Экспериментальное исследование восприимчивости и устойчивости сверхзвукового пограничного слоя тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

На правах рукописи

<~"й од

2 5 ГЕН ш

Семёнов Николай Васильевич

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВОСПРИИМЧИВОСТИ И УСТОЙЧИВОСТИ СВЕРХЗВУКОВОГО ПОГРАНИЧНОГО слоя

01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы

Автореферат

диссертации на соискание ученой степени доктора физико-математических наук

Новосибирск - 2000

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

Официальные оппоненты:

д.ф.-м.н., профессор Липатов И.И. (ЦАГИ) д.ф.-м.н., профессор Козлов В.В. (ИТПМ СО I д.ф.-м.н. Кашинский О.И. (ИТ СО РАН)

Ведущая организация:

Центральный научно-исследовательский институт машиностроения (ЦНИИМАШ, Г.Королев)

Защита состоится *

z9 -

2000 г. в

на заседании диссертационного совета Д 002.65.01 по защите диссерт на соискание ученой степени доктора наук в Институте теплофу Сибирского отделения Российской академии наук по адресу: 63С Новосибирск-90, пр.Академика Лаврентьева, 1.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Инсти теплофизики СО РАН.

Автореферат разослан" Окг 7^дрЯ 2000 г.

Ученый секретарь диссертационного совета

д.ф.-м.н.

Р.Г.Шарафутдинов

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Проблема возникновения турбулентности в пограничных слоях привлекает большой интерес исследователей, что вызвано необходимостью решения практических задач. К их числу относятся: решение проблемы теплозащиты для аэрокосмической техники, снижение сопротивления трения летательных аппаратов с целью повышения экономичности, определение влияния перехода на аэродинамические характеристики и др. Ламинаризация обтекания для снижения сопротивления трения является одним из основных способов уменьшения расхода дорогостоящего авиационного топлива.

Переход ламинарного пограничного слоя в турбулентное состояние представляет собой сложный единый процесс возникновения (возбуждения) возмущений различного типа, их развития, взаимодействия друг с другом и средним течением, приводящий к турбулентному режиму. Обычно этот процесс при малой интенсивности внешних возмущений условно разделяется на три основные стадии: 1) генерация волн неустойчивости в пограничном слое, например волн Толлмина-Шлихтинга (проблема восприимчивости); 2) их усиление согласно линейной теории устойчивости; 3) нелинейная стадия развития и взаимодействия возмущений с последующим разрушением ламинарного течения в турбулентное. Каждой из них соответствует характерная область в пограничном слое по мере возрастания расстояния от передней кромки модели. Для больших начальных амплитуд возмущений сценарий ламинарно-турбулентного перехода является другим, минуя линейную стадию развития возмущений.

На момент начала данных исследований практически все известные теоретические и экспериментальные работы по возникновению турбулентности при сверхзвуковых скоростях относились ко второй стадии (изучалось развитие и усиление возмущений в области, предшествующей переходу ламинарного течения в турбулентное). При этом было получено качественное, а в некоторых случаях и количественное соответствие теоретических и экспериментальных результатов в области линейного развития неустойчивых возмущений. Экспериментальные данные были получены как для естественных, так и для контролируемых возмущений. Используемыми моделями были в основном плоские пластины и конусы. Исследования неустойчивости сверхзвукового пограничного слоя на модели скользящего крыла не проводились. Процесс возникновения турбулентности в пограничном слое на модели скользящего крыла качественно отличается от двумерного случая плоской пластины. В трехмерном пограничном слое на реальном стреловидном крыле может возникать целый ряд неустойчивостей: неустойчивость ТШ, приводящая к переходу в двумерном случае; неустойчивость поперечного течения, выраженная в виде стационарных и бегущих возмущений и т. д. Начальная амплитуда различных видов неустойчивых возмущений, их развитие, взаимодействий и относительная роль в ламинарно-турбулентном переходе зависит от качества поверхности модели и от поля внешних возмущений через процесс восприимчивости. В начале 90-х годов начаты исследования нелинейной стадии развития возмущений в сверхзвуковом пограничном слое: теоретические - на Западе, экспериментальные -

в России группой в ИТПМ СО РАН. В этих работах показано, что механизмом нелинейного взаимодействия возмущений в пограничном слое на плоской пластине является параметрический резонанс для волновых триад возмущений. Получено хорошее соответствие теории и эксперимента.

Что касается исследований возбуждения волн неустойчивости в пограничном слое внешними возмущениями, то для случая сверхзвуковых скоростей это наименее изученная стадия процесса возникновения турбулентности. Внешние возмущения оказывают значительное влияние на переход, но только развитие теории устойчивости позволило сформулировать проблему восприимчивости: каким образом, посредством каких механизмов различные внешние малые возмущения (турбулентность набегающего потока, акустические возмущения, вибрации обтекаемых моделей, шероховатость поверхности и т.д.) возбуждают собственные колебания пограничного слоя. Теоретически было установлено, что под воздействием звука в пограничном слое возникают колебания, в несколько раз превышающие по амплитуде акустические волны. В последнее время появились теоретические работы по изучению роли передней кромки в восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя к внешним звуковым волнам. На момент начала данных исследований была опубликована только одна экспериментальная работа по восприимчивости (Кендалл, РТК, 1975), где исследовалось развитие естественных возмущений в пограничном слое, а также измерялся коэффициент корреляции между пульсациями в набегающем потоке и в пограничном слое. Эти эксперименты выполнялись для естественных возмущений, что затрудняет сравнение с теорией. Применение в эксперименте контролируемых возмущений решает задачу корректного сравнения при исследовании проблемы возникновения турбулентности. Создание источника контролируемых возмущений в ИТПМ при сверхзвуковых скоростях позволило приступить к экспериментальному изучению восприимчивости. В то же время можно отметить значительные достижения как теоретических, так и экспериментальных исследований процесса восприимчивости в несжимаемом пограничном слое.

Цель работы Целью диссертационной работы является экспериментальное исследование восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя в контролируемых условиях и устойчивости трехмерного сверхзвукового пограничного слоя на модели скользящего крыла как наименее изученных проблем процессов возникновения турбулентности. Получение численных значений коэффициентов восприимчивости позволит в итоге предсказывать положение ламинарно-турбулентного перехода в пограничных слоях летательных аппаратов. В экспериментах по устойчивости сверхзвукового пограничного слоя обычно использовались простые модели (пластина, конус и т. д.). Экспериментальных исследований по развитию возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на скользящем крыле ранее не проводилось.

Научная новизна. Впервые выполнены систематические экспериментальные исследования восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя; впервые проведены эксперименты по устойчивости сверхзвукового пограничного слоя на модели скользящего крыла:

- на основе источника внешних контролируемых возмущений, автоматизированных средств измерения, волнового анализа и термоанемометрии

развит метод экспериментального исследования восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя в контролируемых условиях;

- установлено, что от искусственно возбужденного сверхзвукового пограничного слоя происходит излучение акустических волн на частоте возбуждения; выделены три характерные зоны излучения;

- определены зоны наибольшей восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя на плоской пластине с острой передней кромкой, причем порождение наиболее интенсивно происходит на передней кромке модели;

- определена структура порожденных возмущений в пограничном слое плоской пластины в случае попадания максимума излучения от переходной зоны на переднюю кромку с наветренной стороны от источника;

- впервые определены коэффициенты преобразования внешних контролируемых акустических возмущений в колебания сверхзвукового пограничного слоя в окрестности острой и затупленной передних кромок пластины; обнаружено, что возбуждение возмущений в пограничном слое внешними возмущениями при М = 3,5 происходит значительно более интенсивно, чем при М = 2 и коэффициенты преобразования в пограничном слое для наклонных волн больше, чем для волн при /Ы); показано, что возбуждение возмущений в пограничном слое внешними возмущениями происходит значительно более интенсивно для случая притуплённой передней кромки, чем для случая острой передней кромки;

- получено, что на модели скользящего крыла происходит более быстрое развитие естественных возмущений и раньше наступает переход по сравнению со случаем плоской пластины; степени нарастания возмущений в пограничном слое на модели скользящего крыла на порядок выше, чем в пограничном слое на плоской пластине;

- эксперименты по устойчивости сверхзвукового пограничного слоя на модели скользящего крыла в контролируемых условиях показали, что эволюция контролируемых возмущений на знергонесущих частотах подобна развитию бегущих волн для случая дозвуковых скоростей; обнаружено возбуждение высокочастотных возмущений.

Научная и практическая ценность. Выполненные экспериментальные исследования дают комплексное представление о физических явлениях, протекающих на начальном этапе возникновения турбулентности, связанных с восприимчивостью сверхзвукового пограничного слоя. Полученные данные служат основой для построения теоретических моделей. Разработанный автором подход для экспериментальных исследований восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя позволяет получать численные значения коэффициентов преобразования внешних возмущений в собственные колебания пограничного слоя на передней кромке модели, что необходимо для инженерных методов расчета положения ламинарно-турбулентного перехода.

На защиту выносится:

- Результаты экспериментов по исследованию поля акустических возмущений, излучаемых переходной областью сверхзвукового пограничного слоя.

- Результаты экспериментального исследования дальнего поля излучения от точечного источника.

- Результаты экспериментального исследования отклика сверхзвукового пограничного слоя к контролируемым акустическим возмущениям.

- Результаты экспериментальных исследований роли передней кромки модели в возбуждении неустойчивости сверхзвукового пограничного слоя.

- Результаты экспериментального исследования восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя на плоской пластине с острой передней кромкой к внешним контролируемых возмущениям.

- Результаты экспериментального исследования восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя на плоской пластине с затупленной передней кромкой к внешним контролируемых возмущениям.

- Результаты экспериментального исследования устойчивости трехмерного сверхзвукового пограничного слоя на модели скользящего крыла для случая естественных и контролируемых возмущений.

Апробация работы и публикации. Основные результаты диссертации докладывались на VI, VII Съездах по теоретической и прикладной механике (Ташкент, 1986; Москва, 1991), IUPAP-IUTAM-симпозиуме по нелинейной акустике (Новосибирск, 1987), Международной конференции по экспериментальной механике жидкости (Пекин, Китай, 1991), IUTAM-симпозиуме по нелинейной неустойчивости и переходу в трехмерных пограничных слоях (Манчестер, Англия, 1995), V IUTAM-симпозиуме по ламинарно-турбулентному переходу (Седона, США, 1999), XX Международном конгрессе по теоретической и прикладной механике (Чикаго, США, 2000), Коллоквиуме Королевской Академии Нидерландов по переходным пограничным слоям в аэронавтике (Амстердам, Нидерланды, 1995), Коллоквиуме 359 EUROMECH по устойчивости и переходу течений в пограничных слоях (Штуттгарт, Германия, 1997), II) Международной конференции по экспериментальной механики жидкости (Королев, 1997), III Международной конференции по механике жидкости (Пекин, Китай, 1998), VII—X Международных конференциях по методам аэрофизических исследований (Новосибирск, 1994, 1996, 1998, 2000), IV—VII Международных семинарах по устойчивости гомогенных и гетерогенных жидкостей (Новосибирск, 1997, 1998, 1999, 2000). Результаты исследований докладывались на семинаре "Теоретическая и прикладная механика" (рук. чл.-корр. РАН В.М.Фомин) и в ИТФ СО РАН на общеинститутском семинаре (рук. академик РАН В.Е.Накоряков).

Публикации. По теме диссертации опубликована 48 печатных работ. Основные результаты содержатся в работах [1-33].

Личный вклад диссертанта в работы, выполненные в соавторстве, заключается в его непосредственном участии в исследованиях на всех стадиях их проведения, обработке и оформлении полученных данных. Диссертанту принадлежит: развитие метода экспериментального исследования восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя в контролируемых условиях [11,15,18], определение коэффициентов преобразования [13,18-20, 24,27,28], постановка экспериментов по развитию возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на модели скользящего крыла [12,17,21,23,26,33].

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, шести глав, заключения и списка литературы из 329 наименований, изложена на 318 страницах, включая 104 стр. иллюстраций.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновывается актуальность темы диссертации, указывается цель и новизна исследования, дается общая характеристика работы.

В первой главе приводится обзор литературных данных по возникновению турбулентности в сжимаемом пограничном слое. Рассматриваются результаты теоретических и экспериментальных исследований по теории гидродинамической устойчивости при больших скоростях, а также приводится краткий обзор теоретических и экспериментальных исследований по восприимчивости дозвукового пограничного слоя

Из представленного обзора можно заключить, что за последнее время в теоретических исследованиях устойчивости сжимаемых сдвиговых течений (п. 1.1) достигнуты определенные успехи. Значительно расширился круг исследуемых задач. Так, наряду с продолжением исследований по линейной теории устойчивости сжимаемых потоков начаты исследования нелинейной неустойчивости сверхзвуковых пограничных слоев, трехмерных течений, проблемы восприимчивости. Кроме аналитических методов используются разнообразные численные методы, в том числе метод прямого численного моделирования. Развит новый подход, основанный на лараболизо-ванных уравнениях устойчивости (РБЕ) и позволяющий учитывать локальную непараллельность течения.

