Экспериментальное исследование управления отрывными течениями с помощью электрических разрядов тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

Будовский Алексей Дмитриевич

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ УПРАВЛЕНИЯ ОТРЫВНЫМИ ТЕЧЕНИЯМИ С ПОМОЩЬЮ ЭЛЕКТРИЧЕСКИХ РАЗРЯДОВ

01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук

• 1 з ОЯТ 2011

Новосибирск - 2011

4856914

Работа выполнена в Институте теоретической и прикладной механики им. С. А. Христпановича Сибирского отделения Российской академии наук (г. Новосибирск)

Научный руководитель:

кандидат физико-математических наук Сидоренко Андрей Анатольевич

Официальные оппоненты:

доктор физико-математических наук Бойко Андрей Владиславович

доктор технических наук, профессор Ярыгин Вячеслав Николаевич

Ведущая организация:

Объединенный институт высоких температур РАН (ОИВТ РАН)

Защита состоится «21 » октября 2011 г. в 14 часов па заседании диссертационного совета Д003.035.02 в Институте теоретической н прикладной механики им. С. А. Христпановича СО РАН по адресу: 630090, г. Новосибирск, ул. Институтская, 4/1.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Института теоретической и прикладной механики им. С. А. Христиановича СО РАН.

Ваш отзыв на автореферат в двух экземплярах, заверенный печатью учреждения, просим высылать по адресу: Ученому секретарю диссертационного совета Д003.035.02, ИТПМ им. С. А. Христиановича СО РАН, 630090, Новосибирск, ул. Институтская, 4/1.

Автореферат разослан «20» сентября 2011 г.

Ученый секретарь Диссертационного совета,

д.т.н.

И.М. Засыпкин

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Отрыву потока от поверхностей, возникающему при движении тела в жидкости или газе, уделялось особое внимание на протяжении всей истории развития аэрогидродинамики. В большинстве случаев отрыв - явление нежелательное, приводящее к вредным последствиям (увеличение сопротивления движению тела, ухудшение его аэродинамических характеристик, возникновение нестационарных нагрузок и т.п.). Отрывные течения изучаются на протяжении многих лет с целью совершенствования методов их прогнозирования и разработки способов целенаправленного воздействия на них, то есть управления отрывом потока.

На сегодняшний день известно множество устройств пассивного (вихреге-нераторы и т.п.) и активного (вдув/отсос газа, синтетические струи и т.п.) управления отрывными течениями, многие из которых доказали свою эффективность и с успехом применяются на реальных летательных аппаратах (ЛА). Устройства активного управления потоком, основанные на применении механических или струйных систем, зачастую достаточно сложны в изготовлении, добавляют дополнительный вес к конструкции ЛА, требуют существенных дополнительных объемов и могут становиться источниками шума и вибраций.

В настоящее время среди существующих методов активного управления потоком выделяется применение электрического разряда, в том числе низкотемпературной (слабоионизованной) поверхностной плазмы (диэлектрический барьерный разряд). Конструкция разрядников позволяет производить их поверхностный монтаж, не искажая формы обтекаемого тела, и осуществлять воздействие (ионным ветром и т.д.) внутри пограничного слоя, что позволяет управлять основным течением при небольшой мощности воздействия. К основным преимуществам данного подхода можно отнести: простую конструкцию устройства управления и прямое преобразование энергии в кинетическую энергию газа без использования сложных механических систем. Кроме того, время образования разряда много меньше всех характерных временных масштабов газодинамического течения, что позволяет осуществлять воздействие в широком диапазоне частот.

В работе исследуется возможность применения различных типов электрических разрядов для управления тремя классическими видами отрывных течений:

• отрыв на конических телах под углом атаки;

• отрыв потока на прямоугольном крыле;

• отрывное течение на стреловидном крыле.

Перечисленные случаи отрывных течений реализуются при обтекании реальных ЛА и существенно влияют на изменение их аэродинамических характеристик.

V

Целью диссертационной работы является экспериментальное исследование возможности применения электрических разрядов для управления отрывом потока газа на примере классических отрывных течений на конусе, прямоугольном и скользящем крыле при дозвуковых скоростях потока.

Задачи диссертационной работы:

1. проектирование, изготовление и оснащение измерительным оборудованием экспериментальных моделей и разработка методов проведения измерений;

2. проведение модельных физических экспериментов в аэродинамической трубе для исследования эволюции течения около моделей без внешнего воздействия и при воздействии на него электрических разрядов;

3. численное моделирование задачи управления отрывом потока путем локального подвода энергии;

4. исследование механизмов воздействия электрических разрядов на отрывное течение.

Научная новизна

1. Результаты модельных физических экспериментов и численного моделирования задачи по управлению вихревым отрывным течением на конусе под углом атаки в дозвуковом потоке путем локального воздействия электрическим разрядом (подвода энергии) вблизи носика обтекаемого тела получены впервые.

2. Показано, что локальное воздействие вблизи носика приводит к перестройке вихревой конфигурации по всей длине конуса, при этом величина и направление аэродинамической силы изменяются пропорционально величине воздействия.

3. Результаты, демонстрирующие возможность подавления отрыва на крыловых профилях, в том числе на стреловидном крыле, с помощью ДБР получены при достаточно высоких числах Рейнольдса (Й.е = (0,3 ^ 1,3)х 106).

4. Исследованы различные механизмы воздействия ДБР на отрывное течение, в том числе акустический. Показано, что акустический механизм подавления отрыва существует, но является весьма слабым и может рассматриваться как дополнительный.

5. Показано, что отрывное течение на крыле избирательно к частоте возбуждения разряда. Выделены диапазоны эффективных частот, При которых наблюдается максимальное подавление области отрывного течения.

6. Экспериментально обнаружен режим обтекания крыла, при котором низкочастотное возбуждение отрывного течения с помощью ДБР приводит к большим значениям подъемной силы крыла по сравнению со случаем безотрывного течения, присоединенного непрерывно работающим разрядом.

Научная и практическая ценность работы

1. Выполнено комплексное экспериментальное исследование применения электрических разрядов для управления отрывными течениями газа, кото-

рые реализуются при обтекании осесимметричных тел и крыловых профилей под углом атаки при дозвуковых скоростях потока.

2. Получены результаты, расширяющие представления о механизмах воздействия электрических разрядов на отрывные течения и о возможностях исследуемого метода управления.

3. Результаты демонстрируют возможность осуществления управления при значениях чисел Рейнольдса, близких к натурным, что, наряду с возросшим в последние годы интересом к развитию малоразмерных беспилотных летательных аппаратов, может способствовать их практическому применению.

Достоверность полученных результатов обеспечивается применением широко апробированных экспериментальных методов исследования. Результаты количественных измерений дополнены поверхностной и пространственной визуализацией течения Экспериментальные данные подтверждаются результатами численного моделирования. Полученные результаты согласуются с выводами, полученными другими авторами.

На защиту выносятся следующие научные положения диссертации:

- результаты экспериментального и численного исследования управления вихревым отрывным течением на конусе под углом атаки с помощью электрического разряда в дозвуковом потоке;

- результаты экспериментального исследования управления отрывным течением на модели прямоугольного крыла с помощью диэлектрического барьерного разряда;

- результаты экспериментального исследования управления отрывным течением на модели скользящего крыла с помощью диэлектрического барьерного разряда.

Апробация работы

Основные результаты работы докладывались на международной конференции по методам аэрофизических исследований ICMAR (Новосибирск 2007, 2008 гг.), на конференциях AIAA (2005, 2007, 2008, 2009 гг.), на всероссийской школе-конференции молодых ученых "Проблемы механики теория, эксперимент и новые технологии" (Новосибирск 2007, 2009 гг.), на молодежной конференции "Устойчивость и турбулентность течений гомогенных и гетерогенных жидкостей" (Новосибирск 2005, 2008 гг.), на школе-семинаре СибНИА "Аэродинамика и динамика полета летательных аппаратов" (Новосибирск 2007, 2008 гг.), на всероссийской научной конференции студентов-физиков ВНКСФ (Ростов-на-Дону, Таганрог, 2007 г.), на семинарах ИТПМ СО РАН по аэрогазодинамике и на научной сессии НГТУ.

Личный вклад автора

Автор участвовал в постановке задач экспериментальных исследований, планировании и проведении экспериментов. Им созданы алгоритмы и программы обработки данных, выполнена обработка результатов экспериментов. Выполнено численное моделирование обтекания экспериментальных моделей и

проведено сравнение экспериментальных данных с результатами расчетов. Представление изложенных в диссертации и выносимых на защиту результатов, полученных в совместных исследованиях, согласовано с соавторами.

Публикации

Результаты исследований автора опубликованы в 12 научных работах, в том числе в российских журналах (Письма в Журнал технической физики, 2010; Прикладная механика и техническая физика, 2010 г.). Результаты вошли в отчетный доклад председателя СО РАН о деятельности Сибирского отделения Российской академии наук в 2003 году.

Структура и объем диссертации

Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения и списка литературы. Объем диссертации составляет 142 страницы, включая 120 иллюстраций и 123 наименования цитируемой литературы.

Содержание работы

Во введении обоснована актуальность исследований, сформулированы цели работы, отмечена научная новизна и практическая значимость работы, приведены основные положения, выносимые на защиту, кратко описана структура диссертации.

В главе 1 Проведен обзор исследований по использованию электрических разрядов для управления отрывными течениями газа и рассмотрены подходы и результаты выполненных ранее теоретических и экспериментальных исследований по теме диссертационной работы.

