism of pseudo-shook waves.Bull. of the JSME,1974.

9. Tamakt T. Et.al. Bull. JSME, v. 13, №55, 1970.

10. Гурылев В.Г. и Елисеев С.Н. К теории псевдоскачка в канале с параллельными стенками. Ученые записки ЦАГИт.111, №3, 1972.

11. Хасингер С.Х., Миллер Д.К. Экспериментальное исследование сверхзвуковою диффузора прямоугольного сечения. РТК, т. 13, №4, 1975.

12. Кузьмин В.А. Торможение сверхзвукового потока в прямоугольных каналах. В сб. Газодинамика двигателей летательных аппаратов вып. 1 Казань, 1978.

13. Кталхерман М.Г., Малахов В.М., Рубан Н.А. Псевдоскачок в прямоугольном канале постоянного сечения. В сб. Газодинамика течений в соплах и диффузорах. ИТПМ СОАН СССР. Новосибирск 1982.

14. Пензин В.П. Экспериментальное исследование поперечного вдува в сверхзвуковой поток в канале. Ученые Записки ЦАТ И т.1У, л^в, 1974.

15. Пензин В.И. Экспериментальное исследование отрыва сверхзвукового турбулентного пограничного слоя в цилиндрической трубе. Ученые Записки ЦАГИ т.У, ХЫ, 1974.

16. Пензин В.И. Отрывное течение в кольцевой выемке. Ученые Записки ЦАГИ т.VII, Xs6,1976.

17. Пензин В.И. Взаимодействие псевдоскачка с препятствием. Ученые Записки ЦАГИ т. XIV, №5,1983.

18. Пензин В.И. Влияние газодинамических и геометрических параметров течения в ступенчатой трубе на донное давление. Ученые Записки ЦАГИ t.XIV, №6,1983.

19. Пензин В.И. К оценке силы сопротивления канала с установленными в нем клиновидными телами, обтекаемыми сверхзвуковым потоком. Сб. статей "Идеи Ф.А.Цандера и развитие ракетно- космической науки и техники ". Издательство "Наука" 1983.

20. Пензин В.И. Некоторые особенности сверхзвуковых течений в ступенчатых каналах. Труды научных чтений по космонавтике, 1981.

21. Пензин В.И. Распространение сверхзвуковой струи в ступенчатой трубе. Труды научных чтений по космонавтике, 1983.

22. Пензин В.И. Псевдоскачок в ступенчатом канале. Труды научных чтений по космонавтике, 1984.

23. Пензин В.И. Торможение сверхзвукового потока в каналах с кольцевой и круговой формой поперечного сечения. Труды научных чтений по космонавтике, 1985.

24. Пензин В.И. Зависимость давления на уступе от формы поперечного сечения канала с внезапным расширением. Учены Записки ЦАГИ т. XYII1, №1, 1987.

25. Пензин В.И. Псевдоскачок и отрывное течение в прямоугольных каналах. Ученые Записки ЦАГИ, т. 19, №1, 1988.

26. Пензин В.И. Влияние формы поперечного сечения прямого канала на торможение сверхзвукового потока. Ученые Записки ЦАГИ, т. 19, №3, 1988.

27. Пензин В.И. Перестроение отрывного течения в псевдоскачок в прямоугольном канале. Межвузовский сборник . "Вопросы теории и расчета рабочих процессов тепловых двигателей. Уфимский авиационный институт, 1987.

28. Пензин В.И. Влияние на псевдоскачок начальной неравномерности потока. Межвузовский сборник УАИ. Уфа, 1987.

29. Пензин В.И. Об использовании концепции гидравлического диаметра при оценке параметров торможения сверхзвукового потока в прямоугольных каналах. Труды научных чтений по космонавтике, 1986.

30. Пензин В.И. Влияние различий в способе создания противодавления на отрыв сверхзвукового потока в канале постоянного поперечного сечения. Труды научных чтений по космонавтике, 1993.