Что касается экспериментальных исследований проблемы возникновения турбулентности в высокоскоростном пограничном слое (п. 1.2), то, несмотря на определенные успехи, их до сих пор явно недостаточно. За рубежом был и продолжены исследования развития естественных возмущений. Однако экспериментальные данные для естественных возмущений не позволяют проводить корректное сравнение с теоретическими результатами. Развитый в ИТПМ СО РАН метод введения контролируемых возмущений позволил заполнить этот пробел. Исследования по устойчивости проводились в пограничном слое на плоской пластине, конусе, цилиндре в ламинарном отрыве и т.д. Получены экспериментальные данные о волновых характеристиках неустойчивых возмущений, и подтвержден вывод линейной теории устойчивости о трехмерном характере наиболее неустойчивых возмущений при сверхзвуковых скоростях. Проведены экспериментальные исследования нелинейного развития возмущений. Получено хорошее соответствие экспериментальных данных расчетам. В экспериментах по устойчивости сверхзвукового пограничного слоя обычно использовались простые модели (пластина, конус и т.д.). Экспериментальных исследований по развитию возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на скользящем крыле ранее не проводилось.

В п. 1.3 рассмотрены результаты исследований по воздействию внешних возмущений на сверхзвуковой пограничный слой. В первых экспериментах по ламинарно-турбулентному переходу изучалось влияние внешних факторов (уровень турбулентности набегающего потока, вибрация модели, акустический фон) на переход. Но для понимания процесса перехода необходимо прежде всего изучить возникновение и развитие неустойчивых волн, приводящих к переходу (проблема восприимчивости). Большинство теоретических и экспериментальных исследований по восприимчивости проведе-

но для дозвуковых течений. В этих работах получено, что преобразование внешних возмущений в собственные волны пограничного слоя происходит на передней кромке модели и на неоднородностях течения, вызванных шероховатостями, локальными отрывами и др. На момент начала данных исследований имелась только одна экспериментальная работа по восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя. Эксперименты выполнялись для естественных возмущений, поэтому сравнение с теорией затруднено. Применение в эксперименте контролируемых возмущений решает задачу корректного сравнения при исследовании проблемы возникновения турбулентности.

В п. 1.4 анализируются представленные в обзоре экспериментальные и теоретические результаты по восприимчивости и устойчивости сверхзвукового пограничного слоя. На основе полученных выводов обосновывается цель данной работы. Для несжимаемых течений основные результаты по восприимчивости получены с помощью моделирования волновых процессов в пограничном слое на моделях в аэродинамических трубах внешним источником контролируемых возмущений. Создание такого источника при сверхзвуковых скоростях на основе электрического разряда позволило начать исследования по восприимчивости.

Во второй главе описываются экспериментальное оборудование, источник контролируемых возмущений, автоматизация экспериментальных исследований на сверхзвуковой аэродинамической трубе Т-325, методы исследования восприимчивости и устойчивости сверхзвукового пограничного слоя с помощью контролируемых возмущений. Рассматриваются специальные вопросы: об определении безразмерных уровней естественных и контролируемых пульсаций в сверхзвуковом потоке, частотно-волновой анализ возмущений и определение коэффициентов преобразования внешних возмущений в собственные колебания сверхзвукового пограничного слоя.

В пунктах 2.1-2.4 рассмотрен метод экспериментального исследования восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя с помощью контролируемых возмущений. Основой метода являются подходы, применяемые при развитии метода исследования устойчивости сверхзвукового пограничного слоя в контролируемых условиях: - создание локального источника контролируемых возмущений на основе высокочастотного электрического разряда, На начальном этапе исследований восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя в качестве источника использовался поверхностный электрический разряд. Применение современных цифровых методов измерений стационарных и нестационарных сигналов позволило повысить точность измерений, проводить более подробные исследования контролируемых возмущений в свободном потоке и порожденных ими собственных колебаний пограничного слоя. Это также позволило использовать в качестве источника возмущений более качественный, но менее мощный разряд в камере. Источник контролируемых возмущений на основе разряда в камере более долговечен, стабилен, меньше электрическая наводка, он позволяет плавно регулировать интенсивность контролируемых возмущений.

Экспериментальные исследования выполнены в сверхзвуковой малотурбулентной аэродинамической трубе Т-325 ИТПМ СО РАН с сечением рабочей части 0,2x0,2 м2 и длиной 0,6 м. Параметры потока (число Маха М,

единичное число Рейнольдса Яеь температура торможения Т0, скорость потока и) определялись с помощью измерительной системы, которой оборудована установка. Возмущения в свободном потоке и в пограничном слое регистрировались с помощью термоанемометров постоянного сопротивления (ТПС), изготовленных в ИТПМ СО РАН. Измерения проводились одно-ниточными датчиками с вольфрамовой нитью диаметром 5 мкм и длиной от 0,7 до 1,2 мм.

Локальная автоматизированная система экспериментальных исследований (ЛАСЭИ), используемая при проведении экспериментов на сверхзвуковой аэродинамической трубе Т-325, представляет собой комплекс технических средств и программного обеспечения. Основу системы составляют персональные компьютеры и крейт КАМАК. Принципиальная схема локальной автоматизированной системы измерений Т-325 представлена на рис. 1.

Эта измерительная система позволяет проводить: ввод экспериментальных данных с различного измерительного оборудования в ЭВМ; накопление данных в файловых архивах; контроль режима работы аэродинамической трубы оператором; вывод экспериментальных данных для экспериментатора; первичную обработку измеренных данных (в том числе и спектральную) и вывод экспресс-информации на монитор. Амплитуды естественных пульсаций в свободном потоке, по крайней мере, на порядок превышают контролируемые возмущения в свободном потоке, поэтому в экспериментах по восприимчивости использовался селективный усилитель и применялся метод синхронного суммирования дискретного сигнала по реализациям. Применение цифровых методов измерений позволяло достаточно точно определять область искусственно возмущенного сверхзвукового потока и существенно уменьшишь погрешность определения амплитуды и фазы контролируемых возмущений. Так как в результате осреднения при синхронном суммировании амплитуда естественных пульсаций уменьшается, по крайней мере, в л/Л/ раз, где А/ - число суммирований по реализациям.

Уровень естественных возмущений имеет большое значение при исследовании восприимчивости. Поэтому были продолжены технические ме-

монитор

Рис. 1. Схема автоматизированных измерений на Т-325 ИТПМ СО РАН.

роприятия по уменьшению уровня шума в рабочей части сверхзвуковой аэродинамической трубы Т-325, включающие шлифовку входа в рабочую часть, а также полировку сменных сопловых вставок рабочей части. Были проведены измерения уровня возмущений в рабочей части Т-325 после технических мероприятий. Для разделения пульсаций на моды использовался метод диаграмм Коважного. С помощью этого метода были определены уровни и разделены на моды естественные пульсации в свободном потоке аэродинамической трубы Т-325, а также определены уровни контролируемых возмущений, вводимых в свободный поток с помощью локального источника возмущений, при числах Маха 2 и 3,5. Показано, что в результате технических мероприятий снижен уровень шума в ее рабочей части, а уровень пульсаций давления составляет около 0,1% в широком диапазоне единичных чисел Рейнольдса. Для сравнения экспериментальных и теоретических данных по восприимчивости необходимо определение абсолютного уровня возмущений, поэтому в главе рассматривается применение методики диаграмм Коважного для определения абсолютного уровня пульсаций.

Отметим преимущества использования контролируемых возмущений при экспериментальном исследовании восприимчивости и устойчивости сверхзвукового пограничного слоя. Применение частотно-волнового анализа полученных экспериментальных данных позволяет вычислить такие волновые характеристики контролируемых пульсаций в свободном потоке и в пограничном слое, как волновые числа, фазовые скорости, углы распространения и инкременты. Это позволяет проводить корректное сравнение экспериментальных данных с результатами теоретических расчетов. При анализе экспериментальных данных использовалась процедура разложения гармонических амплитудно-фазовых распределений по поперечной координате на нормальные моды, впервые примененная В.М.Гилевым, Ю.С.Качановым, В.В.Козловым (1981) при исследовании развития пространственного волнового пакета в несжимаемом пограничном слое на плоской пластине. По измеренным данным с помощью дискретного преобразования Фурье определяются частотно-волновые амплитудно-фазовые спектры возмущений при x=const:

Ar/xj = AfP (х)е/Ф(е W = ! £ A{tk, Zj )e~Kpz' ~°*к} AzyAf*,

1 j*

где 7 - длина реализации по времени; ¿lZj=Zj.r-Zj, Atk=lk-i-U , з A(tk, z) — осциллограммы контролируемых пульсаций. По полученным значениям амплитуды Af/,{x) и фазы Ofrfx) вычисляются волновые характеристики пульсаций: волновые числа аг-=АФ^х)/Ах; угол наклона волны к вектору средней скорости потока ^=arctg(/УсД'фазовая скорость Cx(z)=Af/U, где Л=2л/аг, f-частота, U - скорость потока, аг - волновое число, соответствующее максимуму в амплитудных спектрах по аг. Коэффициенты преобразования возмущений были найдены из отношения амплитуды возмущений, генерированных в пограничном слое внешними контролируемыми колебаниями к ампли-

МР)\х-х-

туде акустических волн, падающих на переднюю кромку К (О) =--.

W)lx=x0

Полные (интегральные и безразмерные) контролируемые пульсации массового расхода были определены т(0,= /4//?)с/Д Средние коэффициенты преобразования К вычислялись с использованием значения т1Ы; К=ть/тгде ты и пуц - соответственно полные пульсации массового расхода в свободном потоке и в пограничном слое. Описание процедур обработки экспериментальных данных и определения коэффициентов преобразования приведено в п. 2.5.

В л. 2.6. приводятся характеристики вынужденного излучения, используемого как источник контролируемых возмущений для экспериментального изучения восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя. В первых экспериментах в качестве источника возмущений использовался поверхностный электрический разряд. В ламинарном пограничном слое при зажигании разряда возникают периодические возмущения, которые при движении вниз по потоку усиливаются в несколько раз. На рис. 2. приведено типичное распределения амплитуды искусственных возмущений А<(х) в свободном потоке для различных расстояний от поверхности пластины. В зависимости

А>(х) наблюдаются два максимума. Первый - узкий пик, вызванный излучением от окрестности разряда. При дальнейшем перемещении по координате х от передней кромки происходит рост амплитуды излучения, обусловленный усилением возмущений в пограничном слое в области неустойчивости. При увеличении расстояния у от поверхности пластины происходит уменьшение амплитуды излучения. Установлено, что излучение распространяется вдоль линий Маха и заметно на естественном фоне на расстояниях у~30+50 мм. Основное внимание было уделено исследованию области второго максимума излучения пограничного слоя в свободный поток (излучение от переходной зоны). Получено, что система "разряд-пограничный слой" является источником колебаний во внешний (по отношению к пограничному слою) поток. Частота излучения совпадает с частотой зажигания электрической дуги. На расстояниях до 15у/3 от пластины с разрядом основной вклад в излучение вносят волны ТШ, затухающие значительно быстрее, чем звуковые волны. При больших расстояниях наблюдаются акустические возмущения. Излучение распространяется в плоскости, нормальной к поверхности пластины вдоль течения потока. Доля наклонных волн незначительна. Проведенная модернизация автоматизированной системы сбора данных значительно увеличила скорость сбора информации и повысила точность измерений. Это позволило использовать в качестве ис-

Рис.2. Распределение амплитуды искусственных возмущений в свободном потоке.

точника возмущений разряд в камере и приступить к подробным исследованиям структуры контролируемых возмущений в свободном потоке. Основное внимание было уделено излучению от окрестности разряда. Для определения границ области вынужденного излучения проводилось измерение распределений амплитуды и фазы контролируемых возмущений в свободном потоке в зависимости от продольной координаты в сечении, проходящем через разряд. На рис. 3 приведены распределения А£х) и Ф{х). Было проведено исследование структуры контролируемых возмущений в свободном потоке. Для этого выполнены измерения поперечных распределений амплитуды и фазы А^г), Ф{г) контролируемых возмущений в плоскости у=40 мм от поверхности пластины для значений продольной координаты от х=24 мм (граница вынужденного излучения) до х=40 мм с шагом 1 мм. На рис. 4 представлены линии равной амплитуды искусственных возмущений, полученные после обработки распределений А,(г), Ф,(г) при помощи сплайна.

% ф (, град.