Выполненный в диссертации анализ работ по рассматриваемой проблеме, представленных на крупнейших международных конференциях и опубликованных в ведущих российских и зарубежных журналах, определяет вектор направления необходимых исследований. Несмотря на обширный объем исследований в данной области, существует ограниченное понимание основных физических процессов, происходящих при отрыве потока на телах вращения. В частности, плохо изучен механизм перехода вихревого отрывного течения от режима симметричных вихрей к режиму несимметричного обтекания. Применение электрического разряда как метода управления вихревой конфигурацией является экспериментально неисследованным. При исследовании применения диэлектрического барьерного разряда (ДБР) на пластине основные эффекты были достигнуты за счет модификации пограничного слоя с помощью ионного ветра. Выделить же основные причины модификации обтекания крылового профиля является более сложной задачей. Представляется вероятным, что использование ДБР для непосредственного разгона потока по направлению течения не является перспективным методом управления из-за ограниченного диапазона скоростей и небольшой энергетической эффективности. Способы воздействия, при которых разрядники будут использоваться для временной турбу-

I лизации течения, введения периодических возмущений, создания вихревых структур и т.п. являются более перспективными. Изложенные положения требуют постановки новых модельных физических и численных экспериментов.

В главе 2 описаны экспериментальное оборудование и методы диагности-' ки течения. В экспериментах использовалось три типа электрического разряда: дуговой разряд, искровой разряд, диэлектрический барьерный разряд (ДБР). Для зажигания дугового разряда использовался источник выпрямленного напряжения сетевой частоты. Для генерации искрового разряда использовался генератор построенный на тиратроне с рабочей частотой до 1 кГц. Для питания ДБР применялись периодические высоковольтные генераторы, а также генераторы импульсов микросекундной и наносекундной длительности. Разрядник ДБР представляет собой две полоски алюминиевой фольги, разделенные диэлектриком и расположенные относительно друг друга со смещением.

Все эксперименты были проведены в малотурбулентной дозвуковой аэродинамической трубе Т-324 Института теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН в диапазоне скоростей набегающего потока 5 50 м/с. Для получения информации об особенностях поверхностного течения в экспериментах применялись классические способы поверхностной визуализации. Также проводилась дымовая визуализация течения методом лазерного ножа. Основной объем количественных данных о характере обтекания моделей был получен путем измерения поверхностного давления. Для получения полей скорости, спектров пульсаций скорости и параметров пограничного слоя проводились измерения с помощью термоанемометра.

В главе 3 приведены результаты исследования возможности примене-1 ния электрических разрядов для управления вихревым течением на , конусе под углом атаки, а также представлены результаты численного моделирования.

В разделе 3.1 дается описание экспериментальной модели. Экспери-1 ментальная модель представляет со-1 бой круговой конус длиной Ь = 1 м с

половинным углом раствора 9 = 5°. Конус имеет составную конструкцию, включающую разрядную секцию (рис. 1). Электроды вмонтированы заподлицо с поверхностью и расположены диаметрально противоположно в области носи-| ка.

В разделе 3.2 приводятся результаты исследования структуры невозмущенного течения. Пункт 3.2.1 посвящен исследованию режимов течения и оп-| ределению положения линий отрыва потока. Исследование выполнено как для естественных условий ламинарного отрыва, так и для случая искусственной турбулизации течения. Турбулизация пограничного слоя осуществлялась путем

дренажные отверстия секция для установки сменный носик

Рис. 1. Эскиз экспериментальной модели

установки линейных турбулизаторов вдоль образующих конуса. В обоих случаях линия отрыва является практически прямой и находится в положении <р = ±85 90° для ламинарного и ср = ± 95 105°для турбулентного отрыва.

Результаты дымовой визуализации течения методом лазерного ножа показали, что с увеличением параметра а/9 течение поэтапно переходит от безотрывного (а/9 < 1) к режиму симметричных вихрей (1< а/9 <3) и далее, при достижении критического значения а/9 > 3, происходит нарушение симметрии вихревой картины. При этом асимметрия течения может спонтанно менять свое направление при дальнейшем увеличении а/9 (рис. 2).

а/9 = 3 а/6 = 4 а/0 = 6

Рис. 2. Эволюция вихревого течения с изменением угла атаки (поток на встречу, Ц» = 10 м/с)

Пункт 3.2.2 посвящен исследованию влияния формы носика на формирование и развитие вихревого течения. Результаты дымовой визуализации показали, что наиболее неустойчивой с точки зрения возникновения асимметрии вихревого течения является острая коническая конфигурация. Поэтому акцент в экспериментах с разрядом был сделан на исследовании течения на модели с острым носиком, что обуславливается широким диапазоном углов атаки существования несимметричного вихревого течения, где высока вероятность осуществления управления этим явлением.

В пункте 3.2.3 приведены результаты исследований, направленных на поиск оптимального расположения зоны подвода энергии по длине конуса. Воз- 1 действие разряда моделировалось с помощью вихрегенераторов. Их геометрические параметры (высота, длина) и положение относительно вершины конуса варьировались в эксперименте. Было показано, что с помощью таких устройств незначительных размеров, расположенных вблизи носика конуса, возможно получение симметричной вихревой конфигурации.

Результаты применения электрических разрядов для управления вихревым г течением изложены в разделе 3.3. Эксперименты с использованием дугового разряда (пункт 3.3.1) показали, что для остроконечной конфигурации мощность разряда (или его протяженность) была недостаточна для управления вихревой структурой. Использование сферического носика позволило сократить расстояние между вершиной конуса и зоной энергоподвода и осуществить управление. В такой конфигурации были получены первые данные о возможности пропорционального управления вихревой картиной, а, следовательно, направлением и

величиной боковой силы (рис. 3). Последовательное увеличение мощности разряда справа приводит к постепенному отходу вихря от поверхности с этой стороны, что сопровождается пропорциональным перераспределением давления.

Результаты применения искрового электрического разряда изложены в пункте 3.3.2 и представлены на рис. 4 и 5. Раздел 3.4 посвящен численному моделированию задачи по управлению вихревым течением на конусе путем локального подвода энергии. Здесь изложены полученные в расчетах данные и проведено сравнение с результатами, полученными в экспериментах с искровым разрядом. Моделирование выполнялось с помощью коммерческого

CFD пакета FLUENT 6.3.26. Использовался решатель стационарных уравнений Навье-Стокса осредненных по Рейнольдсу (метод RANS). Электрический разряд моделировался объемным энергоисточником. Длина зон подвода энергии и их положение соответствуют длине и расположению разрядных линеек искрового разряда в эксперименте. Значение мощности источников соответствует экспериментальным значениям электрической мощности разряда (11,2 Вт; 25,2 Вт; 44,8 Вт).

Расчеты производились в последовательности проведения экспериментов с разрядом в аэродинамической трубе. Сравнение результатов расчета с результатами, полученными в физическом эксперименте, продемонстрировали хорошее качественное соответствие. Постепенное увеличение мощности источника справа приводит к пропорциональному оттеснению вихря от поверхности конуса с этой стороны и приближению к поверхности вихря с противоположной стороны. При поддержании максимальной мощности источника справа и постепенном увеличении мощности источника слева вихревая конфигурация переходит в изначальное симметричное состояние, которое достигается при равнозначном уровне мощности источников с двух сторон. Переход к несимметрии противоположного направления достигается путем постепенного снижения мощности источника справа и поддержании максимальной мощности источника слева. Для количественного сравнения результатов были рассчитаны распределения поверхностного давления в сечении, соответствующем положению дренажных точек в эксперименте (рис. 4). По индуцированным пикам разрежения на поверхности можно проследить положение вихрей, полученное в эксперименте и расчете.

<р, град. 180

Рис. 3. Изменение распределения коэффициента давления Су> при варьировании мощности разряда (а= 30°, С/« = 15 м/с) 1 - без разряда, 2 - Г/, 3 - 4 - 5-1Г4 (УГ, <W2<W3<JV4 = 256 Вт)

Рис. 4. Распределение поверхностного давления при различных вариантах воздействия, (а = 22,5", и„ = 10 м/с)

1 - ¡V, = 44,8 Вт, ]У2 = 11,2 ВТ (эксперимент); 2- IV, = 500 МВт/м3 (расчет);

3 - И7; = 11,2 Вт, = 44,8 ВТ (эксперимент);

4 - Г2 = 500 МВт/м3 (расчет);

5 _ цг, = V?! = 0 МВт/м3 (расчет);

6 - й7; = Жг = 0[Вт (эксперимент);

Сравнение расчетных и экспериментальных данных показывает хорошее совпадение картин распределения давления при миграции вихрей, вызванных зажиганием разряда. Отличия в положениях пиков |СР|, а, следовательно, и ядер вихрей вызваны незначительными расхождениями в предсказании положения линии отрыва в расчете по сравнению с экспериментом. Использование турбу-лизатора в эксперименте сказывается на состоянии предотрывного пограничного слоя и приводит к смещению линии отрыва отличающемуся от расчетного значения. Сравнительный анализ изменения Сг, полученного путем интегрирования кривых Ср, демонстрирует хорошее количественное соответствие (рис. 5). Тем не менее, на начальном участке кривой С2 наблюдается расхождение экспериментальных и расчетных данных. Это обусловлено тем, что в эксперименте разряд при низком уровне мощности приводит сначала к усилению асимметрии вихревого течения. Этот эффект вызван турбулизацией предотрывного пограничного слоя разрядом, что приводит к усилению начальной асимметрии. Дальнейшее увеличение мощности приводит к превалированию теплового механизма воздействия.