31. Пензин В.И. Экспериментальное исследование торможения сверхзвукового потока в расширяющихся прямоугольных каналах. Препринт ЦАГИ №80, 1993.

32. Пензин В.И. Экспериментальное исследование силы сопротивления канала с установленной в нем решеткой пилонов. Труды научных чтений по космонавтике XYII, 1993.

33. Пензин В.И. Пульсации давлений за решеткой пилонов модели камеры сгорания ГПВРД. Труды научных чтений по космонавтике XYI1I, 1994.

34. Пензин В.И. Экспериментальное исследование элементов модели ГПВРД. Труды научно-технической конференции НИО-1 ЦАГИ, 1994.

35. Пензин В.И. Торможение сверхзвукового потока в расширяющихся каналах. Доклад на международной конференции "Фундаментальные исследования в аэронавтике" 1994.

36. Пензин В.И. Экспериментальное исследование дозвукового диффузора, последовательно соединенного со сверхзвуковым. Доклады XYIII чтений, посвященных пионерам освоения космоса. Москва 1994.

37. Пензин В.И. Трансформация потока в канале вызванная перегородками и клиньями. Труды Конгресса Аэронавтики, 1995.

38. Острась В.Н., Пензин В.И. Об изменениях характера отрывного течения, вызванного дросселированием сверхзвукового потока в канале. Ученые Записки ЦАГИ, т.VII, №3, 1976.

39. Острась В.Н., Пензин В.И. Экспериментальное исследование силы трения в канале при наличии псевдоскачка. Ученые Записки ЦАГИ, т.5, №2, 1974.

40. Острась В.Н., Пензин В.И.Экспериментальное исследование силы приложенной к внутренней поверхности цилиндрической трубы при течении в ней неравномерного сверхзвукового потока, создаваемого коническими соплами. Ученые записки ЦАГИ, т.111, №4, 1972.

41. Гурылев В.Г., Пензин В.И Переход сверхзвукового течения в дозвуковое в трубе с коротким конфузорным и цилиндрическим начальным участком. VII Чтения Ф.А.Цандера, 1981.

42. Waltrup P., Cameron J. Wall Shear and Boundary Layer Measurements in Shock Separated Flow, A1AA J., Vol.12, No.6, 1974.

43. McLafferty G.H. et al. Investigation on Turbojet Inlet Design Parameters. UAC R-0790-13, 1955.

44. Om, D. And Childs M.E. Experimental investigation on Multiple, Shock Wavc/Turh::',•:. Boundary Layer Investigation in a Circular Duct. AIAA J. v.,23, No. 10, 1985.

45. Arai T. et al. Compressible Turbulent Boundary Layer/ Multiple Shock Wave Interaction in a Duct. AIAA 96-4535.

46. Репик Е.У. Взаимодействие турбулентного пограничного слоя. Труды ЦАГИ №972, 1975.

47. Schlichting Н., Grenzschicht-Theorie. Karl Sruhe, 1951.

48. Emmons H.W. (Editor). Fundamentals of Gas Dynamics, v. Ill, Prinston University Press, 1958.

49. Lin C.C. (Editor). Fundamentals of Gas Dynamics, v. V, Prinston University Press, 1959

50. Merkli P.E. Pressure recovery in rectangular constant area supersonic diffusers. AIAA J., v. 14, pp. 168-172, 1976.

51. Waltrupp J., Billing F.S. Prediction of Precombustion Wall Pressure Distribution in Scramjet Engines, Journal of Spacecraft and Rockets. Vol. 10, No. 9, 1973.

52. Bogdonoff, Kepler, Turbulent Boundary Layer Separation in Superconic Flow, AIAA J., Vol.22, No.6, 1955.

53. Zukoski E.E., Turbulent Boundary Layer Separation in Front of A Forward Facing Step, AIAA J., No. 10, 1967.

54. Driftmyer Thick, Two-Dimensional, Turbulent Boundary Layers Separated by Steps and Slot Jets. AIAA Jornal v. 12, Nol, 1974.