При анализе экспериментальных данных использовалась упрощенная физическая модель возникновения возмущений вблизи источника. При зажигании электрического разряда в камере искусственные возмущения проникают через отверстие пластины в пограничный слой. Возможно, при этом в результате торможения потока в ближнем поле перед и за разрядом образуются вихри с разными направлениями вращения в плоскости ух. Вниз по потоку порожденные возмущения приводят к образованию волн ТШ в пограничном слое пластины. Весь этот процесс сопровождается излучением различных типов контролируемых возмущений в свободный поток. Такая физическая модель основывалась на распределениях, аналогичных приведенным на рис. 3 и 4. Первая зона соответствует акустическим волнам, излучаемым возмущениями от источника, распространяющимся вверх по потоку в пограничном слое пластины (на рис. 3 эта зона примерно соответствует области первого максимума 24 мм<х<27 мм, где наблюдается уменьшение фазы с увеличением координаты х). Вторая зона соответствует излучению от вихря позади отверстия (на рис.3 эта зона примерно соответствует области третьего максимума при х от 30 мм до 35 мм). И третья зона наблюдается для х> 35 мм как излучение от волн ТШ. Максимум при х«29 мм соответствует излучению возмущения непосредственно от отверстия на по-

-30 -20 -10 0 10 20 30

г, мм

Рис. 3. Распределения Д(х) и Ф^х) контролируемых возмущений в свободном потоке

Рис.4. Линии равной амплитуды искусственных возмущений.

верхности пластины. Перед, в окрестности (значение координаты х от 28 до 30 мм) и за разрядом образуются вихревые структуры. Границы возмущений от вихрей перед и за разрядом сливаются при х=36 мм. Излучение распространяется внутри конуса Маха от разряда. Нужно отметить, что поведение фазы контролируемых возмущений Ф/г) для различных зон излучения также отличается друг от друга. Результаты измерений поля контролируемых возмущений в нормальном направлении показали, что вынужденное излучение распространяется вдоль линий Маха от пограничного слоя.

При изучении восприимчивости необходимо определять абсолютный уровень пульсаций в свободном потоке и в пограничном слое. Тарировоч-ные измерения по методу диаграмм Коважного были выполнены для всех зон излучения. Установлено, что для всех трех зон излучения диаграммы пульсаций имеют линейный вид. На основании этого можно утверждать, что контролируемые возмущения в свободном потоке в зоне измерений имеют акустическую природу. Для определения абсолютных уровней пульсаций массового расхода использовался экспериментально полученный коэффициент (где <т(х,у,г)> = А^э <&'>). Получено, что коэффициент А<т> практически постоянен для всех зон излучения и это значение А^ можно использовать для определения абсолютных значений пульсаций массового расхода в свободном потоке.

В п. 2.9 рассматривается общая характеристика метода исследования восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя в контролируемых условиях и приводятся следующие выводы по выполненным экспериментальным исследованиям излучения от искусственно возбужденного пограничного слоя.

- Развит метод экспериментального исследования восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя в контролируемых условиях. Показано, что вынужденное излучение можно использовать как источник внешних контролируемых возмущений при проведении исследований по проблеме восприимчивости.

- Проведено детальное исследование структуры вынужденного излучения от искусственно возбужденного сверхзвукового пограничного слоя при помощи периодического разряда при М=2 и 3,5. Выделены три характерные зоны излучения.

- С помощью метода диаграмм Коважного показано, что вводимые в свободный поток возмущения являются акустическими волнами. Определены уровни контролируемых возмущений, вводимых в свободный поток с помощью локального источника возмущений, при числах Маха 2 и 3,5.

В третьей главе рассматриваются результаты экспериментальных исследований восприимчивости при облучении сверхзвукового пограничного слоя. В п. 3.1 описано оборудование и условия экспериментов. На рис. 5 приведена схема экспериментальной модели, которая представляла собой две стальные пластины с острыми передними кромками, установленные параллельно друг другу в горизонтальной плоскости. Пластина 1 с поверхностным электрическим разрядом жестко крепилась к боковым стенкам аэродинамической трубы. Частота зажигания разряда менялась от 5 до 20 кГц. Пластина 2 трапециевидной формы устанавливалась на штанге координат-

пластина 2

пластина 1

ИСТОЧНИК

поверхностный разряд

ника и могла перемещаться по координатам х, у. Измерения возмущений проводились при помощи термоанемометра. Датчик термоа немометра закреплялся на пластине 2 на таком расстоянии от ее поверхности, чтобы измерения проводились в слое, где пульсации достигают

Рис.5. Схема экспериментальной модели.

максимума. Расстояние от передней кромки модели до датчика составляло 90 мм. В исследуемом диапазоне частот и чисел Ие, датчик находился в неустойчивой области.

При проведении исследований по восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя пластину с датчиком перемещали в поле вынужденного излучения от пластины с разрядом. На рис. 6. приведено характерное распределение амплитуды возмущения в зависимости от координаты х, (расстояния между передними кромками пластин в продольном направлении) при фиксированном расстоянии между пластинами. На графике цифрами обозначены максимумы в распределении А/х,). Распределения получены как при включенном разряде, так и выключенном. Максимум 6 соответствует

10.0

А,, мВ_

град.

2700

1900

1100

100 X, ММ

500

Рис.6. Распределение А{х,) и ФМ возмущений в пограничном слое пластине 2.

наступлению перехода на пластине 2, а наличие остальных максимумов 1+5 в распределении А^) указывает на то, что на пластине 2 существуют области, в окрестности которых происходит более интенсивное порождение возмущений, вызванное внешним акустическим полем. Максимумы излучения от системы разряд -пограничный слой, попадая в окрестности этих точек, вызывают увеличение амплитуды возмущений в

пограничном слое исследуемой модели. Отметим, что излучение акустических возмущений от пограничного слоя на пластине 1 происходит и при выключенном разряде. Излучение звука от переходной зоны происходит и без включенного разряда, но в широком диапазоне частот и совпадает по положению (а не по амплитуде) с излучением от переходной зоны с включенным

разрядом. Это позволяет предположить, что максимумы 1 и 2 вызваны излучением непосредственно от разряда, а максимумы 3, 4, и 5 - излучением от переходной зоны. Делая геометрические построения, получаем, что максимумы 2 и 5 вызваны попаданием максимумов излучения на переднюю кромку пластины 2.

Для расстояния между пластинами у=40 мм были проведены измерения А(Х1) при различных значениях единичного числа Рейнольдса Ив) и частот зажигания разряда Т. Получено, что максимумы 2 и 5, соответствующие попаданию излучения на переднюю кромку, оставались на месте, а другие максимумы смещались по координате х,. По этим данным определялось расстояние I., от передней кромки пластины 2 и вычислялись числа Рейнольдса особых точек Ке=(Ве1х^)1/2. Так, например, для возмущений, вызванных излучением непосредственно от разряда, это расстояние равно разности хгкоординат максимумов 1 и 2. На рис. 7 числа Рей- Р 105г нольдса особых точек нанесены в зависимости от безразмерного частотного параметра Я. Полученные данные сравнивались с нейтральными кривыми, полученными для естественных возмущений на этой же установке. Точки 1-5 соответствуют максимумам с теми же номерами на рис.6. Линии 6, 8 соответствуют нижней и верхней ветвям кривой нейтральной устойчивости, а линия 7 - звуковой ветви (мак- Рис-7- Сравнение чисел Рейнольдса особых то-симальному усилению акустиче- чек с нейтральными кривыми, ских возмущений ламинарным пограничным слоем). Следовательно, областями наибольшей восприимчивости пограничного слоя к внешним акустическим возмущениям для пластины являются: передняя кромка, область соответствующая звуковой ветви нейтральной кривой, область соответствующая нижней ветви кривой нейтральной устойчивости. Хотя эти данные по восприимчивости качественного характера, но из рис. 6 можно сделать вывод, что наиболее интенсивное преобразование внешних акустических возмущений в собственные колебания сверхзвукового пограничного слоя происходит в окрестности передней кромки пластины.

В п. 3.3 приводятся результаты исследования структуры искусственных возмущений, порожденных внешними контролируемыми возмущениями при попадании максимума излучения от переходной зоны переднюю кромку (одну из зон наибольшей восприимчивости). Датчик термоанемометра устанавливался на штанге координатника и мог перемещаться в пограничном слое второй пластины по всем осям координат. Измерения проводились в критическом слое, где возмущения достигают максимума. Вынужденное излучение, попадая на переднюю кромку, вызывает колебания в пограничном слое второй пластины, усиливающиеся в зоне неустойчивости. Распределения Аг(г) и Фг(г) снимались для нескольких сечений х=сопз1 Координата х изме-

нялась от 54 до 69 мм с шагом 2,5 мм (х - расстояние от передней кромки пластины 2, а г=0 проходит через электрический разряд). Полученные экспериментальные данные по методу Фурье-анализа подвергались обработке по волновым числам р и аг. Основной максимум возмущений наблюдается при /?=0. Кроме плоской волны /3=0, в пограничном слое существуют наклонные волны при-/6=0,1-0,4, практически не уступающие плоской волне по амплитуде. Отмечено увеличение доли в спектре наклонных волн при /Ы),7-^0,95 с увеличением координаты х.

Распределения А.(Р) и Ф/(/1) для различных сечений х при /?=сопб! вторично подвергались Фурье-анализу по волновому числу аг. Пара волновых чисел а, и р позволяет вычислить наклон волнового вектора к потоку, фазовую скорость возмущений и провести классификацию волн, возникших в пограничном слое под действием вынужденного акустического поля. Для оценки углов наклона и фазовых скоростей брались максимумы в распределениях при фиксированном Д На рис. 8 нанесены фазовые скорости возмущений, составляющих пакет волн. Пунктирная линия 1 соответствует критическим значениям фазовых скоростей, определяемых соотношением Сх'=1 - 1/(М Соэх). Критические значения фазовых скоростей разделяют волны дискретного и непрерывного спектров. Сплошная линия 2 соответствует фазовым скоростям волн ТШ, рассчитанных по параметрам экспери-

мента (Ке=565,

С

0.6

Р=0,5х10

0.3

30

60

Рис.8. Фазовые скорости контролируемых возмущений в пограничном слое пластины 2.

М=2, теплоизолированная пластина).

л Экспериментальные точки

группируются в четырех областях, обозначенных на рис.8 буквами. Для области "а" характерны небольшие значения Сх»0,3, меньшие чем Сх\ Следовательно, эти возмущения относятся к непрерывному спектру. Вне пограничного слоя они являются звуковыми колебаниями. Распространяются эти волны под небольшими углами к потоку {х ^ 20°). В рассматриваем случае им принадлежит наибольшая доля энергии в Спектрах. Значительный вклад этих возмущений в пакет связан с тем, что именно такие возмущения оп-

х,

град.

ределяют внешнее акустическое поле, которое попадает не только на переднюю кромку пластины, но и на весь пограничный слой перед датчиком. В области "б" фазовые скорости вынужденных возмущений в пограничном слое согласуются с кривой 2, следовательно, эти возмущения являются волнами ТШ. Их угол наклона к потоку составляет ¿»45°. В /^-спектрах доля энергии этих волн сравнима с акустическими. В то же время они не являются преобладающими во внешних спектрах. Тем не менее, как следует из результатов данной работы, в пограничном слое идет преимущественное возбуждение именно таких волн. Для возмущений, соответствующих области

"в", значения фазовых скоростей согласуются с кривой 1, т.е. эти возмущения находятся на границе непрерывного и дискретного спектров. По своим параметрам акустическая и вихревая волна в этом случае неразличимы, и возможна прямая перекачка энергии акустических волн в волны ТШ. Возможно, что возмущения, соответствующие области "б", развились из возмущений, соответствующих область "в", но расположенной ближе к передней кромки пластины (при меньших числах Рейнольдса). Для области "г" характерны углы наклона волны ^60с-70° Это наиболее быстрорастущие возмущения для реализованных параметров эксперимента. Для них степени роста максимальны. Таким образом, при облучении модели звуком сверху в ее пограничном слое возбуждаются медленнорастущие, но имеющие большие начальные амплитуды, волны с углами наклона ;р45° и быстрорастущие, но имеющие малые начальные амплитуды, волны с углами наклона ¿-65°. Какие из этих возмущений приведут к наступлению ламинарно-турбулентного перехода, зависит от интенсивности внешних возмущений и восприимчивости. Кроме того, было выполнено сравнение волновой структуры возмущений в сверхзвуковом пограничном слое, порожденных при попадании максимума вынужденного излучения на переднюю кромку пластины сверху, с волновой структурой возмущений, развивающихся в сверхзвуковом пограничном слое от точечного источника.

Выводы по выполненным экспериментальным исследованиям восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя сделаны в п.3.4:

- Определены зоны наибольшей восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя на плоской пластине с острой передней кромкой, причем, наиболее интенсивное порождение происходит на передней кромке модели;

- Выполнено экспериментальное исследование структуры возмущений в сверхзвуковом пограничном слое, порожденных внешним акустическим полем в контролируемых условиях для случая попадания максимума излучения на переднюю кромку пластины. Получено, что наиболее интенсивно порождаются акустические колебания с / < 20°, волны Толлмина-Шлихтинга с ,£«45° и меньшей интенсивности, но с максимальными степенями роста волны ТШ с ^»65°.