Сг 0.2

Рис. 5. Изменение боковой нагрузки при различных вариантах воздействия

1 - расчет;

2 - экспериментам;

3 - эксперимент№2;

3-1-0^ = 44,8 Вт 3-2-^ = 22,5 Вт 3-3 -1^2= 11,2 Вт 3-4- - 2,8 Вт; 3-5 -^2 = 0 Вт;

Расчетные данные об окружном распределении коэффициента трения показывают, что при изменении мощности теплового источника происходит пропорциональное смещение линии первичного отрыва вверх по потоку со стороны активного источника и смещение этой линии ниже по течению на противоположной стороне.

Данные о положении вихревой линии, построенной на основании координат центров ядер вихрей в нескольких сечениях по длине конуса для разной мощности источников, показывают, что локальное воздействие вблизи носика приводит к соответствующей перестройке вихревого течения по всей длине обтекаемого тела.

Перекрестный анализ результатов расчета и физического эксперимента подтверждает механизм воздействия разряда на вихревое течение, связанный с оттеснением линий тока за счет тепловыделения в плазменном канале разряда.

В главе 4 изложены результаты экспериментов по управлению отрывным течением на модели прямоугольного крыла с помощью ДБР. Экспериментальная модель представляет собой крыло прямоугольной формы с размахом I— 1м и хордой Ь = 0,5 м (раздел 4.1). В среднем сечении крыла выполнен дренаж для измерения поверхностного давления (рис. 6).

Раздел 4.2 посвящен описанию и обсуждению полученных экспериментальных результатов. Результаты поверхностной визуализации (пункт 4.2.1) показали, что даже при малых значениях а во всем диапазоне реализуемых в экспериментах скоростей набегающего потока вблизи передней кромки профиля формируется ламинарный отрывной пузырь. По мере увеличения а, отрывной пузырь смещается вверх по потоку, и в определенный момент времени начинает развиваться отрыв потока с задней кромки, формируя, тем самым, обширную зону турбулентного отрыва, в конечном счете, переходящую в глобальный срыв потока с передней кромки.

Результаты измерений с помощью термоанемометра (пункт 4.2.2) в следе за моделью показали, что в спектрах пульсаций скорости выделяется частота /= 1 кГц, соответствующая вихрям, образующимся в следе при безотрывном обтекании профиля. В случае отрывного течения можно выделить два частотных диапазона пульсаций присутствующих в следе. Прежде всего, это низкочастотные пульсации отрывного течения и слоя сдвига (/<0,1 кГц) и пульсации в диапазоне/= 0,3 ^ 1,5 кГц, связанные с вихрями, сходящими с задней кромки модели.

Результаты экспериментов с разрядом представлены в пункте 4.2.3. Разрядники размещались на поверхности модели параллельно передней кромке вдоль размаха на различном расстоянии от нее.

О 20 40 60 80 10«

х/Ь, %

Рис. 6. Профиль крыла С-16 (точками показаны дренажные отверстия)

-С,

6

5

О О О 1 -Ср

(? а а 2 6 Ь

v к/ v з

• • *4 5,s,

О О 05 -

О О О 1

О О 2 V V V 3

8 5? 5? ?

f

U iWoe 9 g f I 0 0

. _ а* >vt v £iv v v

0 20 40 60 80 100

x/b, % a= 10°, t/„„=12,4 м/с

о

20 40 60 80 100

x/b, [%]

a=17°, K»= 11,2 м/с

Рис, 7. Изменение распределения давления с увеличением угла атаки при воздействии ДБР 1 - до включения разряда; 2 - разряд включен,/= 2 кГц; 3 - после выключения разряда; 4 - расчет, турбулентное течение; 5 - расчет, ламинарно-турбулентный переход на 12 %;

Следует отметить, что эксперименты проведены при наличии гистерезиса отрыва. Наличие гистерезиса означает возможность существования как отрывного, так и безотрывного течения в зависимости от предыстории установления скорости в трубе и угла атаки, что особенно ярко проявляется при малой скорости набегающего потока. Результаты экспериментов при расположении разрядника перед линией отрыва показывают, что при малых углах атаки (а < 15°) наблюдается необратимое присоединение течения. При а> 15° изначальный отрыв потока устраняется при включении разряда и снова возникает при его отключении (рис, 7). Было замечено, что кривые Ср, соответствующие включенному разряду, лежат несколько ниже, чем кривые, соответствующие моменту, когда разряд отключен после присоединения потока. Эти экспериментальные данные согласуются с результатами, полученными путем численного моделирования обтекания профиля С-16 с использованием пакета FLUENT. Получено, что при включенном разряде кривые Ср близки к расчетным кривым турбулентного пограничного слоя, начинающегося с передней кромки, а при выключенном соответствуют расчетному случаю, когда моделировалось наличие ламинарного отрывного пузыря, а точка ламинарно-турбулентного перехода задавалась над ним.

Кривая Су(а), рассчитанная путем интегрирования кривых Ср, показывает, что применение ДБР, расположенного перед линией отрыва потока, позволяет значительно расширить диапазон углов атаки безотрывного обтекания крыла и увеличить максимальное значение подъемной силы (рис. 8).

При том же расположении разрядника были проведены эксперименты, направленные на исследование влияния частоты возбуждения разряда на отрывное течение.

Эксперименты были проведены при более высоких значениях 1/т поэтому отрывное течение в диапазоне а >18° не имеет характера глобального отрыва, а на кривых распределения давления наблюдается небольшой пик разрежения, указывающий на существование области присоединенного течения вблизи передней кромки. Применение разряда на этих режимах позволило значительно расширить эту область и увеличить максимальное значение пика разрежения. Разряд в данном случае возбуждался в двух режимах: непрерывно с частотой / (режим 1) и пакетами импульсов с частотой Р (режим 2). Отличие двух режимов состоит в том, что в первом случае мощность разряда увеличивается с частотой, а во втором сохраняет постоянное

значение. Эксперименты показали существование двух эффективных, с точки зрения максимального размера области присоединенного течения, диапазонов частот возбуждения разряда 100 ^ 200 Гц (8Ь = 2,6^-5,2) и 1^2 кГц (81т = 26^52) (рис. 9, а). Вместе с тем с увеличением угла атаки механизм воздействия разряда на отрывное течение связанный с низкими частотами пропадает, и присоединение потока наблюдается лишь при/= 1 кГц (8Ь = 30) (рис. 9, б).

а, град.

Рис. 8. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки 1 - до включения ДБР; 2 - ДБР включен; 3 - после выключения ДБР; 4 - расчет

•2

О 20 40 60 80 100

Х/Ь,% х/ь%

а) а = 18°, Ц» = 19,17 м/с б) а = 23°, иа = 16,8 м/с

Рис. 9. Влияние частоты и режима возбуждения разряда на распределение давления 1 - без разряда; режим 1\/= 0,1 (2), 0,2 (3), 0,5 (4), 1 (5), 2 (6), 5 (7) кГц; режим 2:Р = 0,1 (8) кГц, п = 10 импульсов;

Эксперименты, направленные на исследование акустического воздействия разряда были проведены при расположении разрядника в отрывной области. Конструкция разрядника обеспечивает преимущественное направление распространения фронта акустических волн в направлении передней кромки. Сколько-нибудь заметное влияние акустического излучения разряда было получено лишь при а < 9°. При этом была замечена избирательность отрывного течения к частоте возбуждения разряда/ которая варьировалась в эксперименте. Получено, что присоединение течения достигается в диапазоне /= 0,9 ^ 2 кГц (БЬ = 35-78) (рис. 10).

В главе 5

описано исследование ДБР для управления от-на модели

у / ь, %

—

з- -,- --т- -,- -,-

х / ь, %

Рис. 11. Профиль скользящего крыла ЯАЕ5212

применения рывным течением скользящего крыла. Экспериментальная модель представляет собой крыло с размахом / = 1 м, с хордой по потоку Ь = 0,331м и углом стреловидности Х = 25°(раздел 5.1). В среднем сечении крыла выполнен дренаж для измерения новер*Ешятия-(рлзгЛ4)ия (рис. 11).

В разделе 5.2 представлены результаты экспериментальных исследований. Результаты поверхностной визуализации (пункт 5.2.1) показали, что ламинарный отрывной пузырь присутствует вблизи передней кромки на верхней поверхности крыла во всем исследуемом диапазоне скоростей набегающего потока (С/м= 12 50 м/с). По мере увеличения а в области концевой хорды зарождается отрыв. Зона отрыва увеличивается с ростом а и постепенно распространяется к корню крыла. Отрыв имеет форму срыва с передней кромки. При «=18° отрывная зона охватывает всю поверхность крыла.

-с„

1 1 1 X + +' + «-«•

О О О » = 13* X X X а = 18'

ф « йп= 19—

г* Ж -

$ $ ^ $хххх

|

40 60

X / Ь, %

без разряда

разряд на передней кромке (/= 1 кГц)

Рис. 12. Изменение распределения давления с увеличением угла атаки(Цо = 43 м/с)

Результаты экспериментов по управлению отрывом потока представлены в пункте 5.2.2. Эксперименты показывают, что применение разряда перед линией отрыва потока, как и в случае прямоугольного крыла, способствует подавлению отрыва на большей его части (рис. 12). Увеличение пика разрежения вблизи передней кромки в случае выключенного разряда наблюдается до а = 16° и постепенно падает при дальнейшем росте а. То есть, отрыв возникает в области концевой хорды крыла и постепенно распространяется к корню по мере увеличения а. При включенном разряде течение сопротивляется отрыву до а = 19° и затем внезапно отрывается на всем крыле.