55. Gzarnecki K.R. and Mary W. Jeckson. Turbulent Boundary Layer Separation due to Forward-Facing Step. AIAA Paper No 74-581.

56. Павленко A.M. Исследование течений с отрывом потока от поверхности в задачах внутренней аэродинамики. Труды ЦАГИ вып. 1592, 1974.

57. Чернов В.А., Киселев Е.А. Сб. Кинетика и аэродинамика процессов горения топлива. М., Наука, 1969.

58. Гурылев В.Г., Трифонов А.К. Переход сверхзвукового течения в дозвуковое в трубе с раширяющимся начальным участком. Ученые Записки ЦАГИ т.6, №4, 1980.

59. Korkegi, Comparison of shock-Induced Two-and Three Dimensional Incipient Turbulent Separation, AIAA J., Vol.13, No.4, 1975.

60. Зубков А.И., Соркин Jl.И. Влияние вязкости на течение в области прямого скачка уплотнения. Известия АН СССР, ОТН, №1, 1961.

61. Krause S„ Experimental Investigation of Supersonic Diffusers with High Aspect Ratio and Low Re iVumbers, AIAA 79-1491R

62. Идельчик И.Е. Справочник по Гидравлическим Сопротивлениям. Москва. Машиностроение. 1975.

63. Charwat A.F., Roos J.N., Dewey F.C., Hits J.A. An Investigation of Separated Flows Part 1: The Pressure Field, J ASS, Vol.28, No.6, 1961.64. NASA CR 132654, 1975.

64. Благосклонов В.И., Хомутов В.А. Внезапное расширение сверхзвукового потока в цилиндрической трубе. Ученые записки ЦАГИ т.6, № 3, 1975.

65. Благосклонов В.И., Иванов М.Я. Алгоритм и программа для 2D течения идеальной жидкости. Труды ЦАГИ №1660, 1975.

66. Гродзовский Г.Л. О теории газового эжектора высокой степени сжатия с цилиндрической камерой смешения. Известия АН СССР, МЖГ, №3, 1968.

67. Лейтес Е.А., Нестеров Ю.Н., Хомутов В,А. Рассмотрение сверхзвукового потока в трубе с внезапным расширением. Труды ЦАГИ, №1672, 1975.

68. Korst Н.Н., A Theory for Base Pressure in Transonic and Supersonic Flow, New York, Paper No. 56-ARM-30, 1956.

69. Fabri J., Siestrunk R. Rev. Generale Des Sciences Appliguees., 2, 1955.

70. Ваграменко Ю.К., Пучков А.Ф. Об определении донного давления при истечении сверхзвукового потока в трубе. Известия АН СССР, МЖГ, №6, 1973.

71. Лаврухин Г.Н., Ягудин С.В. Исследование течения в эжекторных соплах. Труды ЦАГИ, №1995, 1979.

72. Глотов Г.Ф., Мороз Е.К. Исследование осесимметричных потоков с внезапным расширением. Труды ЦАГИ, №1672, 1975.

73. Sirieix М., Delery J., Mirande J. Recherches Experimentales Fondementals sur les Economlements Separes et Applications, ONERA, N.T. 520, 1967.

74. Иванюшкин А.К., Короткое Ю.В. Моделирование и эффекты ударно-вязкого взаимодействия в сверхзвуковых воздухозаборниках. Школа семинар ЦАГИ. Механика газа и жидкости. 1992.

75. Глотов Г.Ф. Особенности возникновения развития рецеркуляционных потоков в сдвиговых потоках. Прикладная механика и физика, РАН., Сиб.отд. Новосибирск, 1995.