- Проведено сравнение волнового портрета излучателя с волновым портретом возмущений, возникших вследствие реакции пограничного слоя на облучение. Показано, что структура возмущений в пограничном слое пластины регулируется внешним акустическим полем. Хвосты волн ТШ в излучении не оказывают влияния на структуру возмущений в пограничном слое.

В четвертой главе приводятся результаты экспериментальных исследований восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя, когда пластина с острой передней кромкой находится в тени от источника возмущений. Источник контролируемых возмущений может быть расположен как над моделью, так и под моделью. В экспериментах (глава 3) пластина с разрядом находилась над моделью. В этом случае, хотя максимумы излучения попадали в определенное место (например, на переднюю кромку пластины), порождение возмущений в пограничном слое от внешнего контролируемого

звукового поля происходило и в других областях, что сильно затрудняло обработку данных. Поэтому была выбрана схема эксперимента, когда источник звуковых волн находится снизу. В этом случае порождение возмущении в пограничном слое происходит только в окрестности передней кромки пла-

СТИНЬ'в п ^ ^ описано 0б0руд0вание и условия экспериментов. Измерения проводились в свободном потоке и в пограничном слое плоской пластины с острой передней кромкой при числе Маха М=2. единичном числе Реинольд-са Ие^Э 9x10-6 ми и безразмерном частотном параметре 0,26x10 , и при М-3 5 ^е,=7х106 м"1 Р=0,28х10Л Схема эксперимента представлена на оис9 'модель состояла из двух трапециевидных пластин, установленных н ' /¿у под нулевым углом ■----- - _ ■ ' датчик атаки. Пластина 1 с

пласт*а*2 I ГеНврЭТОрОМ ПерИО-

^-----дических возмущений

устанавливалась на штанге координатни-

^ЩШШр' ка и могла переме-

" щаться в процессе

пластина 1 | эксперимента на раз-

~ личные расстояния от

рл*р*А * ммере стенки рабочей части

аэродинамической Рис.9. Схема эксперимента трубы. Расстояние

пластины 1 от стенки рабочей части Т-325 выбиралось разным для чисел М=2 и 3 5 Так, для М=2 расстояние а=76 мм. а для М=3,5 расстояние а-90 мм Конструкция генератора периодических возмущений основана на искровом разряде в камере. Искусственные возмущения вводились в сверхзвуковой пограничный слой через отверстие, диаметром 0.5 мм, в рабочей поверхности модели. Возмущения, достаточно интенсивные, чтобы излучать акустические волны в свободный поток, генерировались на частоте £=20 кГц. Для измерения возмущений использовался термоанемометр и автоматизированная система измерений (см. рис. 1). Чтобы определять спектральную структуру поля контролируемых возмущений, использовалось преобразование Фурье по времени для обработки осциллограмм. Дискретное преобразование Фурье использовалось, чтобы определить амплитуды и фазы ФА*,® волновых спектров в х- и г-направлении соответственно. Коэффициенты преобразования возмущений К(0) были найдены из отношения амплитуды возмущений, генерированных в пограничном слое внешними контролируемыми колебаниями к амплитуде акустических волн, падающих

на переднюю кромку.

В п. 4.2 рассмотрены результаты исследований преобразования внешних контролируемых возмущений в собственные колебания пограничного слоя в окрестности острой передней кромки при М=2. А в п. 4.3 - аналогичные результаты при М=3,5. Порядок измерений и процедуры обработки экспериментальных данных в обоих случаях одни и те же. На первом этапе проводилось измерение поля контролируемых возмущений в свобод-

ном потоке в плоскости пластаны 2 (пластина 2 устанавливалась вниз по потоку за областью измерений). В этом случае пластина 2 использовалась как поддержка для координатника. Измерения были выполнены вдоль координат х, у, х при фиксированной мощности локального источника. Полученные распределения амплитуды и фазы контролируемых возмущений А^х), Ф^х) подобны представленным на рис. 3. На основании распределений пульсаций массового расхода были выбраны значения продольной координаты х, соответствующие трем различным характерным зонам излучения. Эти значения координаты х соответствуют максимумам в распределении А^х). В сечениях, соответствующих уже выбранным значениям продольной координаты х, проводились измерения амплитуды и фазы пульсаций А^г) и Ф.(г) в зависимости от поперечной координаты г. Одновременно проводились тарировочные измерения, необходимые для определения абсолютных значений пульсаций массового расхода. Распределения амплитуды и фазы возмущений в свободном потоке и ФЩ в зависимости от волнового числа в г-направлении р для вышеупомянутых зон были получены после дискретного преобразования Фурье для распределений А^г) и Ф^г). Для первой зоны в амплитудных спектрах имеется максимум при /?=0 а для других зон доля трехмерных волн увеличивается.

Для исследования поля возмущений в пограничном слое, возбужденном внешними контролируемыми пульсациями, пластина 2 была установлена так, чтобы передняя кромка располагалась в тех сечениях, где измерялись внешние возмущения. Распределения А^г) и Ф£г) измерялись в пограничном слоев пластины 2 в максимуме пульсаций для двух значений продольной координаты х*=40 и 50 мм (х* - расстояние от передней кромки пластины 2). Отметим, что измерения проводились в неустойчивой области развития возмущений вблизи нижней ветви нейтральной кривой. По распределениям А^г) и Ф^г) с помощью дискретного фурье-преобразования определялись спектры по волновому числу Д Отметим, что наклонные волны возбуждаются в пограничном слое интенсивнее, чем плоские волны с ^0°. Распределения А/[р) для двух сечений в пограничном слое подобны, а для распределений ФЩ наблюдается сдвиг фазы. Это позволило вычислить фазовую скорость возмущений Сх в пограничном слое.

Полученные экспериментальные данные об амплитудах возмущений в свободном потоке и в пограничном слое дают возможность провести оценку коэффициентов передачи К для каждой зоны излучения. Зависимости коэффициентов трансформации К{р) от волнового числа р для трех зон

Р, рад/мм

Рис.10. Зависимости коэффициентов преобразования К(р) от волнового числа /?для М=2.

излучения представлены на рис. 10 для М=2 и рис. 11 для М=3,5. Обращает на себя внимание тот факт, что коэффициенты преобразования в пограничном слое для наклонных волн больше, чем для плоских волн при /?а0. Полученные данные соответствуют теоретическим выводам (Гапонов, 1995). Также наблюдается рост коэффициентов трансформации с увеличением номера зоны. Только для первой зоны имеется гладкая зависимость коэффициентов преобразования К{[!) от волнового числа Д Для второй и третьей зон имеются некоторые пики в этих зависимостях как для случая М=2 так и для случая М=3,5. Такой вид зависимости К(Р) для двух последних зон излучения показал необходимость вычисления средних коэффициентов трансформации {интегральных коэффициентов преобразования). Используя полученные средние значения пульсаций массового расхода в свободном потоке и в пограничном слое, можно определить средние коэффициенты преобразования для каждого случая. Данные представлены в таблице 1.

Таблица 1.

X*, мм Число Маха Первая зона, К, Вторая зона, К2 Третья зона.Кз

40 М=2 0,46 0,99 1,88

50 М=2 0,49 1,02 147

40 М=3,5 1,357 2,042 2,564

50 М=3,5 2,070 2,573

Чтобы понять, какие возмущения возбуждаются в пограничном слое

внешними контролируемыми пульсациями, рассмотрим фазовую скорость волн. Данные для М=2 и М=3,5 приведены на рис. 12, 13 соответственно. Здесь сплошная линия соответствует критической фазовой скорости С*=1-1/(МСоз(х) и разделяет волны дискретного и непрерывного спектров. Экспериментальные данные сравниваются с расчетами по линейной теории устойчивости, выполненными И.И.Маслен-

р, рад/мм

Рис.11. Зависимости коэффициентов преобразования К(Р) от волнового числа /?для М=2.

Рис.12. Фазовые скорости возмущений в пограничном слое пластины 2 при М=2.

никовой для близких значений числа Рейнольдса 13е и безразмерного частотного параметра Р. Из этих данных следуют, что практически для всех зон излучения, возбужденные возмущения - волны неустойчивости первой моды. Приведенные результаты находятся в качественном соответствии с расчетами Эакае, Аэа!, МэЫока (2ООО), где получено, что при попадании волны Маха на пластину снизу, то уже на расстоянии одной длины волны от передней кромки вынужденными колебаниями в пограничном слое на верхней стороне пластине являются волны ТШ.

Для интегральных коэффициентов преобразования также наблюдается их рост с увеличением номера зоны. Известно, что для линейного случая преобразования внешних пульсаций в неустойчивые колебания необходимо рассматривать возмущения с одинаковыми волновыми характеристиками. При сверхзвуковых скоростях остается открытым вопрос об определении огг-спектров внешних возмущений. Результаты оценки значений волновых чисел аг для различных зон излучения представлены в таблице 2. Из данных, представленных в таблицах 1 и 2 следует, чем значение аг для зоны излучения ближе к значению ап соответствующему волне ТШ, тем больше значение коэффициента преобразования.

Таблица 2.

Число Маха Первая зона, Вторая зона, Третья зона, Волна ТШ

аг аг аг (теория), аг

М=2 -1.7 0 0.68 0.48

М=3.5 -0.38 0 0.35 0.35

Отметим, что возбуждение возмущений в пограничном слое при М=3,5 происходит интенсивнее, чем при М=2. Согласно теоретическим результатам интенсивность вынужденных возмущений в пограничном слое зависит от пространственной ориентации внешних акустических волн и растет при уменьшении угла наклона волн к плоскости модели. Интенсивность возбужденных возмущений имеет максимум при нулевом угле наклона звуковых волн в нормали к плоскости модели.

В п. 4.4 сделаны заключительные замечания об определении коэффициентов преобразования и приводятся выводы:

- Выполнено экспериментальное изучение поля контролируемых возмущений, индуцированных в свободном потоке с помощью локального источника возмущений при числах Маха М=2 и 3,5. Измерены возмущения в пограничном слое плоской пластины, возбужденные внешними контролируемыми акустическими колебаниями в окрестности острой передней кромки модели.

1.2

0.8

0.4

0.0

вторая зона третья зона С=1-1/МСозх теория

30

60

90

Рис.13. Фазовые скорости возмущений при М=3,5.

- Проведено количественное сравнение уровней начальных акустических возмущений в свободном потоке и вызванных ими пульсаций сверхзвукового пограничного слоя. Были получены коэффициенты преобразования акустических возмущений в колебаниях сверхзвукового пограничного слоя.

- Обнаружено, что возбуждение возмущений в пограничном слое внешними возмущениями при М=3,5 происходит значительно более интенсивно, чем при М=2, и коэффициенты преобразования в пограничном слое для наклонных волн больше, чем для волн при /?=0.

В пятой главе приводятся результаты экспериментальных исследований восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя на пластине с притуплённой передней кромкой, когда модель находится в тени от источника возмущений. Обтекание затупленных тел сверхзвуковым потоком газа характеризуется отошедшей ударной волной, вследствие кривизны которой вниз по потоку вблизи поверхности формируется энтропийный слой. Экспериментальные исследования ламинарно-турбулентного перехода на конусах и пластинах обнаружили немонотонную зависимость чисел Рейнольдса перехода от радиуса затупления носка моделей. Увеличение радиуса притупления приводит к росту протяженности ламинарного участка, достижению максимума, а затем уменьшению. Объяснение причины реверса перехода до сих лор неоднозначно. Наиболее простой случай для сравнения теоретических и экспериментальных результатов, когда толщина пограничного слоя много меньше радиуса носка, который, в свою очередь, должен быть существенно меньше длины модели. На основании этого для экспериментального исследования восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя на модели пластины с притуплением выбрана величина радиуса затупления передней кромки, равная 2,5 мм.

В п. 5.1 описано оборудование и условия экспериментов. Эксперименты были выполнены при числе Маха М=2 и единичном числе Рейнольдса Яе1=107м"1. Контролируемые возмущения генерировались на частоте /=20 кГц (Р=0,26х10"4). Схема модели, измерений и процедура обработки экспериментальных данных такие же, как и в главе 4 для случая пластины с острой передней кромкой. Измерения контролируемых возмущений в свободном потоке и порожденных ими вынужденных пульсаций в пограничном слое сопровождались калибровочными измерениями по методу Коважного. Это позволило провести оценку абсолютной величины пульсаций массового расхода.