Варьирование частоты разряда позволило выделить диапазон эффективных частот. Получено, что при /< 1 кГц эффект незначителен и отрыв потока наблюдается, как минимум, на половине размаха крыла. В диапазоне/= 1+2 кГц (БЬ = 7,7+15,4) на большей части крыла достигается режим присоединенного течения. Увеличение частоты от 2,2 до 3 кГц приводит к снижению эффективности управления (рис. 13).

40 60 80 100

X I Ь, %

Рис. 13. Влияние частоты разряда на распределение давления по хорде (I/«, = 43 м/с, а = 17°) 1 - без разряда; /= 0,8 (2), 1 (3), 2 (4); 2,2 (5), 3 (6) кГц.

4

■°Р 3.5 3 2.5, 2 1.5

X X X -6 -

а с е -7

о о о - 8 -

"с sc

IPco™ „ «о

соо о " о о

¡»^ V^V**5** х Ь х ® 0!

vi'

А«00

5g S,

J_

70 80 90 100

40 50 60 70 80 90 100 11 10 2° 30 * 5®

х/Ь.% %

а) а = 16,5°, U„= 14,9 м/с, б) а= 17,5°, t/„- 11,7 м/с,/= 1,6 кГц

Рис. 14. Влияние частоты разряда в пакетном режиме на распределение давления 1 - разряд выключен; F = 0,02 (2), 0,04 (3), 0,1 (4) кГц; 5 - непрерывно,/= 1,6 кГц; 6-разряд выключен; 7— F = 0,1 кГц; 8 - непрерывно,/= 1,6 кГц.

Для рассмотрения влияния частоты разряда при неизменной мощности были проведены эксперименты, в которых использовался пакетный режим работы генератора. Частота следования пакетов изменилась в диапазоне F = 0,005 0,1 кГц. Получено, что с увеличением F размер зоны присоединенного течения монотонно увеличивается, и при F = 0,1 кГц (Sh=2,8) становится сравним с тем, что получается при возбуждении разряда в непрерывном режиме (рис. 14, а, кривые 4, 5). В определенной ситуации пакетный режим возбуждения разряда приводит к более высоким значениям -Ср (рис. 14, б).

Для лучшего понимания полученного результата проведены термоане-мометрические измерения. Результаты измерений показывают, что чем больше значение F, тем более тонкий пограничный слой и меньший уровень среднеквадратичных пульсаций скорости вблизи стенки (рис. 15). Анализ осциллограмм мгновенной скорости показал, что в режиме пакетного возбуждения разряда на верхней поверхности крыла реализуется режим нестационарного обтекания. При этом величина локальной скорости колеблется около среднего значения (штриховая линия), стремясь в нижнем пределе к значению скорости оторвавшегося потока, а в верхнем - значительно превышает среднее значение скорости присоединенного течения. Это приводят к тому, что при превышении определенной частоты разряда, среднее по времени значение -Ср превышает значение для присоединенного течения. Таким образом, возбуждение разряда в пакетном режиме интегрально приводит к большим значениям -Ср и, следовательно, к увеличению подъемной силы крыла при фиксированном угле атаки.

Эксперименты с расположением разрядника за линией отрыва, показали, что, как и в случае прямого крыла, акустический механизм воздействия является слабым. Частичного присоединения потока удается достичь лишь при малых углах атаки и невысоких значениях скорости набегающего потока (а < 10°, Ux = 10 м/с).

В заключении сформулированы основные результаты работы.

Выполнено экспериментальное исследование применения электрических разрядов для управления отрывными течениями на примере трех классических дозвуковых течений: отрыв потока на коническом теле, прямоугольном и скользящем крыльях, обтекаемых под большим углом атаки. Исследованы различные механизмы воздействия электрического разряда на течение газа: тепло-

10 12 14 16 18 <и>, м/с

Рис. 15. Профили средней скорости (Ко =11,7 м/с, а =17,5°)

1 - разряд выключен; 0,05 (2), 0,08 (3), 0,1 (4) кГц;

выделение, разгон ионизованного газа в пристеночной области, турбулизация пограничного слоя и акустическое излучение разряда.

Показано, что применение электрического разряда в районе носика конуса позволяет гибко управлять вихревой структурой течения. Обнаружено, что направление и величина аэродинамической силы зависят от интенсивности воздействия. Результаты экспериментов и численного моделирования подтверждают тепловой механизм управления и показывают, что локальное воздействие вблизи носика приводит к перестройке течения по всей длине конуса.

Показано, что максимально эффективным для управления отрывным течением на крыле является расположение разрядника ДБР вдоль передней кромки выше по потоку от линии отрыва. Экспериментально обнаружено два частотных диапазона 100 200 Гц (Sh =2-^6 для прямого крыла и Sh = 2,2 для скользящего крыла) и Н2 кГц (Sh = 29 + 58 для прямого крыла и Sh = 7,7 15,4 для скользящего крыла), в которых воздействие разряда приводит к наибольшему подавлению отрыва. Показано, что существует акустический механизм воздействия, который может рассматриваться в качестве дополнительного.

Обнаружено, что возбуждение течения разрядом с низкой частотой может не только способствовать подавлению отрыва на скользящем крыле, но и приводить к возникновению нестационарных режимов обтекания крыла, при которых величина подъемной силы превосходит соответствующее значение для безотрывного обтекания.

Основные результаты диссертации опубликованы в следующих работах

Публикации в рецензируемых изданиях, рекомендуемых ВАК:

1. Сидоренко A.A., Будовский А.Д., Постников Б.В., Зверков И.Д., Занин Б.Ю., Козлов В.В., Маслов A.A. Управление отрывным течением на скользящем крыле с помощью электрического разряда // Письма в Журнал Технической Физики. 2010. Т.36, вып. 7. С. 22-30.

2. Маслов A.A., Сидоренко A.A., Будовский А.Д., Занин Б.Ю., Козлов В.В., Постников Б.В., Фомичев В.П. Управление вихревым обтеканием конуса с помощью электрического искового разряда // Прикладная механика и техническая физика. 2010. Т. 51, № 2. С. 211-217

Другие публикации:

1. Будовский А.Д., Сидоренко A.A., Занин Б.Ю., Постников Б.В. Управление вихревым обтеканием конуса при помощи электрического разряда / Устойчивость и турбулентность течений гомогенных и гетерогенных жидкостей: сборник докладов, Вып. X. Новосибирск, 2005. С. 39-42.

2. Maslov A.A., Zanin B.Y., Sidorenko A.A., Postnikov B.V., Fomichev V.P., A.D. Budovsky. Two-Channel Spark Disharge for Flow Control On a Body of Revolution. Reno, NV, 2005: AIAA Paper, No. 2005-400.

3. Будовский А.Д., Сидоренко A.A., Маслов A.A. и др., Применение барьерного электрического разряда для управления отрывным течением на прямом

крыле / Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии: Тез. докладов. / Под ред. В.М. Фомина Новосибирск, 2007. С. 13-14.

4. Budovsky A.D., Sidorenko А.А.,. Maslov А.А et al., Application of dielectric barrier discharge for flow separation control on rectangular wing // International Conference on the Methods of Aerophysical Research: Proc. Pt III / Ed. V.M. Fomin. - Novosibirsk: Publ. House "Parallel", 2007. C. 57-62.

5. Будовский А.Д. и др., Применение барьерного электрического разряда для управ-ления отрывным течением на прямом крыле / V школГ-семинар СибНИА Аэродинамика и динамика полета летательных аппаратов: Тез. докладов. Новосибирск, Седова заимка, 2007. С. 20-23.

6. Пушкарев А.В., Будовский А.Д., Сидоренко А.А., Применение барьерного элек-трического разряда для управления отрывным течением на крыле / Тринадцатая всероссийская научная конференция студентов-физиков (ВНКСФ-13): Материалы конференции, тез. докладов: В 1 т.Т.1 - Екатеринбург - Ростов-на-Дону - Таганрог: изд. АСФ России, 2007. С. 600-602.

7. Sidorenko А.А., Zanin B.Yu., Postnikov B.V., Budovsky A.D., Pulsed Discharge Actuators for Rectangular Wing Separation Control. Reno, NV, 2007: AIAA Paper, No. 2007-941.

8. Maslov A.A., Sidorenko A.A., Zanin B.Yu., Postnikov B.V., Budovsky A.D. et al., Plasma Control of Flow Separation on Swept Wing at High Angles of Attack. Reno, NV, 2008: AIAA Paper, № 2008-540.

9. Будовский А.Д., Постников Б.В., Сидоренко A.A., Применение диэлектрического барьерного разряда для управления отрывными течениями на несущих поверхно-стях летательного аппарата / Устойчивость и турбулентность течений гомогенных и гетерогенных жидкостей: сборник докладов, Вып. XI. Новосибирск, 2008. С. 75-78.

10. Budovsky A.D et al., Plasma Control of Flow Separation on Swept Wing at High Angles of Attack / International Conference on the Methods of Aerophysical Research: Novosibirsk, 2008. Режим доступа: httfr//vvww.itam.nsc.ni/tmp/Test/2/Budovsky.pdf (10.09.2011).

Ответственный за выпуск А.Д. Будовский

Подписано в печать 16.09.2011 Формат бумаги 60x84/16, Усл. печ. л. 1.0, Уч.-нзд. Л. 1.0, Тираж 100 экз., Заказ № 15

Отпечатано в ЗАО «ДокументСервис» 630090, Новосибирск, Институтская, 4/1

Перечень основных обозначений.

Введение.