76. Weinbaum S„ Rapid Expansion of Supersonic Boundary Layer and its Application to the Near Wake. A1AA J. No.2. 1970.

77. Zukosky E E., Spade F.W. Secondary Injection of Gases into Supersonic Flow, AlAA J., V.2, No.10, 1964.

78. Zukosky E.E., Spade F.W. A Study of the Interaction of Gaseous Jets from Transverse Slots with Supersonic External Flows, AIAA J. Vol., No.2, 1966.

79. Schetz J.A., Billig F.S. Penetration of Gseous Jet Injection into Supersonic Stream, J. Spacecraft Vol.3, No. 11, 1966.

80. Orth R., Funk J. A. An Experimental and Comparative Study of Jet Penetration in Supersonic Flow, J. Spacecraft Vol.4, 1967.

81. Wu Chan-Min, Kinia Aoiama. Transverse Injection into Supersonic Flou in Duct, JASS No. 11, 1968.

82. Cohen L.S., Measurements of the Penetration and Mixing of Gases Injected into Subsonic and Supersonic Air Streams, AIAA Paper 70-714

83. Schetz J.A., Interaction Shock for Transverse Injection in Supersonic Flow, Spacecraft and Rockets. No.2, 1970.

84. Глотов Г.Ф. Экспериментальное исследование донного давления на торце газогенератора РПДТ. Технические отчеты ЦАГИ, 1962.

85. Billig F.S. et.al. Inlet-Combustor Interface Problems in Scramjet 'Engines. The Johns Hopkins University. APL, 1985.

86. Voloshchenko O.V. et al Supersonic Combustion and Gasdynamics of Scramjet. ICAS-92-3.4.1.

87. Walther R. et.al. Progress in the Joint German-Russian Scramjet Technology Programme. AIAA and ISABE, 1995.

88. Волощенко O.B., Пензин В.И. Экспериментальное исследование предельного тепломассоподвода в модели плоского Г11ВРД. Отчет ЦАГИ инв. №9314, 1969.

89. Щетинков Е.С. и др. Исследование эффективности применения возду шно -реактивного двигателя на одноступенчатом многоразовом воздушно космическом летательном аппарате. Отчет НИИ - 1 инв. № 0380, 1966.

90. Рис. 1.1.1 Схемы каналов, использованных для изучения торможения Рис. 1.1.2 Схемы каналов, использованных для изучения торможения сверхзвукового потока в условиях свободного обдува сверхзвукового потока в условиях присоединенного воздухопровода

91. Рис. 1.1.3 Диаграмма, поясняющая подход к выбору длины канала

92. Рис. 1.1.4. Иллюстрация распределения давления в псевдоскачке при различной длине и геометрии канала. 2,3 и 5 кривые, соответствующие типам течения, приведенным на рис. 1.1.3

93. Рис. 1.2.1 Распределение статического давления вдоль стенки круглой трубы диаметром 81.4 мм при течении в ней сверхзвукового потока с различными числами Махау/г

94. Рис. 1.2.2 Поля полного давления в различных сечениях трубы

95. Рис. 1.2.3 Поля полного давления в различных сечениях трубы при Ма=2.6, 3.2,3.8

96. Рис. 1.2.4 Распределение среднего числа Mav и Мс в ядре потока вдоль трубы

97. Рис. 1.2.5 Поля чисел М на срезе сопел с Ма=5 и 5.5----расчет по статистике и давлению в ресивере расчет по гребенке полного давления н давленая в ресивере

98. Рис. 1.2.6 Поле скоростей в пограничном слое трубы

99. Рис. 1.2.7 Поля пульсаций давления в трубе

100. Рис. 1.2.8 Параметры потока в трубе

101. Рис. 1.2.9 Распределение статического давления вдоль конического переходника

102. Рис. 1.2.10 Поле чисел М в конце конического переходника

103. Рис. 1.2.11 Сравнение распределений давления в круглой трубе при течении в ней сверхзвукового потока, создаваемого профилированным и коническим соплами.1. Ма = 3.2С1. OBS1 w ш- 23,71. V