Результаты исследований контролируемых возмущений в свободном потоке приведены в п. 5.2. В данном случае проведено более детальное исследование структуры внешних возмущений по сравнению со случаем острой передней кромки. Результаты представлены на рис. 3, 4. Эта информация необходима для получения коэффициентов трансформации, так как наличие отошедшей ударной волны оставляет открытым вопрос, какие именно сечения для контролируемых возмущений в свободном потоке необходимо брать в расчет для сравнения с порожденными возмущениями в пограничном слое. Хотя из-за того, что для каждой зоны излучения вынужденные возмущения имели характерный вид, выбор другого сечения (близкого по

координате х) привел бы только к незначительным количественным изменениям в коэффициентах трансформации. Качественно картина не менялась.

В п. 5.3 описываются возмущения в пограничном слое, порожденные внешним акустическим полем. Характер развития в пограничном слое вынужденных возмущений качественно такой же, как и для случая острой передней кромки. Первые различия были отмечены при измерениях поля возмущений в свободном потоке над поверхностью пластины 2. В отличие от исследований для острой передней кромки, представленные здесь экспериментальные данные для пластины с притуплённой передней кромкой, показывают, что внешние контролируемые возмущения легко проникают в поток за отошедшей ударной волной. Было проведено исследование поля контролируемых возмущений в свободном потоке над пластиной 2 в продольных и нормальных направлениях для трех зон излучения. На рис. 14 представлены результаты этих измерений в свободном потоке в продольном направлении. Острый максимум в амплитудных распределениях появляется, когда датчик термоанемометра проходит через отошедшую ударную волну при обтекании пластины с притуплённой передней кромкой. Полученные по этим данным значения фазовых скоростей Сх в продольном направлении контролируемых возмущений в свободном потоке над пластиной 2 оказались в диапазоне от 0.74 до 0.93. Полученное значение фазовой скорости контролируемых возмущений значительно выше значений С, для волн ТШ и тем более больше значений Сх для акустических волн. Отметим, что контролируемых возмущений в свободном потоке над пластиной 2 невозможно было обнаружить для случая острой передней кромки.

Другие количественные отличия от случая острой передней кромки обнаружены при вычислении коэффициентов преобразования для трех зон излучения (п. 5.4). Зависимости коэффициентов преобразования К(0) от волнового числа р для трех зон излучения для затупленной пластины при М=2 представлены на рис. 15. Только для первой зоны имеется гладкая зависимость К(Д) по Д. Для второй и третьей зон имеются пики в этих зависимостях. Качественно характер поведения коэффициентов преобразования для случая притуплённой передней кромки напоминает случай острой передней кромки. Коэффициенты преобразования в пограничном слое для наклонных волн больше, чем для плоских волн при Д=0, и наблюдается рост коэффициентов преобразования с увеличением номера зоны. Но возбуждение возмущений в пограничном слое внешними возмущениями происходит

Аь % Фг, град.

Рис.14. Распределения А^х), Ф{х) контролируемых возмущений в свободном потоке над пластиной 2

40

20

-0.50

0.25

0.50

более интенсивно для случая притуплённой передней кромки, чем для случая острой передней кромки. Используя среднее значение пульсаций массового расхода для свободного потока и в пограничном слое, можно определить среднее значение коэффициента преобразования для каждой зоны. Полученные данные представлены в таблице 3. Сравнение с результатами исследований для острой передней кромки, позволяет сделать вывод, что средние коэффициенты передачи в 2-3 раза больше для пограничного слоя на притуплённой пластине по сравнению со случаем острой передней кромки. Получено, что существование отошедшей ударной волны привело к изменению процесса восприимчивости по сравнению с данными для острой передней кромки. По всей видимости, происходит взаимодействие внешних контролируемых возмущений с ударной волной. Колебания ударной волны становятся дополнительным источником возмущений, что, скорее всего и приводит к увеличению коэффициентов преобразования К.

Таблица 3.

-0.25 0.00

(3, рад/мм

Рис.15. Зависимости коэффициентов преобразования К[р) от волнового числа /?для затупленной пластины при М=2.

X* мм Первая зона Вторая зона Третья зона

<т>(я % <т>ы % К, <т>^ % <т>ы % к? <т>ъ % <т>ы % К3

40 0,108 0,254 2,36 0,15 0,386 2,51 0,116 0,636 5,5

50 0,108 0,199 1,85 0,15 0,304 2,03 0,116 0,611 5,29

С*=1-1/(МСоз/) вторая зона третья зона первая зона

О).

о

ап4

о4

Чтобы показать, какие возмущения возбуждаются в пограничном слое внешними контролируемыми пульсациями, рассмотрим фазовую скорость

волн. Данные приведены на рис. 16. Здесь сплошная линия соответствует критической фазовой скорости С*=1-1/(иСоа(х). Получено, что фазовая скорость порожденных возмущений близка к фазовой скорости волн Толлмина-Шлихтинга и немного меньше, чем для случая острой передней кромки. При исследовании ус--0 25 50 75 тойчивости сверхзвукового

град. пограничного слоя на пла-

Рис.16. Фазовые скорости возмущений в погранич- стоне с радиусом затупле-ном слое затупленной пластины. ния 2-5 мы та1<же получено

1.0

о 0.5

во Яхга^аА /Рл ° ? а

Д^а д о о □ о

уменьшение фазовой скорости неустойчивых возмущений в пограничном слое. Это уменьшение, по всей видимости, связано с уменьшением числа Маха течения над моделью.

В п. 5.5. обсуждаются основные закономерности восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя на притуплённой пластине и приводятся следующие выводы:

- Впервые проведено экспериментальное исследование восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя на пластине с притуплённой передней кромкой. Исследовано поле контролируемых возмущений в свободном потоке. Выполнено количественное сравнение между уровнем начальных акустических возмущений в свободном потоке и вызванными ими пульсациями сверхзвукового пограничного слоя. Получены коэффициенты преобразования акустических возмущений в сверхзвуковые колебания пограничного слоя. Обнаружено, что возбуждение возмущений в пограничном слое внешними возмущениями происходит значительно более интенсивно для случая притуплённой передней кромки, чем для случая острой передней кромки.

- Проведено исследование течения в свободном потоке над пластиной 2. Получено, что в отличие от случая острой передней кромки внешние контролируемые возмущения проникают в поток за отошедшей ударной волной. Происходит взаимодействие контролируемых пульсаций с ударной волной. Колебания ударной волны становятся дополнительным источником возмущений. Этот процесс, по всей видимости, и приводит к увеличению коэффициентов трансформации К.

В шестой главе рассматриваются экспериментальные данные по устойчивости трехмерного сверхзвукового пограничного слоя на модели скользящего крыла.

Практически все исследования велись для дозвуковых скоростей течений. Несмотря на большое количество работ, проблема до сих пор не решена: имеет место качественное различие расчетных и экспериментальных данных и результатов экспериментов различных исследовательских групп. Сложность проблемы заключается в том, что наряду с известными волнами ТШ, развитие которых ведет к переходу к турбулентности в двумерных пограничных слоях, в трехмерном случае развиваются дополнительные волны неустойчивости, связанные с вторичными течениями: стационарные вихри, чьи оси направлены примерно в направлении линий тока внешнего течения, и некоторые бегущие (не волны ТШ) волны. Развитие всех этих волн и их относительная роль в процессе перехода сильно зависят от внешних условий. В последнее время начаты теоретические исследования устойчивости трехмерного сверхзвукового пограничного слоя, экспериментально при М>1 исследовалось только положение ламинарно-турбулентного перехода в трехмерных пограничных слоях. В этих работах методом визуализации течения зафиксированы стационарные вихри.

В п. 6.1 описано оборудование и условия экспериментов. В экспериментах использовалась модель крыла с углом скольжения передней кромки 40° и чечевицеобразным профилем, которая устанавливалась под нулевым углом атаки в центральном сечении рабочей части аэродинамической тру-

бы Т-325. Схема модели и используемая система координат приведены на рис. 17. Длина модели составляла 0,26 м, ширина - 0,2 м, максимальная толщина - 20 мм. Измерения проводились в естественных условия при М=2,0 и 3,5, в контролируемых условиях -при М=2. Для введения контролируемых возмущений использовался локальный источник на основе электрического разряда, который описан в главе 2. Схема эксперимента представлена на рис. 1. Использовался термоанемометр постоянного сопротивления и автоматизированная система измерений. Процедура обработки экспериментальных данных такая же, как описано в гл. 2.

Результаты исследований развития естественных возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на модели скользящего крыла рассмотрены в п. 6.2. На рис. 18 приведены результаты измерений среднеквадратичного значения пульсаций <е> внутри пограничного слоя в трансверсальном направлении на расстоянии 80 мм от передней кромки. Измерения в данном случае проводились при постоянном значении среднего напряжения Е. В то время как поле пульсаций скорости вне пограничного слоя практически однородно, что проверялось специальными измерениями, внутри пограничного слоя видна явная тенденция к установлению некоторой периодичности. Такое периодическое изменение пульсационных скоростей может вызываться продольными стационарными вихрями. Существование стационарных вихрей характерно для трехмерных пограничных слоев и было также зафиксировано к.ф.-м.н. С.Г.Шевельковым на нашей модели скользящего крыла методом визуализации. Проведено исследование развития естественных возмущений вниз по потоку на модели скользящего крыла. В результате измерений получено, что несмотря на благоприятный градиент давления в области передней кромки, происходит более быстрое развитие бегущих возмущений и раньше наступает переход по сравнению со случаем плоской пластины. Рис.18. Распределение среднеквадратичных пульса- На рис. 19,а приведены ций в зависимости от трансверсальной координаты ¿. спектры возмущений,

Рис.17. Схема модели скользящего крыла.

ММ

А* %

М=2

Яе=854,6,*=82 м

X \

Ре=717,41, х=50,1 мм Д

Яе=589,45, ^23,1 йм

2 3 4 5 в 2 3 4 5 6 2

1, кГц

Рис. 19а. Спектры естественных возмущений. % М=3,5

Ре=936,45

10"

10"

10

10° 2 3458 101 2 3456 2

I кГц

Рис.196. Спектры естественных возмущений.

Рис.20. Осциллограммы и изолинии амплитуды контролируемых возмущений.

полученные в экспериментах на скользящем крыле при М=2. Вид спектров естественных возмущений в пограничном "слое скользящего крыла напоминает случай плоской пластины (область усиливающихся возмущений ограничена полосой частот от 5 до 60 кГц), но степень нарастания возмущений при этом на порядок больше. На рис. 19,6 представлена эволюция спектров, полученных при М=3,5 на скользящем крыле. Из рисунков видно, что с увеличением числа Маха частотный диапазон усиливающихся возмущений расширяется и занимает практически всю область измеренных частот. При увеличении числа Рейнольдса спектры очень быстро становятся турбулентными. Помимо этого, в отличие от случая при М=2, выделяются высокочастотные моды около 60 кГц, 115 кГц и 250 кГц.

В п. 6.3 описывается развитие контролируемых возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на модели скользящего крыла. Осциллограммы и изолинии амплитуды возмущений для х'= 28,4 мм приведены на рис.20. Сплошные и штриховые пинии (для изолиний) соответствуют положительным и отрицательным значениям амплитуды. Как и для случая плоской пластины возмущения локализованы в узкой области. Если в пограничном слое на плоской пластине волновой поезд был симметричным, то на скользящем крыле он не симметричен. Вблизи г-0 форма осциллограмм "шипообразная",

что наблюдалось также в экспериментах на плоской пластине, но при больших начальных возмущениях.

При введении искусственных возмущений происходило искажение среднего течения в пограничном слое. Нормированные на свое максимальное значение распределения массового расхода ри по поперечной координате г' (получаемой параллельным переносом координаты 2' вдоль оси х начиная от первого измеренного сечения) представлены на рис.21. Зависимости ри(2') получены в пограничном слое на постоянном расстоянии от поверхности стреловидного крыла. Минимум ри(г') в окрестности г '«4,5-6,0 мм, наблюдавшийся во всех распределениях, вызван стационарным продольным возмущением. В отличие от результатов других работ размер стационарного возмущения, обнаруженного в наших экспериментах, примерно в два раза превышает масштабы стационарных вихрей поперечного течения. Положение минимума ри(г') смещается вниз по потоку (по х) под углом 3,03,5° к оси х, что указывает на снос вихрей поперечного течения в пограничном слое в том же направлении в области данных измерений. После фурье-преобразования по времени периодических осциллограмм были получены амплитудно-фазовые распределения возмущений по г' для трех основных энергонесущих частот £=10,20, 30 кГц. Распределения А,(г), Ф^г1) для /=10 приведены на рис. 22. Амплитуда пульсаций уменьшается при х'=21-25 мм. Вероятно, здесь имеет место подавление волн ТШ отрицательным

мм

Рис.21. Зависимости рЦг1).

Рис.22а,б. Распределения амплитуды и фазы А, (2% контролируемых возмущений.