Глава 1. Обзор исследований по использованию электрических разрядов для управления отрывными течениями газа.

1.1. Отрывные течения на осесимметричных телах.

1.2. Отрывные течения на крыльях летательных аппаратов.

1.3. Активные методы управления течениями.

1.4. Применение электрических разрядов для управления течениями.

1.4.1. Коронный разряд и ионный ветер.

1.4.2. Поверхностный диэлектрический барьерный разряд.

1.4.3. Влияние низкотемпературной плазмы; на течение'в пограничном слое на крыловых профилях и осесимметричных телах.

1.5. Выводы по главе 1.;.

Глава 2. Экспериментальное оборудование и методы измерений.:.

2.1.'- Аэродинамическая трубаТ-324.

2.2. Экспериментальные методы.

2.2. Г. Визуализация течения вблизи поверхности и предельных линий тока.

2.2.2. Визуализация течения методом лазерного ножа.

2.2.3; Термоанемометрия.„;.

2.214'. Измерение давления на поверхности моделей.34?

2.3. Электрооборудование для создания электрического разряда;;.

2.3.1. Аппаратура для создания дугового разряда.

2.3.2. Аппаратура для создания искрового разряда.

213.3. Аппаратура для создания барьерного разряда.

2:3.4. Стендовые испытания высоковольтной системы управления.

2.4. Выводы по главе 2.

Глава.З. Управление вихревым обтеканием конуса под углом атаки.

3.1. Экспериментальные модели.

3.2. Исследование структуры течения.

3.2.1. Режимы течения и положения линий отрыва. 3.2.2. Исследование влияния формы носика на формирование вихревого течениябО 3.2.3. Выбор расположения*зоны энергоподвода.

3.3. Управление течением с помощью электрического разряда.

3.3.1. Эксперименты с дуговым разрядом.

3.3.2. Эксперименты с искровым разрядом.

3.4. Численное моделирование задачи управления вихревым течением на конусе

3.5. Выводы по главе 3.

Глава 4. Управление отрывным течением на модели прямоугольного крыла.

4.1. Экспериментальная модель.

4.2. Результаты экспериментов.

4.2.1. Поверхностная визуализация течения вблизи линии отрыва.

4.2.2. Термоанемометрические измерения в следе.

4.2.3. Эксперименты по управлению отрывным течением.

4.3. Выводы по главе 4.

Глава 5. Управление отрывным течением на модели скользящего крыла.

5.1. Экспериментальная модель.

5.2. Результаты экспериментов.

5.2.1. Поверхностная визуализация течения.,.

5.2.2. Управление отрывным течением с помощью разряда.

5.3. Выводы по главе 5.

Большое влияние на изменение аэродинамических характеристик летательных аппаратов оказывает возникновение и развитие около них отрывных течений. Отрывные течения очень многообразны. Они могут быть стационарными и нестационарными, ламинарными и турбулентными, двумерными и пространственными. Отрывные течения являются одной из наиболее сложных областей динамики вязкой жидкости [1].

Актуальность темы. Отрыву потока от поверхностей, возникающему при движении тела в жидкости или газе, уделялось особое внимание на протяжении всей истории развития аэрогидродинамики. В большинстве случаев отрыв — явление нежелательное, приводящее к вредным последствиям (увеличение сопротивления движению тела, ухудшение его аэродинамических характеристик, возникновение нестационарных нагрузок и т.п.). Отрывные течения изучаются на протяжении многих лет с целью совершенствования! методов их прогнозирования и разработки способов целенаправленного воздействия на них, то есть управления отрывом потока.

На сегодняшний день известно множество3 устройств! пассивного (вихрегенераторы и т.п.) и активного (вдув/отсос газа, синтетические1 струи и т.п.) управления отрывными течениями, многие из которых доказали свою эффективность и с успехом „применяются на реальных летательных аппаратах (ЛА). Устройства активного управления потоком, основанные на применении механических или струйных систем, зачастую достаточно-сложны в изготовлении, добавляют вес к конструкции ЛА, требуют существенных дополнительных объемов и могут становиться источниками шума и вибраций.

В настоящее время среди существующих методов активного управления потоком выделяется применение ' электрического разряда, в том числе низкотемпературной слабоионизованной поверхностной плазмы (диэлектрический барьерный разряд). Конструкция разрядников позволяет производить их поверхностный монтаж, не искажая формы обтекаемого тела, и осуществлять воздействие (ионным ветром и т.д.) внутри пограничного слоя, что позволяет управлять основным течением при небольшой мощности воздействия. К основным преимуществам данного подхода можно отнести: простую конструкцию устройства^ управления и прямое преобразование энергии в кинетическую энергию газа без использования, сложных механических систем. Кроме того, время образования разряда много меньше всех характерных временных масштабов газодинамического течения, что позволяет осуществлять воздействие в широком диапазоне частот.

Цель данной работы — экспериментальное исследование возможности применения электрических разрядов для управления различными видами отрывных течений при дозвуковых скоростях потока. В работе рассматривается возможность управления тремя классическими видами отрывных течений:

• Управление вихревым обтеканием конуса под углом атаки;

• Управление отрывом потока на модели прямого крыла;

• Управление отрывом потока на модели скользящего крыла.

Задачи диссертационной работы:

1. проектирование, изготовление и оснащение измерительным оборудованием экспериментальных моделей и разработка методов проведения измерений;

2. проведение модельных физических экспериментов в аэродинамической трубе для исследования эволюции течения около моделей без внешнего воздействия и при воздействии на него электрических разрядов;

3. численное моделирование задачи управления отрывом потока путем локального подвода энергии;

4. исследование механизмов воздействия электрических разрядов на отрывное течение.

Научная новизна работы

1. Результаты модельных физических экспериментов и численного моделирования задачи по управлению вихревым отрывным течением на конусе под углом атаки в дозвуковом потоке путем локального воздействия электрическим разрядом (подвода энергии) получены впервые.

2. Показано, что локальное воздействие вблизи носика приводит к перестройке вихревой конфигурации по всей длине конуса, при« этом величина и направление аэродинамической силы изменяются пропорционально величине воздействия.

3. Результаты, демонстрирующие возможность подавления отрыва на крыловых профилях, в том числе на-стреловидном крыле, с помощью ДБР получены при достаточно высоких числах Рейнольдса (Яе = (0,3 + 1,3)* 106).

4. Исследованы различные механизмы воздействия ДБР на отрывное течение, в том числе акустический. Показано, что акустический механизм подавления отрыва существует, но является весьма слабым и может рассматриваться как дополнительный.

5. Показано, что отрывное течение на крыле избирательно к частоте возбуждения разряда. Выделены диапазоны эффективных частот, при которых наблюдается максимальное подавление области отрывного течения.

6. Экспериментально обнаружен режим обтекания крыла, при котором низкочастотное возбуждение отрывного течения с помощью ДБР приводит к большим значениям подъемной силы крыла по сравнению со случаем безотрывного течения, присоединенного непрерывно работающим разрядом.

Научная и практическая ценность работы:

1. Выполнено комплексное экспериментальное исследование применения электрических разрядов для управления отрывными течениями газа, которые реализуются при обтекании осесимметричных тел и крыловых профилей под углом атаки при дозвуковых скоростях I потока.

2. Получены результаты, расширяющие представления о механизмах воздействия электрических разрядов на отрывные течения и о возможностях исследуемого метода управления.

3. Результаты демонстрируют возможность осуществления управления отрывом потока на крылофых профилях при значениях чисел Рейнольдса, близких к натурным, что, наряду с возросшим в последние годы интересом к развитию малоразмерных беспилотных летательных аппаратов, может способствовать их практическому применению.

Достоверность полученных результатов. Степень достоверности полученных результатов достаточно обоснована по* следующим причинам. В экспериментальных исследованиях применялись широко апробированные методы: измерения с помощью термоанемометра и измерения распределения поверхностного давления. Данные количественных измерений дополнены результатами поверхностной и пространственной визуализации течений. Экспериментальные данные подтверждаются результатами численного моделирования методами RANS. Полученные в работе результаты согласуются с выводами, полученными другими авторами. Важным свидетельством достоверности полученных в диссертации результатов' является их апробация на национальных и международных симпозиумах и конференциях, а также обсуждение этих результатов со специалистами в данной области.

На защиту выносятся следующие научные положения диссертации: результаты экспериментального исследования и численного моделирования задачи управления вихревым отрывным течением на конусе под углом атаки с помощью электрического разряда в дозвуковом потоке;

- результаты экспериментального исследования управления отрывным течением на модели прямоугольного крыла с помощью диэлектрического барьерного разряда;

-- результаты экспериментального исследования управления отрывным течением на модели скользящего крыла с помощью диэлектрического барьерного разряда.

Основные результаты работы опубликованы в российских журналах (Письма в журнал технической физики, Прикладная, механика> и техническая физика, 2010г.) и докладывались на< международной конференции по методам аэрофизических исследований (Новосибирск 2007, 2008* гг.), на конференции AIAA (2005, 2007, 2008, 2009 гг.), на всероссийской школе-конференции» молодых ученых "Проблемы механики теория, эксперимент и новые технологии" (Новосибирск 2007, 2009гг.), на молодежной конференции "Устойчивость и турбулентность течений гомогенных и гетерогенных жидкостей" (Новосибирск 2005, 2008гг.), на школе-семинаре СибНИА "Аэродинамика и динамика полета летательных аппаратов" (Новосибирск 2007, 2008гг.), на всероссийской научной конференции студентов-физиков (Ростов-на-Дону, Таганрог, 2007г.), на семинарах ИТПМ СО РАН по аэрогазодинамике и на научной сессии НГТУ.