а', 10 кГц

V

S

2 1.5

га а

градиентом давления. В дальнейшем наблюдается рост возмущений. В процессе развития происходит небольшое расплывание пакета. Распределения амплитуды пульсаций массового расхода по г' имеют два максимума (правый в окрестности z'~7 мм, левый в окрестности z'»0 мм). Возмущения, относящиеся к правому максимуму, нарастают значительно быстрее. Если в первом сечении левый максимум превосходил по амплитуде правый, то в последнем уже наоборот. Распределения амплитуды и фазы по оси z' для последнего сечения напоминают распределения A(z'), Ф(2') полученные Ю.С.Качановым для дозвукового случая на значительном расстоянии от источника. Видно более быстрое нарастание фазы вдоль размаха крыла для возмущений в окрестности правого максимума.

После частотно-волнового анализа массива осциллограмм пульсаций, полученного по г'и х\ определены волновые характеристики возмущений с

.£=10, 20, 30 кГц. Распределения амплитуды и фазы возмущений по р' напоминали аналогичные распределения, полученные для дозвукового течения. По фазовым спектрам возмущений можно сделать вывод, что имеется диапазон волновых чисел, где нарастание фазы в направлении потока практически линейное при Д-const, что позволяет определить волновое число в продольном направлении. Для каждого фиксированного //'сначала определялось волновое число а, в направлении потока, а затем а/ вдоль оси а^сс/Сos 40°-/?' ig 40°. Угол наклона волнового вектора х' в плоскости (х',20 находился по формуле ^--arctg(fl'/or). Полученные зависимости a/fP) и xW) приведены на рис. 23. Из этих результатов следует, что возмущения наибольшей амплитуды имеют угол наклона волнового Рис.24. Высокочастотные/?-спектры контролируемых вектора В ПЛОСКОСТИ (x',z) возмущений. от 60 до 120". Угол на-

-1.0

-0.5

0.0

0.5 1.0

р', рад/мм

Рис.23. Зависимости а,'(Р) и xW) от волнового числа Д

правления вектора групповой скорости, полученный для наиболее неустойчивых возмущений, составил приблизительно 43° в плоскости (х'гО. что с учетом поворота системы координат совпадает с направлением сноса стационарного возмущения вниз по потоку.

Возбуждение высокочастотных пульсаций контролируемых возмущений происходило одновременно в широком диапазоне частот. На рис. 24 для примера приведены высокочастотные /?-спектры в сечении х'=32,2 мм. В последних сечениях /^спектры модулированы, а значит, можно утверждать, что наблюдается процесс вторичной неустойчивости. Если в начальных сечениях по х' высокочастотные возмущения практически равнялись нулю, то с увеличением координаты / 'происходит их рост. Возбуждение высокочастотного волнового пакета, наблюдаемое в контролируемых и естественных условиях, по-видимому, связано с неустойчивостью поперечного течения.

В п. 6.4 отмечается, что впервые выполнено экспериментальное исследование развития как естественных, так и контролируемых возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на модели скользящего крыла и приводятся выводы:

- Подтвержден вывод о существовании в трехмерном сверхзвуковом пограничном слое продольных стационарных возмущений. Показано, что на модели скользящего крыла, несмотря на благоприятный градиент давления в области передней кромки происходит более быстрое развитие бегущих возмущений и раньше наступает переход по сравнению со случаем плоской пластины. Получено, что вид спектров естественных возмущений в пограничном слое скользящего крыла напоминает случай плоской пластины, но при более высоких значениях числа Рейнольдса. Степени нарастания естественных возмущений в пограничном слое на модели скользящего крыла на порядок выше, чем в пограничном слое на плоской пластине.

- Показано, что эволюция контролируемых возмущений на частотах 10, 20, 30 кГц подобна развитию бегущих волн для случая дозвуковых скоростей. Угол наклона волнового вектора для энергонесущих возмущений направлен поперек течения. Получено, что вектор групповой скорости направлен вдоль стационарного возмущения поперечного течения. Обнаружено возбуждение высокочастотных возмущений, которые нарастали вниз по потоку.

ВЫВОДЫ

1. Развит метод экспериментального исследования восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя в контролируемых условиях. Показано, что вынужденное излучение можно использовать как источник внешних контролируемых возмущений при проведении исследований по проблеме восприимчивости.

2. Проведено детальное исследование структуры вынужденного излучения от искусственно возбужденного сверхзвукового пограничного слоя при помощи периодического разряда при числах Маха М=2 и 3,5. Получено, что

вводимые в свободный поток возмущения являются акустическими волнами. Выделены три характерные зоны излучения. Первая зона соответствует акустическим волнам, излучаемым возмущениями от источника, распространяющимся вверх по потоку в пограничном слое пластины. Вторая зона соответствует излучению от вихря позади разряда, третья зона - излучению волн Толлмина-Шлихтинга. Подобные исследования дополняют изучение развития возмущений в пограничном слое.

3. Впервые проведено экспериментальное исследование структуры возмущений в сверхзвуковом пограничном слое, порожденных внешним акустическим полем в контролируемых условиях. Измерения выполнены для случая попадания максимума излучения на переднюю кромку пластины сверху. Получено, что в пограничном слое наиболее интенсивно порождаются акустические колебания с / < 20°. Также в пограничном слое возбуждаются волны Толлмина-Шлихтинга с ух45а и меньшей интенсивности, но с максимальными степенями роста волны ТШ с ^65°. Проведено сравнение волнового портрета излучателя с волновым портретом возмущений, возникших вследствие реакции пограничного слоя на облучение. Показано, что структура возмущений в пограничном слое пластины регулируется внешним акустическим полем. Хвосты волн ТШ в излучении не оказывают влияния на структуру возмущений в пограничном слое.

4. Впервые проведено количественное сравнение уровней начальных акустических возмущений в свободном потоке и вызванных ими в окрестности острой передней кромки пластаны собственных колебаний сверхзвукового пограничного слоя. Были получены коэффициенты преобразования внешних контролируемых акустических возмущений в колебаниях сверхзвукового пограничного слоя. Обнаружено, что возбуждение возмущений в пограничном слое внешними возмущениями при М=3,5 происходит значительно более интенсивно, чем при М=2, и коэффициенты преобразования в пограничном слое для наклонных волн больше, чем для волн при /И). Получено качественное соответствие теоретических и экспериментальных данных.

5. Выполнено количественное сравнение между уровнем начальных акустических возмущений в свободном потоке и вызванными ими пульсациями сверхзвукового пограничного слоя вблизи притуплённой передней кромки. Получены коэффициенты преобразования акустических возмущений в сверхзвуковые колебания пограничного слоя и показано, что коэффициенты преобразования в пограничном слое для наклонных волн больше, чем для волн при /М). Обнаружено, что возбуждение возмущений в пограничном слое внешними возмущениями происходит значительно более интенсивно для случая притуплённой передней кромки, чем для случая острой передней кромки.

6. Впервые выполнены эксперименты по устойчивости сверхзвукового пограничного слоя на модели скользящего крыла в естественных условиях при числах Маха М=2 и 3,5. Подтвержден вывод о существовании в трехмерном сверхзвуковом пограничном слое продольных стационарных возмущений. Обнаружено возбуждение высокочастотных возмущений, которые нарастали вниз по потоку. Показано, что на модели скользящего крыла, не-

смотря на благоприятный градиент давления в области передней кромки, происходит более быстрое развитие бегущих возмущений и раньше наступает переход по сравнению со случаем плоской пластины.

7. Впервые выполнены эксперименты по устойчивости сверхзвукового пограничного слоя на модели скользящего крыла в контролируемых условиях при М=2. Проведено исследование взаимодействия стационарного возмущения с бегущими контролируемыми возмущениями. Получено, что снос стационарного возмущения поперечного течения происходил приблизительно под углом 3° к направлению внешнего потока. Эволюция контролируемых возмущений на энергонесущих частотах подобна развитию бегущих волн для случая дозвуковых скоростей. Угол наклона волнового вектора для энергонесущих возмущений направлен поперек течения, а вектор групповой скорости направлен вдоль стационарного возмущения поперечного течения. Обнаружено возбуждение высокочастотных возмущений, которые нарастали вниз по потоку. Полученные результаты коррелируют с экспериментальными данными для естественных возмущений.

Основные результаты диссертации опубликованы в работах:

1. Маслов A.A., Семёнов Н.В. Возбуждение собственных колебаний пограничного слоя внешним акустическим полем // Изв. АН СССР. МЖГ. -1986.-N3.-С.74-78.

2. Маслов A.A., Семёнов Н.В Восприимчивость сверхзвукового пограничного слоя на конусе // Числ. методы механики сплошной среды. 1986. - Т.17. - №2. - С.120-125.

3. Maslov A.A., Semíonov N.V. Acoustic disturbances and supersonic laminar boundary layer // Problems on Nonlinear Acoustics led. V.K.Kedrinskii: -Novosibirsk, 1987. - P.132-134.

4. Маслов A.A., Семёнов Н.В. Излучение акустических колебаний сверхзвуковым пограничным слоем II Изв. СО АН СССР. Сер.техн.наук. - 1987. -№ 7. - Выл.2. - С.58-63.

5. Маслов A.A., Семёнов Н.В. Структура искусственных возмущений, вызванных внешним акустическим полем в сверхзвуковом пограничном слое // Изв АН СССР. МЖГ. - 1989. - №3. - С. 82-86.

6. Kosinov A.D., Maslov A.A., Semionov N.V., Shevelkov S.G.Generation of unsteady vortixes in supersonic boundary layer by external sound II Euromech Colloquium 247, Vortex Interaction Noise. Program and Abstracts, MPI, Göttingen FRG, 1989.

7. Косинов АД, Маслов A.A., Семенов Н.В., Шевельков С.Г. Волновая структура искусственных возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на пластине // Журн. прикл. мех. и техн. физики. - 1990. - № 2. -С.95-98.

8. Маслов A.A., Семёнов Н.В. Акустические возмущения и сверхзвуковой пограничный слой // Пульсации давления на обтекаемой поверхности. -М.: ЦАГИ, 1991. - С.39-43.

9. Kosinov A.D., Semionov N.V., Shevelkov S.G. Special features of generation and development of a harmonical wave in a supersonic boundary layer II Recent Advances in Experimental Fluid Mechanics. Proc. 1st ICEFM/ Ed. F.G.Zhuang. - Beijing: Intern. Academic Publishers, 1992. - P.53-58.

10. Kosinov A.D., Semionov N.V., Shevelkov S.G. Investigation of supersonic boundary layer stability and transition using controlled disturbances II Intern. Conf. on the Methods of Aerophys. Research: Proc. Pt. 2. - Novosibirsk, 1994, P.159-166.

11. Kosinov A.D., Maslov A.A., Semionov N.V. Methods of controlled disturbances generation for experimental investigation of supersonic boundary layer receptivity // Ibid. - Pt. 1. - P.138-144.

12. Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Левченко В.Я., Семенов Н.В. О неустойчивости пространственного сверхзвукового пограничного слоя II Журн. прикл, мех. и техн. физики. - 1995. - Т.36. - № 5. - С.50-54.

13. Semionov N.V., Kosinov A.D., Maslov А.А. Experimental investigation of supersonic boundary layer receptivity // Transitional Boundary Layers in Aeronautics (eds. RAW.M.Henkes, J.L. van Ingen). - Amsterdam, 1996. -P.413-420.

14. Kosinov A.D., Semionov N.V., Yernnolaev Yu.G. Automated measuring method of noise level in T-325 test section II Intern. Conf. on the Methods of Aerophys. Research: Proc. Pt. 2. - Novosibirsk, 1996, P.131-136.

15. Kosinov A.D., Maslov A.A., Semionov N.V. Modified method of experimental study of supersonic boundary layer receptivity// Ibid. - Pt.3. - P. 161-166.

16. Kosinov A.D., Semionov N.V., Bessonov M.B., Semisynov A.I. Experimental study of mean and pulsation features in supersonic boundary layer on flat plate// Intern. Conf. on the Methods of Aerophys. Research: Proc. - Novosibirsk, 1996. - Pt.3. - P. 159-164.

17. Levchenko V.Ya., Kosinov A.D., Semionov N.V., Ermolaev Yu.G. Instability of a three-dimensional supersonic boundary layer II Nonlinear Instability and Transition in 3D Boundary Layer. IUTAM Symp. /Eds. P.W.Duck, P.Hall: London et al.: - Kluwer Academic Publishers, 1996. - P.361-368.

18. Косинов А.Д., Маслов A.A., Семёнов Н.В. К экспериментальному исследованию восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя // Докл. АН. -1996. -Т.350. - № 3. - С.335-337.

19. Косинов А.Д., Маслов А.А., Семёнов Н.В. Экспериментальное исследование порождения неустойчивых возмущений на передней кромке пластины при М=2// ПМТФ. - 1997. - Т.38. - № 1. - С.53-57.

20. Semionov N.V., Kosinov A.D., Maslov А.А. Experimental study of boundary-layer receptivity at M=3.5// Stability and Transition of Boundary-Layer Flows (Collection of Abstracts), EUROMECH Colloquium 359. - Stuttgart, 1997. - N 18.

21. Levchenko V.Ya., Kosinov A.D., Semionov N.V., Ermolaev Yu.G. Experimental study of a three-dimensional supersonic boundary layer stability in controlled conditions// Third International Conference on Experimental Fluid Mechanics. - Korolev (Kaliningrad) Moscow region, 1997. - P.171-176.

22. Семёнов Н.В. Структура внешних контролируемых возмущений при исследовании восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя// Труды V Международного семинара по устойчивости гомогенных и гетерогенных жидкостей. - Новосибирск: НГАС. - 1998. - 4.2. - С.213-218.

23. Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Левченко В.Я., Семёнов Н.В. Развитие контролируемых возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на мо-

дели стреловидного крыла// Там же. - 4.2. - Новосибирск: НГАС. - 1998. - С. 176-183.

24. Semionov N.V., Kosinov A.D., Maslov А.А. Experiments on supersonic leading edge receptivity to acoustic waves// Proceedings of the Third International Conference on Fluid Mechanics. - Beijing: Beijing Institute of Technology Press, 1998. - P.225-230.

25. Бессонов М.Б., Косинов А.Д., Семёнов H.B. Исследование средних и пульсационных характеристик течения в пограничном слое затупленной пластины// Труды V Международного семинара по устойчивости гомогенных и гетерогенных жидкостей. - 4.2. - Новосибирск: НГАС. - 1998. -С. 156-162.

26. Levchenko V.Ya., Kosinov A.D., Semionov N.V., Yermolaev Yu.G. Experimental Investigations of linear and nonlinear development of disturbances in supersonic 3D boundary layer on swept wings at controlled conditions// Proceedings of the Third International Conference on Fluid Mechanics. - Beijing: Beijing Institute of Technology Press, 1998. - P.213-218.

27. Semionov N.V., Kosinov A.D., Maslov A.A. An experimental study of instability disturbances excitation by external source in supersonic boundary layer of a blunted plate // IX Intern. Conf. on the Methods of Aerophys. Research: Proc. - Pt.2. - Novosibirsk, 1998. - P. 192-197.

28. Semionov N.V., Kosinov A.D. Influence of leading edge bluntness on supersonic boundary layer receptivity // Abstracts of International Symposium "Actual Problems of Physical Hydroaerodynamics". - Pt.2. - Novosibirsk: ITAMSB RAS, 1999. -105.

29. Kosinov A.D., Semionov N.V., Yermolaev Yu.G. Disturbances in test section of T-325 supersonic wind tunnel. - Novosibirsk, 1999. -24 p. (Preprint/ SB RAS. Institute of Theoretical and Applied Mechanics, No 6-99).

30. Косинов А.Д., Семёнов H.B., Левченко В.Я., Ермолаев Ю.Г. Экспериментальное исследование развития возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на модели скользящего крыла в контролируемых условиях // ПМТФ. - 2000. - Т.41. - №1. - С.51-58.

31. Семёнов Н.В. Экспериментальное исследование восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя // Тр. Международной конференции "Устойчивость течений гомогенных и гетерогенных жидкостей". - Новосибирск: НГАСУ, 2000. - Вып.7. - С. 193-195.

32. Semionov N.V. On definition if a receptivity factors of supersonic boundary layer from experimental data // X Intern. Conf. on the Methods of Aerophys. Research: Proc. - Pt.1. - Novosibirsk, 2000. - P.183-188.

33. Semionov N.V., Klinkova G.I., Kosinov A.D., Levchenko V.Ya. Development of natural disturbances in the supersonic boundary layer on the swept wing II Ibid. - Pt.1. - Novosibirsk, 2000. - P.189-194.

Перечень основных обозначений

Введение

Глава 1. Об исследованиях восприимчивости, устойчивости и ламинарно-турбулентного перехода сверхзвукового пограничного слоя

1.1. Исследования по теории устойчивости сверхзвукового пограничного слоя

1.1.1. Теория устойчивости без учета вязкости

1.1.2. Результаты теоретических исследований с учетом вязкости

1.1.3. Теоретические исследования влияния различных параметров на устойчивость сверхзвукового пограничного слоя

1.1.4. Учет непараллельности течения в пограничном слое

1.1.5. Неустойчивость пограничного слоя на скользящем крыле

1.1.6. Устойчивость сверхзвукового пограничного слоя на модели с притуплённой передней кромкой

1.1.7. Воздействие внешних возмущений на пограничный слой

1.2. Экспериментальные исследования устойчивости и перехода сверхзвукового пограничного слоя

1.2.1. Результаты экспериментальных исследований устойчивости сверхзвукового пограничного слоя

1.2.2. Результаты экспериментальных исследований, выполненных в ИТПМ СО РАН, по устойчивости сверхзвукового пограничного слоя

1.2.3. экспериментальные исследования устойчивости и перехода на модели с притуплённой передней кромкой

1.2.4. Экспериментальные исследования перехода на модели скользящего крыла

1.3. Восприимчивость сверхзвукового пограничного слоя к внешним акустическим возмущениям

1.4. Выводы

Глава 2. Методы исследования восприимчивости и устойчивости сверхзвукового пограничного слоя, автоматизация экспериментов

2.1. Экспериментальное оборудование

2.2. Источник контролируемых возмущений

2.3. Автоматизация экспериментальных исследований на Т

2.4. Определение безразмерных уровней пульсаций в сверхзвуковом потоке

2.4.1. Уровень пульсаций естественных возмущений в рабочей части Т-325, М=

2.5. Частотно-волновой анализ возмущений и определение коэффициентов преобразования

2.6. Источник контролируемых возмущений для исследования восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя

2.6.1. Структура внешних контролируемых возмущений от поверхностного электрического разряда, используемых при исследовании восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя

2.6.2 Структура внешних контролируемых возмущений от разряда в камере, используемых при исследовании восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя

2.7. Определение уровня контролируемых пульсаций в свободном потоке при М=2 и М=3,

2.7.1. Определение уровня контролируемых пульсаций в рабочей части Т-325, М=

2.7.2. Исследование поля контролируемых пульсаций в рабочей части Т-325, М=3,

2.8. Общая характеристика метода контролируемых возмущений для исследования восприимчивости и устойчивости сверхзвукового пограничного слоя

Глава 3. Исследование восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя на пластине с острой передней кромкой, источник контролируемых возмущений с наветренной стороны от поверхности пластины

3.1. Оборудование и условия экспериментов

3.2. Определение зон наибольшей восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя к внешним акустическим возмущениям

3.3. Развитие в сверхзвуковом пограничном слое возмущений, вызванных внешним акустическим полем

3.4. Заключительные замечания

Глава 4. Исследование восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя на пластине с острой передней кромкой, источник контролируемых возмущений с подветренной стороны от поверхности пластины

4.1. Оборудование и условия экспериментов

4.2. Восприимчивость сверхзвукового пограничного слоя на острой передней кромке модели при М=

4.2.1. Контролируемые возмущения в свободном потоке

4.2.2.Возмущения в пограничном слое, порожденные внешним акустическим полем

4.2.3. Коэффициенты преобразования

4.3. Восприимчивость сверхзвукового пограничного слоя на острой передней кромке модели при М=3,

4.3.1. Контролируемые возмущения в свободном потоке

4.3.2. Возмущения в пограничном слое, порожденные внешним акустическим полем

4.3.3. Коэффициенты преобразования

4.4. Заключительные замечания об определении коэффициентов преобразования

ПЕРЕЧЕНЬ ОСНОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ М - число Маха, х, у, I- продольная, нормальная и поперечная координаты, О = и{и,у,м?) - вектор скорости и его компоненты, а-аг+'ш;- комплексное волновое число в продольном направлении, аг - реальная часть а, определяемая через длину волны возмущений а, - степень нарастания волн Толлмина-Шлихтинга, Л=2л/аг- длина волны в продольном направлении /?- вещественное волновое число в поперечном направлении, у- чисто мнимое волновое число по у, и - средняя скорость потока,

- единичное число Рейнольдса, Г - абсолютная температура, температура потока, размерная частота,

Р=2жЩИегиа) - безразмерный частотный параметр, 271 г

С =- - фазовая скорость распространения возмущении в продольном направлении, Ь - толщина притупления передней кромки пластины, 8- толщина пограничного слоя, 7]=у^е/х)1/2 - переменная Блазиуса,

Не=(хЯв1)1/2 - число Рейнольдса, определенное по характерному линейному размеру (Яе-\/х)~1/2, угол распространения собственных волн в пограничном слое, К - коэффициент преобразования внешних возмущений в собственные колебания пограничного слоя, коэффициент порождения,

Е - напряжение в диагонали моста термоанемометра, е - пульсационная составляющая напряжения на выходе термоанемометра, Ауа - комплексная Фурье-компонента возмущений, тоб(кг/3а) - амплитуда Фурье-компоненты возмущений, Ф^а -^Щ(^ра) - фаза Фурье-компоненты возмущений, / - длина нити датчика термоанемометра, ат - перегрев нити датчика, с/ - диаметр нити датчика, в - безразмерная чувствительность датчика к пульсациям температуры торможения,

О - безразмерная чувствительность датчика к пульсациям массового расхода, г=0/С5 - относительная чувствительность, $=<е>Ю - безразмерная, среднеквадратичная величина выходного сигнала термоанемометра постоянного тока, <т>-<ри>/ - безразмерная среднеквадратичная величина пульсаций массового расхода, <7~0> - безразмерная среднеквадратичная величина пульсаций температуры торможения, ЯтГ- коэффициент корреляции пульсаций <т> и <Г0>, п - вектор нормали, со=2лТ- круговая частота, N11 - число Нуссельта, р- плотность,

- температура нагретой нити, Те - температура восстановления нити, Т0 - температура торможения, Яи,- сопротивление нагретой нити, т- температурный напор,

Проблема возникновения турбулентности в пограничных слоях вызывает большой интерес исследователей, что вызвано необходимостью решения практических задач. К их числу относятся: решение проблемы теплозащиты для аэрокосмической техники, снижение сопротивления трения летательных аппаратов с целью повышения экономичности, определение влияния перехода на аэродинамические характеристики и др. /1-4/. Ламинаризация обтекания летательных аппаратов с целью снижения сопротивления трения является одним из основных способов уменьшения расхода дорогостоящего авиационного топлива. Сжигание топлива загрязняет окружающую среду, следовательно, проблема возникновения турбулентности также связана с защитой экологии планеты, одной из основных задач человечества. Кроме того, изучение процесса возникновения турбулентности является составной частью изучения более общей, ещё не понятной до конца, фундаментальной проблемы описания турбулентности.

В настоящее время совершенно очевидной считается прямая связь возникновения турбулентности с потерей устойчивости исходного ламинарного течения, по крайней мере, для малой интенсивности внешних возмущений /1-15/. Большинство теоретических и экспериментальных исследований по ламинарно-турбулентному переходу выполнено для случая дозвуковых скоростей потока. Эксперименты для несжимаемой жидкости показали, что развитие возмущений в пограничном слое на начальном этапе хорошо описывается в рамках линейной теории гидродинамической устойчивости /1-3, 5-7, 12/. Влияние различных факторов на положение точки перехода, как для случая сжимаемой, так и для несжимаемой жидкости, в целом правильно предсказывается теорией устойчивости, что подтверждается многочисленными экспериментальными данными /1-18/. Именно при малых скоростях потока удается наиболее детально исследовать процесс перехода, понять механизмы, ответственные за нарушение ламинарного режима. Большой вклад в эти исследования сделан российскими учеными. Следует отметить результаты, полученные в разные годы в теории устойчивости несжимаемых течений Л.Д.Ландау, В.В.Струминским, Г.И.Петровым, В.Я.Шкадовым, С.Я.Герценштейном, Г.П.Свищевым, А.Н.Секундовым, О.С.Рыжовым, В.Н.Жигулевым, В.М.Туминым и А.В.Федоровым в Москве; М.И.Рабиновичем в Нижнем Новгороде; В.И.Юдовичем в Ростове; Г.З.Гершуни и Е.М.Жуховицким в Перми; Н.А.Желтухиным, М.А.Гольдштиком, В.Н.Штерном и М.Б.Зельманом в Новосибирске. Что касается экспериментальных исследований в этом направлении, следует отметить результаты, полученные А.С.Гиневским и его коллегами в Москве, а также В.В.Козловым, Ю.С.Качановым и В.Я.Левченко и их коллегами в Новосибирске.