Личный вклад автора заключается в постановке задач- экспериментальных исследований, планировании и проведении экспериментов. Им созданы алгоритмы и программы обработки данных, выполнена обработка результатов экспериментов. Выполнено численное моделирование обтекания экспериментальных моделей и проведено сравнение экспериментальных данных с результатами расчетов. Представление изложенных в диссертации и выносимых на защиту результатов, полученных в совместных исследованиях, согласовано с соавторами.

Диссертация состоит из введения, пяти глав и заключения.

5.3. Выводы по главе 5.

Эксперименты по управлению отрывом потока на скользящем крыле проведены при дозвуковых скоростях набегающего потока и числах Рейнольдса (0,25 1,3)х106.

Восприимчивость течения к возмущениям, вносимым разрядом, в случае пространственного течения на скользящем крыле имеет избирательный характер. Максимальное подавление области отрыва достигается при расположении разрядника вблизи передней кромки перед линией отрыва в диапазоне/= 1-^-2 кГц (БЬ = 7,7 15,4) при работе разряда в непрерывном режиме. Вместе с тем схожий по величине эффект достигается при возбуждении разряда пакетами импульсов с частотой следования F = 0,1 кГц (вЬ = 2,2).

Обнаружено, что возбуждение течения разрядом с низкой частотой в пакетном режиме может не только способствовать подавлению отрыва на скользящем крыле, но и приводить к возникновению нестационарных режимов обтекания крыла, при которых величина подъемной силы превосходит соответствующее значение для безотрывного течения, присоединенного непрерывно работающим разрядом при прочих равных условиях. В этом случае возможно возникновение периодических нагрузок.

Восприимчивость пространственного отрывного течения к акустическим возмущениям, генерируемым ДБР, носит избирательный характер, но при этом, как и в случае течения на прямоугольном крыле, акустический механизм воздействия является весьма слабым и не может рассматриваться в качестве основного механизма управления.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Экспериментально показано, что применение электрического разряда в районе носика конуса, обтекаемого под углом атаки, является эффективным механизмом управления отрывным вихревым течением. Применение разряда позволяет добиться как симметризации изначально несимметричного вихревого течения, так и направленно перевести симметричное ' вихревое течение в режим несимметричных вихрей. Управление асимметрией течения, в свою очередь, дает возможность контролировать направление боковой аэродинамической силы. Кроме того, получен эффект пропорционального управления, когда величина и направление аэродинамической- силы зависят от интенсивности воздействия. Применение искрового разряда, имеющего периодическую природу, позволило значительно снизить необходимую для эффективного управления мощность по сравнению с дуговым, разрядом> '

IV< 50 Вт). Результаты экспериментов, дополненные результатами численного моделирования, показывают, что локальное воздействие вблизи носика обтекаемого тела, приводит к перестройке течения по- всей длине конуса. Полученные данные дают возможность рассматривать электрический разряд в- качестве активного элемента систем управления перспективных летательных аппаратов. Показано, что разряд может применяться не только как средство для снижения боковых нагрузок, но и как активное устройство для создания управляющих моментов.

Эксперименты по- управлению- отрывом потока на прямоугольном крыле были проведены-при числах Рейнольдса (0,35 0,875)х10б. Для управления течением применялся поверхностный • диэлектрический барьерный, разряд. Влияние разряда исследовано для широкого диапазона углов атаки модели, частоты и мощности разряда, его расположения и геометрии электродов. Было обнаружено, что барьерный разряд может успешно применяться для управления отрывом потока на крыле при больших углах атаки. Найдено два диапазона эффективных частот 0,1 -г- 0,2 (БЬ = 2-^6) и 1-^-2 кГц (БИ = 29-5- 58), в которых применение ДБР приводит к наибольшему подавлению области отрыва. При этом прослеживаются три сценария подавления отрыва. В первом случае (/= 1+2 кГц, непрерывный режим генерации) механизм воздействия может быть связан с колебаниями сдвигового слоя, а во втором (Я=0, КО,2 кГц, пакетный режим генерации) с колебаниями глобального отрывного пузыря. В этих двух случаях можно говорить о воздействии на отрывное течение за счет периодической турбулизации или периодического разгона течения, приводящих к колебаниям линии отрыва и возмущению сдвигового слоя. В третьем случае при возбуждении разряда в непрерывном режиме, расположенного ближе к передней кромке, влияния частоты на размер области присоединенного течения не наблюдается, и наиболее вероятным механизмом воздействия является непосредственная турбулизация предотрывного пограничного слоя. Эксперименты показали, что изменение расположения разряда на поверхности модели, варьирование его мощности и частоты значительно влияет на отрывное течение и величину зоны турбулентного отрыва. Анализ результатов показал, что разряд имеет множественный механизм воздействия (турбулизация пограничного слоя, акустическое воздействие, периодическое ускорение пристеночного течения). Показано, что потребная для эффективного управления мощность, не превышает 60 Вт. Показано, что существует акустический механизм подавления отрыва, который может рассматриваться в качестве дополнительного. При этом присоединение потока достигается лишь при а < 9° и Ш < 13 м/с в диапазоне/= 0,9 * 2 кГц (БЬ = 29 * 58).

Эксперименты» по управлению отрывом потока на скользящем^ крыле проведены при числах Рейнольдса, (0,25 1,3)х106. Восприимчивость течения к возмущениям, вносимым разрядом, в случае пространственного' течения? на скользящем а крыле также имеет избирательный характер. Максимальное подавление области отрыва достигается при расположении разрядника вблизи передней кромки перед-линией отрыва в диапазоне/= 1 -?■ 2 кГц (БЬ = 7,7 15,4) при работе разряда в непрерывномфежиме. Вместе с тем схожий по величине эффект достигается при* возбуждении-разряда пакетами импульсов с частотой следования Р= 0,1 кГц (БЬ = 2,2). Обнаружено, что возбуждение течения разрядом с низкой частотой в» пакетном режиме может не только способствовать подавлению отрыва на скользящем, крыле, но и приводить к возникновению нестационарных режимов обтекания крыла, при которых величина подъемной, силы превосходит, соответствующее значение для безотрывного течения, присоединенного непрерывно работающим разрядом при прочих равных условиях. В этом случае возможно возникновение периодических нагрузок.

Эксперименты с расположением разрядника за линией* отрыва показали, что, как и в случае прямого крыла, акустический механизм воздействия является слабым. Частичного присоединения потока удается достичь лишь при малых углах атаки и невысоких значениях скорости« набегающего потока (а < 10°, ит — 10 м/с). При этом максимальное подавление отрыва достигается при/= 1,55 кГц (БЬ = 51).

1. Бондарев Е.Н., Дубасов В.Т., Рыжов Ю.А. и др. Аэрогидромеханика: Учебник / Бондарев Е.Н., Дубасов В.Т., Рыжов Ю.А. и др.-М.: Машиностроение, 1993.-608 с.

2. Chang Р.К. and Hartnett J.P. Control of Flow Separation: Energy Conservation, Operational Efficiency, and Safety: Series in Thermal and Fluid Engineering / Hemisphere Publishing Co., 1976.

3. Lachmann G.V. Boundary Layer and Flow Control, Vol. 2, Pergamon Press, Oxford, 1961.

4. Ronald D. Joslin, Daniel Miller Fundamentals and Applications of Modern Flow Control: Progress in Astronautics and Aeronautics Series: Hardback, Vol. 231 / Published by AIAA, 2009, 524 pages.

5. Gad-el-Hak M. Flow Control: Passive, Active, and Reactive Flow Management: Hardback / Cambridge University Press, 2000,448 pages.

6. Мартынов A.K. Прикладная аэродинамика: Учебник. / Мартынов А.К.-М.: Машиностроение, 1972.—448с.

7. Чжен П. Отрывные течения: Учебник, том первый / Чжен П.-М.: Издательство "МИР", 1972-ЗООс.

8. Zilliac G.G., Degani D., Tobak. M. Asymmetric Vortices on a Slender Body of Revolution // AIAA J., Vol. 29, No. 5,1991. pp. 667-674.

9. Аэродинамика ракет. Кн.1. Пер. с английского / Под ред. М. Хемша и Дж. Нилсена М.: Мир, 1989,432с.

10. Skow, A.M. and Peake, D.J. High Angle of Attack Aerodynamic // AGARD Lecture Series No. 121, 1982. pp. 10-1-10-22.

11. Hunt B.L. Asymmetric Vortex Forces and Wakes on Slender Bodies. // AIAA Paper, No. 821336, 1982.

12. Ericsson L.E. Reding J.P. Aerodynamic Effects of Asymmetric Vortex Shedding from Slender Bodies//AIAA Paper,No. 85-1797, 1985.

13. Ericsson L.E. Sources of high alpha vortex asymmetry at zero sideslip / Journal of Aircraft. Vol. 29, No. 6. 1992. pp.1086-1090.

14. Fisher D.F., Del Frate J.H., Richwine D.M. In-flight flow visualization characteristics of the NASA F-18 high alpha research vehicle at high angles of attack / Edwards, Calif.: NASA TM 4193, 1990.

15. Banks D.W., Hall R.M., Erickson G.E., Fisher, D.F. Forebody Flow Field Effects on the High Angle-of-Attack Lateral-Directional» Aerodynamics of the F/A-18. // AIAA Paper, No. 94-017. 1994.

16. Williams D. A review of forebody vortex control scenarios // AIAA Paper, No. 97-1967. 1997.

17. Козлов В.В. Физика структуры потоков: Отрыв.потока // Соросовский Образовательный Журнал. № 4. 1998. С. 86-94.

18. Бойко А.В., Довгаль А.В., Занин Б.Ю.,Козлов В.В. Пространственная структура отрывных течений на крыловых профилях// Теплофизика и аэромеханика. Т.З, № 1. 1996. С. 1-141

19. Jenkins L., Gorton S.A., Anders S. Flow control device evaluation for an internal flow with an adverse pressure gradient // AIAA Paper, No. 2002-0266.2002.

20. Betterton J.G., Hackett K.C et al. Laser Doppler anemometry investigation on subboundary layer vortex generators for flow control // in: 10th Intl. Symp. on Apph of Laser Tech. to Fluid Mech., Lisbon. 2000.

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

22. Bernhardt J.E., Williams D.R. The effect of Reynolds number on control of forebody asymmetry by suction and bleed // AIAA Paper, No. 93-3265. 1993

23. Williams D, Papazian H. Forebody vortex control with the unsteady bleed technique. AIAA J. Vol. 29, No. 5. 1991. pp. 853-855.

24. Linda D.Kral'Active flow control technology // ASME Fluids Engineering Division Technical Brief / режим доступа: httpV/files.asme.org/Divisions/FED/l 6309.pdf ("06.09.11)

25. Munday D., Jacoby J. Active Control of Separation on a Wing With Oscillating Camber // AIAA Journal of Aircraft, №1,2002.

26. Козлов В.В. Отрыв потока от передней кромки и влияние на него акустических возмущений // Прикл. механ. и техн. физика. № 2. 1985. С. 112—115.

27. Gad-el-Hak М. Modern Developments in Flow Control // Appeared in Applied Mechanics Reviews. Vol. 49. pp. 365-379. 1996.

28. Климов А.И., Мишин Г.И., Гридин А.Ю. Продольный электрический разряд в сверхзвуковом потоке газа// Письма в ЖТФ:Т.18, Вып. 15. 1992. С. 86-92.

29. Встовский. В.В., Грачев Л.П., Гривцов Н.Н., Кузнецов Ю.Е., и- др., Исследования нестационарного обтекания тела в сверхзвуковом потоке, нагретом продольным электрическим разрядом // ТВТ. Т. 28, № 6. 1990. С.1156.

30. Георгиевский П.Ю., Левин В.А. Сверхзвуковой обтекание тел при наличии' внешних источников тепловыделения // Письма в ЖТФ. Т. 14. Выт 8. 1988.С. 684-687.

31. Мишин; Г.И., Серов Ю.Л., Явор И.П., Обтекание сферы, движущейся со сверхзвуковой * скоростью в плазме газового разряда // Письма в ЖТФ. Т. 17, Вып; 11.1991. С.65.

32. Левин. В.А., Терентьева Л.В. Сверхзвуковое, обтекание конуса при теплоподводе в окрестности его вершины // Изд. РАН. МЖГ. №2. 1993. С.110-114.

33. Alatortsev V., Kuznetsov Yu., Skvortsov V., Grachev L., Khodataev К et all. Experimental study of drag force control on the model at the flow excitation by the longitudinal electrical discharge И TsAGI Proceedings, No. 2552.1994.

34. Kazakov A., Kogan M., Kuriachi A. Influence on the friction of local heat addition to the turbulent boundary layer,// Mech. Of Fluids and Gases. No 1. 1997.

35. Kurjachi A. P. Boundary layer transition by means of electrodynamics method // Prikl. Math. I Mech.(rus). Vol. 49, Issue 1. 1985.

36. Leonov S., Nebolsin.V., Shilov V. Effectiveness of plasma jet Effect on Bodies in an Airflow : Proc. // Workshop: Perspectives of MHD and Plasma Technologies in Aerospace Applications. / Moscow. IVTAN. 1999. pp. 58-65.

37. Leonov S.B., Pankova M.B., Shipilin A.V. Modeling of ball lightning interaction with bodies in atmosphere: Ball Lightning in Laboratory. // Ed. Avramenko R.F., Klimov A.I. and oth. / Moscow: Chemistry, 1994.

38. Bityurin V., Klimov A., Leonov S. Assessment of a Concept of Advanced Flow/Flight1 Control for Hypersonic Flights in Atmosphere // AIAA Paper, No. 99-4820.1999.

39. Gordeev V.P., Krasilnikov A.V., Lagutin V.l. Experimental' study, of possibility of drag reduction by means of plasma//MLG (rus.), No. 2, p. 177-182. 1996:

40. Fomin.V.P., Maslov A.A., Fomichev V.P: Review of IPTM works on plasma aerodynamics: Proc. // Meeting; Perspectives of MPA Technology in Aerospace Applications / IVTAN. Moscow. 1999. •

41. Beaulieu W., Klimov A., Leonov S., Kolesnichenko, Yu., Brovkin V. Development' of Cold Plasma Technology Joint BNA andi Russian Program // Second Weakly Ionized Gases Workshop: Proc. supplement. / Norfolk. 1998. p. 207.

42. BrovkiniV;G., Kolesnichenko YuiF:, Leonov S.B., Klimov A.I., Krylov A.A., Lashkov V.A., Mashek 1.С., Ryvkin M.I. Study of Microwave Pläsma-Body Interaction in Supersonic Airflow // AIAA Paper, No. 99-3740. 1999.

43. Leonov S., Cain T., Klimov A., Pashina. A., Skvortsovj V., Timofeev B. Influence-of a HF Corona Plasma Structure on Drag of an?Axial-Symmetric Body in a Supersonic Airflow // AIAA Paper, No! 99-4856.1999.

44. Roth J.R., Tsai P.P. ,Liu C. Steady-state, glow, discharge plasma: US Patent No. 5387842 / Issued date 02/07/1995.

45. Ю.' ШРайзер,-Физика-газового разряда, M. Наука; 1987, c.350i:51'Lacoste A, Pai D andlLauxiC.IoniWind^effect^^n a positive DC corona discharge in atmospheric pressure // AIAA Paper, No. 2004-0354. 2004:

46. Goldman M.;, Sigmond R: S. // Corona insulation IEEE Trans. Electr. Insul. 1982. pp. 90-105.

47. Schutze A: et al The atmospheric-pressure plasma jet: a review and comparison to other plasma sources // IEEE Trans. Plasma Sei. 26; 1998. pp. 1685-94.

48. Robinson M A history of the electric wind // Am. J. Phys. Vol. 30, No. 5. 1962. pp.366-72.

49. Robinson M. Movement of air in the electric wind of the corona discharge // AIEE Trans. Vol. 80. 1961. p. 143.

50. Sigmond R:, Lagstadt I. Mass and species transport in corona discharges // High Temp. Chem. Proces, Vol. 2. 1993. P. 221

51. Moreau E., Afande Y., Touchard G. Electric wind in coronas application to the:perfecting of a wall injection jet plasma actuator ISHED 2006 (Buenos Aires, Argentina, December 2006)

52. Loiseau J.F., Batina J., No el F., Peyrous R. Hydrodynamical simulation of the electric wind generated by successive streamers in a point-to-plane reactor // J. Phys. D: Appl. Phys. Vol. 35. 2002. P. 1020.

53. Leger L, Moreau E and Touchard G 2001 Control of low velocity airflow along a flat plate with a DC electrical discharge: Proc.,// IEEE-IAS World Gonf. on Industrial Applications of Electrical Energy^ (Chicago,USA, 30 September-4 October).

54. Labergue A., Moreau E., Touchard G. 2005 Proc. CEIDP (Nashville; USA, October 2005) pp. 469-473 .

55. Leger L, Moreau E and Touchard G Effect of a DC corona electrical discharge on the airflow along atflat plate // IEEE Trans; Indust. Appl: Vol. 38, Issue 6: 2002. pp. 1478-1485.

56. Moreau¡E;,. Leger L.,.Touchard: G; Effect of a DC surfacenon-thermalplasmaona flat plate boundary layer fpr*airflow velocity up to 25ms. // Journal of Electrostatics. Vol. 64, Issues 3-4. 2006. pp. 215-225

57. Moreau E., Labergue A., Touchard G. DC and pulse surface-corona discharge along a PMMA flat plate in air: electrical properties and discharge-induced ionic wind // J. Adv. Oxydation. VoL 8. 2005. pp. 241-247.

58. Moreau1 E., Labergue A.,.Touchard?. G. About the kinetic power induced by AC and DC discharges: Proc. // IEEE-CEIDP (Nashville, USA, October 2005). pp 490-494.

59. Rickard. M., Dunn-RankimD.; Weinberg F., Garleton F. Maximizing iön-driven gas flows // Journal of Electrostatics. Vol. 64.2006. pp. 368-376;

60. Pons J., Moreau E., Touchard G. Asymmetric surface barrier discharge in air at atmospheric pressure: electric properties and induced airflow characteristics // J. Phys. D : Appl. Phys. Vol. 38. 2005. pp.3635-3642.

61. Seraudie A., Aubert E., Naud'e N., Cambronne J.P. Effect of plasma actuators on a flat plate laminar boundary layer in subsonic conditions // AIAA Paper, No. 2006-3350. 2006.

62. Enloe G.L., McLaughlin Т.Е., et al. Mechanisms and responses of a single dielectric barrier plasma actuator: geometric effect // AIAA J. Vol. 42. 2004. pp. 595-604.

63. Forte M., Jolibois J., Moreau E., Touchard G., Cazalens M. Optimization of a dielectric barrier discharge actuator by stationary and instationary measurements of the induced flow velocity, application to airflow control'// AIAA Paper, No. 2006-2863.

64. Roth J.R., Sherman D.M., Wilkinson S.P. Boundary layer flow control with one atmospheric uniform glow discharge surface plasma // (AIAA Paper, No. 98-0328. 1998.

65. Поливанов ПЛ., Вишняков О.И.1, Сидоренко А.А., Маслов А.А. Исследование нестационарного поля течения, генерируемого барьерным разрядом / Письма в ЖТФ. Т. 37, Вып. 10.* 2011. сс.33-421

66. Font G., Enloe С., Newcomb J., Teague A., Vasso A., McLaughlin T. Effects of Oxygen! Content on Dielectric Behavior Barrier Discharge Plasma Actuator Behavior. // AIAA J. Vol.49,4 No.7.2011. pp. 1366-1373.

67. Roth J.R. Electrohydrodynamically induced airflow in a one atmosphere uniform glow discharge surface plasma; Proc. // 25th IEEE Int. Conf. Plasma Science. Raleigh, USA. 1998.

68. Van Dyken R., McLaughlin rT.M., Enloe C.L. Parametric investigations of a single dielectric barrier plasma actuator // AIAA Paper, No. 2004-0846. 2004.

69. Labergue A., Moreau E., Zouzou N. and «Touchard G. Separation control using plasma actuators: application to a free turbulent jet // J. Phys. D: Appl. Phys. Voh 40. 2007. pp. 674-684.

70. Hultgren L.S., Ashpis D.E. Demonstration of separation »delay with glow-discharge plasma actuators // AIAA Paper, No. 2003-1025. 2003.

71. Jukes T.N., Choi K.S., Jonhson G.A., Scott S.J. Turbulent drag reduction by surface plasma through spanwise flow oscillation // AIAA Paper, No. 2006-3693. 2006.

72. Mhitaryan A.M., Labinov C.D., Fridland V.Ya. Electro-hydrodynamic method of boundary layer control // in paper collection: Some problems of aerodynamics and electro-hydrodynamics. Vol. 1. / Kiev's Institute of Civil Aviation Engineers, Kiev, 1964.

73. Shcherbakov Y.V., Isanov N.S., Baryshev N.D., Frolovskij V.S., Syssoev V.S. Drag reduction by ac streamer, corona discharges along a wing-like profile plate // AIAA Paper , No. 2000-2670. 2000.

74. Roth J. R. Aerodynamic flow acceleration using paraelectric and peristaltic electrohydrodynamic effects of a One Atmosphere Uniform Glow Discharge Plasma / Phys. Plasmas. Vol. 10. 2003 pp. 2117-26.

75. Corke T.C., Jumper E.J., Post M.L., Orlov D., McLaughlin Т.Е. Applications of weakly-ionized plasmas as wing flow-control devices // AIAA Paper, No. 2002-0350. 2002.

76. Post M.L., Corke T.C. Overview of plasma flow control: concepts, optimization and applications // AIAA Paper, No. 2005-0563. 2005.

77. Corke T.C., Mertz В., Patel M.P. Plasma flow control optimized airfoili// AIAA Paper, No. 2006-1208. 2006.

78. Post M.L., Corke T.C. Separation control on high angle of attack airfoil using plasma actuators // AIAA Paper, No. 2003-1024. 2003.

79. Corke T.C., He C., Patel M.P. Plasma flaps and slats: an application of weakly-ionized plasma* actuators // AIAA Paper, No. 2004-2127. 2004.

80. Opaits D.F., Roupassov D.V., Starikovskaiy S.M., Starikovskii < A.Yu. Zavialov I.N., Saddoughi S.G. Plasma control of boundary^ layer using low-temperature non-equilibrium plasma of gas discharge. // AIAA Paper, No. 2005-1180.2005:

81. Sidorenko A.A., Zanin B.Yu., Postnikov B:V., Budovsky A.D.1, Starikovskii A.Yu;, et al. Pulsed Discharge Actuators for Rectangular Wing Separation.Control. // AIAA Paper, No. 2007-941.2007.

82. Correale G., Popov I.B., Rakitin A.E., Starikovskii A.Yu. et al. Flow Separation Control on Airfoil With Pulsed Nanosecond Discharge Actuator // AIAA Paper, No. 2011-1079. 2011.

83. Feng Liu, Shijun Luo et al. Flow Control over a Conical Forebody Using Duty-Cycled Plasma Actuators / AIAA J. Vol. 46, No. 11: TECHNICAL NOTES, November 2008. P. 2969-2973.

84. Wang J. L. et al. Characteristics of fore-body separate flow at high angle of attack under plasma control / Modern Physics Letters B, Vol. 24, No. 13,2010. P. 1401-1404.

85. Ершов А.П., Калинин A.B., Сурконт O.C., Тимофеев И.В., Шибков В.М., Черников В.А. Поперечные электрические разряды в сверхзвуковых потоках воздуха // ТВТ, Т. 42, № 6. 2004. С. 856.

86. Шибков М., Виноградов Д.А., Восканян А.В., Ершов А.П., Тимофеев И.Б., Шибкова JI.B., Черников В.А. Поверхностный СВЧ-разряд в сверхзвуковом потоке воздуха. // Вестник Московского Университета: Серия 3: Физика, астрономия. Т.41. №6. 2000. С.64-66.

87. Starikovskiy A.Yu.- et al. Periodic Pulse Discharge Self-focusing' and* Streamer-to-Spark Transition in Under-critical Electric Field // AIAA Paper, No. 2011-1271. 2011.

88. Maslov A.A., Polivanov P.A., Sidorenko A.A., Vishnyakov O.I. Study of the flow field induced by dielectric barrier discharge // Int. Conf. on Methods of Aerophysical Research: Proceed. Pt. II / Ed. V.M.< Fomin. Novosibirsk. 2010. C.167.

89. Сон Э.Е., Терешонок Д.В. Управление сверхзвуковым потоком газа тепловыми вихрями // ТВТ. Т. 48, № 1. 2010. С. 3-8.

90. Ролуб BiB., Савельев А.С., Сеченов В.А., Сон' Э.Е., Терешонок Д.В. Плазменная аэродинамика в сверхзвуковом потоке газа. // ТВТ. Т.48, №6. 2010. С. 945-052.

91. Son Е.Е, Tereshonok, D., Golub V.V., Gubin S.A., Zibarov A.V. Supersonic' plasma and Thermal actuators. //AIAA Paper, No.2008-1353. 2008.

92. Son E.E, Tereshonok D. Vortex generation in capacitive discharge // AIAA Paper, No.2010-785. 2010.

93. Post M., Corke T. Separation Control Using Plasma Actuators Stationary and Oscillating Airfoils // AIAA Paper, No. 2004-0841.2004.

94. Martiqua P., Thomas C. Separation control on high angle of attack airfoil using plasma» actuators // AIAA. J. Vol.42, No. 2004. 11. P. 2177-2184.

95. Roth J. R., Xin Dai: Optimization of the Aerodynamic Plasma Actuator as an Electrohydrodynamic (EHD) Electrical Device. // AIAA Paper, No. 2006-1203. 2006.

96. Baird C., Enloe C. L. et al. Acoustic testing of the dielectric barrier discharge (DBD) plasma actuator // AIAA Paper, No. 2005-565. 2005.

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

98. Shalaev V., Fedorov A., Malmuth N et al. Plasma control of forebody nose symmetry breaking // ALAA Paper, No. 2003-34.2003.

99. DENG Xueying, WANG Yankui. Asymmetric vortices flow over slender body and itsactive control at high angle of attack / ACTA MECHANICA SINICA. Vol. 20, No. 6. 2004. P.567-579.

100. Занин Б. Ю., Зверков И. Д., Козлов В. В., Павленко А. М. О новых методах управления дозвуковыми отрывными течениями // Вестник НГУ. Серия: Физика. Т. 2, Вып. 1. 2007.

101. Терехов В. И., Ярыгина Н. И., Смульский Я. И. Тепловые и динамические характеристики отрывного течения за плоским ребром с различной ориентацией к потоку // Прикладная механика и техническая физика. Т. 48, № 1. 2007. С. 103-109.

102. Bernhardt J.E., Williams D.R. Close-Loop Control of Forebody Flow Asymmetry // Journal of Aircraft. Vol. 37, No: 3:2000. pp. 491-498.

103. Roos F.W. Microblowing for vortex asymmetry managementon a hemisphere-cylinder forebody // AIAA Paper, No. 96-1951. 1996.

104. Кашафутдинов C.T., Лушин B.H. Атлас аэродинамических характеристик крыловых профилей / Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А. Чаплыгина, 1994.

105. Mittal R., Kotapati R. В., et al. Numerical Study of Resonant Interactions and Flow Control in a Canonical Separated Flow // AIAA Paper, No. 2005-1261. 2005.

106. Zanin B. Yu. Hysteresis of a separated1 variable-velocity flow about a straight-wing model // Journal of Applied Mechanics and Technical Physics. Vol. 38, No. 5. pp. 724-727, DOI: 10.1007/BF02467884

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

108. Козлов В. В. Отрыв потока от передней кромки и влияние на него внешних возмущений // Прикладная механика и техническая физика. № 2. 1985. С. 112-115.

109. Zaman, McKinzie D.J. Control of "Laminar Separation" Over Airfoils by Acoustic Excitation //AIAAPaper,No. 89-0565. 1989.

110. Руководство к программе XFOIL для проектирования и анализа обтекания крыловых профилей дозвуковым потоком (на правах GNU General Public License). Режим доступа: http://web.mit.edu/drela/Public/web/xfoil/ (06.09.11).