Случай сверхзвуковых скоростей более сложен, труднее поддается как теоретическому, так и экспериментальному исследованию, и поэтому значительно менее изучен /14, 18/. В 70-е годы, в связи с важностью проблемы перехода в сверхзвуковом пограничном слое в США была создана группа NASA по исследованию перехода. Программа исследований включала в себя как развитие теории гидродинамической устойчивости, так и проведение соответствующих экспериментов так и создание малошумных сверхзвуковых аэродинамических труб /16, 18/. Это привело к развитию линейной теории устойчивости сжимаемых течений, постановке новых проблем и стимулировало проведение экспериментов для сопоставления результатов расчета и эксперимента. Успехи в теории гидродинамической устойчивости сжимаемых течений достигнуты российскими учеными: М.А.Алексеевым, В.А.Кузьминским, А.А.Зайцевым, С.Я.Герценштейном, В.Н.Жигулевым, И.И.Липатовым, О.С.Рыжовым, Е.Д.Терентьевым, А.М.Туминым и А.В.Федоровым (г.Москва); С.А.Гапоновым, А.А.Масловым и Г.В.Петровым (г.Новосибирск). В области экспериментальных исследований возникновения турбулентности в пограничном слое при сверхзвуковых скоростях большой вклад внесен группой в ИТПМ СО РАН под руководством проф. А.А.Маслова.

Переход ламинарного пограничного слоя в турбулентное состояние представляет собой сложный единый процесс возникновения (возбуждения) возмущений различного типа, их развития, взаимодействия друг с другом и средним течением, приводящий к турбулентному режиму. Обычно этот процесс при малой интенсивности внешних возмущений условно разделяется на три основные стадии: 1) генерация волн неустойчивости в пограничном слое, например, волн Толлмина-Шлихтинга (проблема восприимчивости); 2) их усиление согласно линейной теории устойчивости; 3) нелинейная стадия развития и взаимодействия возмущений с последующим разрушением ламинарного течения в турбулентное. Каждой из них соответствует характерная область в пограничном слое по мере возрастания расстояния от передней кромки модели. Для больших начальных амплитуд возмущений сценарий ламинарно-турбулентного перехода является другим («байпасным») /10/. В этом случае ламинарно-турбулентный переход происходит, минуя линейную стадию развития возмущений.

На момент начала данных исследований практически все известные теоретические и экспериментальные работы по возникновению турбулентности при сверхзвуковых скоростях относились ко второй стадии (изучалось развитие и усиление возмущений в области, предшествующей переходу ламинарного течения в турбулентное) /7, 1524/. При этом получено качественное, а в некоторых случаях и количественное соответствие теоретических и экспериментальных результатов в области линейной развития неустойчивых возмущений /7, 15, 19-24/. Отметим, что экспериментальные данные были получены как для естественных, так и для контролируемых возмущений. Используемыми моделями были в основном плоские пластины и конуса. Исследование неустойчивости сверхзвукового пограничного слоя на модели скользящего крыла не проводились. Отметим, что процесс возникновения турбулентности в пограничном слое на модели скользящего крыла качественно отличается от двумерного случая плоской пластины. В трехмерном пограничном слое на реальном стреловидном крыле может возникать целый ряд неустойчивостей: неустойчивость Толлмина-Шлихтинга, приводящая к переходу в двумерном случае; неустойчивость поперечного течения, выраженная в виде стационарных и бегущих возмущений и т.д. Начальная амплитуда различных видов неустойчивых возмущений, их развитие, взаимодействий и относительная роль в ламинарно-турбулентном переходе зависит от качества поверхности модели и от поля внешних возмущений через процесс восприимчивости.

Что касается исследований возбуждения волн неустойчивости в пограничном слое внешними возмущениями, то для случая сверхзвуковых скоростей это наименее изученная стадия процесса возникновения турбулентности. Известно, что числа Рейнольдса перехода, полученные в летных испытаниях и в различных аэродинамических установках могут отличаться в несколько раз. Только решение проблемы восприимчивости позволит корректно применять инженерные методы расчета положения перехода. Первые экспериментальные исследования начальной стадии возникновения турбулентности при сверхзвуковых скоростях ограничивались лишь определением положения перехода без исследования причин, вызывающих его. Получено, что внешние возмущения оказывают значительное влияние на переход, причем наибольшее влияние оказывают акустические возмущения /7, 14, 18, 25/. Но только развитие теории устойчивости позволило сформулировать проблему восприимчивости: каким образом, посредством каких механизмов различные внешние малые возмущения (турбулентность набегающего потока, акустические возмущения, вибрации обтекаемых моделей, шероховатость поверхности и т.д.) возбуждают собственные колебания пограничного слоя. Первая попытка теоретического изучения взаимодействия звуковых волн и сверхзвукового пограничного слоя на основе теории устойчивости предпринята в /26/. Было получено, что под воздействием звука в пограничном слое возникают колебания, в несколько раз превышающие по амплитуде акустические волны. Подобные исследования проведены и в /27/. В последнее время появились теоретические работы по изучению роли передней кромки в восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя к внешним звуковым волнам /28-30/. На момент начала данных исследований была только экспериментальная работа по восприимчивости /21/, где исследовалось развитие естественных возмущений в пограничном слое, а также измерялся коэффициент корреляции между пульсациями в набегающем потоке и в пограничном слое при числе Маха М=1,6-^-8,5. Эксперименты /21/ выполнялись для естественных возмущений и сравнение с теорией затруднено. Применение в эксперименте контролируемых возмущений решает задачу корректного сравнения при исследовании проблемы возникновения турбулентности /23, 24/. Создание источника контролируемых возмущений в ИТПМ при сверхзвуковых скоростях /31/ позволило приступить к экспериментальному изучению восприимчивости. В то же время можно отметить значительные достижения, как теоретических, так и экспериментальных исследований процесса восприимчивости в несжимаемом пограничном слое.

Что касается исследований нелинейной стадии развития возмущений в сверхзвуковом пограничном слое, то они были начаты в начале 90-х годов: теоретические - на Западе /32-34/, экспериментальные - в России группой в ИТПМ под руководством д.ф.-м.н. Косинова А.Д. /35,36/. В этих работах показано, что механизмом нелинейного взаимодействия возмущений в пограничном слое на плоской пластине является параметрический резонанс для волновых триад возмущений. Получено хорошее соответствие экспериментальных данных с расчетами /37, 38/. Для возмущений большой начальной амплитуды была обнаружена трансформация трехмерных вихревых возмущений в квазидвумерные вихревые волны вниз по потоку /39/. Отметим также экспериментальные результаты по нелинейному развитию естественных возмущений, полученные в /40/ для гиперзвукового пограничного слоя (М=8). Необходимо дальнейшее экспериментальное исследование нелинейной стадии развития возмущений так как до сих пор нет данных, в которых подтверждаются расчеты /32-34, 41, 42/.

Целью диссертационной работы является экспериментальное исследование восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя в контролируемых условиях и устойчивости трехмерного сверхзвукового пограничного слоя на модели скользящего крыла, как наименее изученные проблемы процесса возникновения турбулентности. Получение численных значений коэффициентов восприимчивости позволит в конечном итоге предсказывать положение ламинарно-турбулентного перехода в пограничных слоях летательных аппаратов. В экспериментах по устойчивости сверхзвукового пограничного слоя обычно использовались простые модели (пластина, конус и т.д.). Экспериментальных исследований по развитию возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на скользящем крыле ранее не проводилось.

Диссертация состоит из введения, шести глав, заключения и списка литературы из 329 наименований и перечня обозначений. По теме диссертации опубликованы 48 печатных работ. Основные результаты содержатся в работах/31, 177, 283-285, 291-329/.

6.4. Выводы по экспериментальному исследованию устойчивости сверхзвукового пограничного слоя на модели скользящего крыла

В экспериментах, описанных в данной главе, впервые получены результаты по развитию естественных и контролируемых возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на модели скользящего крыла с углом стреловидности 40°. Измерения проводились в естественных условия при М=2,0, и 3,5, в контролируемых условиях - при М=2. Для введения контролируемых возмущений использовался локальный источник на основе электрического разряда, который описан в главе 2. В результате исследований обнаружено принципиальное различие природы неустойчивости в градиентных плоских и пространственных сверхзвуковых пограничных слоях. р\ рад/мм

Рис.6.14. Зависимости «/(/?) и х\Р) от волнового числа

Аг, %

Отметим следующие полученные результаты: Впервые выполнено экспериментальное исследование устойчивости сверхзвукового пограничного слоя на модели скользящего крыла. Исследовалось развитие как естественных, так и контролируемых возмущений.

- Подтвержден вывод о существовании в трехмерном сверхзвуковом пограничном слое продольных стационарных возмущений. Показано, что на модели скользящего крыла, несмотря на благоприятный градиент давления в области передней кромки происходит более быстрое развитие бегущих возмущений и раньше наступает переход по сравнению со случаем плоской пластины. Получено, что вид спектров естественных возмущений в пограничном слое скользящего крыла напоминает случай плоской пластины, но при более высоких значениях числа Рейнольдса. Степени нарастания естественных возмущений в пограничном слое на модели скользящего крыла на порядок выше, чем в пограничном слое на плоской пластине.

- Показано, что эволюция контролируемых возмущений на частотах 10, 20, 30 кГц подобна развитию бегущих волн для случая дозвуковых скоростей. Угол наклона волнового вектора для энергонесущих возмущений направлен поперек течения. Получено, что вектор групповой скорости направлен вдоль стационарного возмущения поперечного течения. Обнаружено возбуждение высокочастотных возмущений, которые нарастали вниз по потоку.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Развит метод экспериментального исследования восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя в контролируемых условиях. Показано, что вынужденное излучение можно использовать как источник внешних контролируемых возмущений при проведении исследований по проблеме восприимчивости.

2. Проведено детальное исследование структуры вынужденного излучения от искусственно возбужденного сверхзвукового пограничного слоя при помощи периодического разряда при числах Маха М=2 и 3,5. Получено, что вводимые в свободный поток возмущения являются акустическими волнами. Выделены три характерные зоны излучения. Первая зона соответствует акустическим волнам, излучаемым возмущениями от источника, распространяющимся вверх по потоку в пограничном слое пластины. Вторая зона соответствует излучению от вихря позади разряда, третья зона - излучению волн Толлмина-Шлихтинга. Подобные исследования дополняют изучение развития возмущений в пограничном слое.

3. Впервые проведено экспериментальное исследование структуры возмущений в сверхзвуковом пограничном слое, порожденных внешним акустическим полем в контролируемых условиях. Измерения выполнены для случая попадания максимума излучения на переднюю кромку пластины сверху. Получено, что в пограничном слое наиболее интенсивно порождаются акустические колебания с % < 20°. Также в пограничном слое возбуждаются волны Толлмина-Шлихтинга с ^«45° и меньшей интенсивности, но с максимальными степенями роста волны ТШ с ^«65°. Проведено сравнение волнового портрета излучателя с волновым портретом возмущений, возникших вследствие реакции пограничного слоя на облучение. Показано, что структура возмущений в пограничном слое пластины регулируется внешним акустическим полем. Хвосты волн

ТШ в излучении не оказывают влияния на структуру возмущений в пограничном слое.

4. Впервые проведено количественное сравнение уровней начальных акустических возмущений в свободном потоке и вызванных ими в окрестности острой передней кромки пластины собственных колебаний сверхзвукового пограничного слоя. Были получены коэффициенты преобразования внешних контролируемых акустических возмущений в колебаниях сверхзвукового пограничного слоя. Обнаружено, что возбуждение возмущений в пограничном слое внешними возмущениями при М=3,5 происходит значительно более интенсивно, чем при М=2, и коэффициенты преобразования в пограничном слое для наклонных волн больше, чем для волн при Получено качественное соответствие теоретических и экспериментальных данных.

5. Выполнено количественное сравнение между уровнем начальных акустических возмущений в свободном потоке и вызванными ими пульсациями сверхзвукового пограничного слоя вблизи притуплённой передней кромки. Получены коэффициенты преобразования акустических возмущений в сверхзвуковые колебания пограничного слоя и показано, что коэффициенты преобразования в пограничном слое для наклонных волн больше, чем для волн при Обнаружено, что возбуждение возмущений в пограничном слое внешними возмущениями происходит значительно более интенсивно для случая притуплённой передней кромки, чем для случая острой передней кромки.

6. Впервые выполнены эксперименты по устойчивости сверхзвукового пограничного слоя на модели скользящего крыла в естественных условиях при числах Маха М=2 и 3,5. Подтвержден вывод о существовании в трехмерном сверхзвуковом пограничном слое продольных стационарных возмущений. Обнаружено возбуждение высокочастотных возмущений, которые нарастали вниз по потоку. Показано, что на модели скользящего крыла, несмотря на благоприятный

285 градиент давления в области передней кромки, происходит более быстрое развитие бегущих возмущений и раньше наступает переход по сравнению со случаем плоской пластины.

7. Впервые выполнены эксперименты по устойчивости сверхзвукового пограничного слоя на модели скользящего крыла в контролируемых условиях при М=2. Проведено исследование взаимодействия стационарного возмущения с бегущими контролируемыми возмущениями. Получено, что снос стационарного возмущения поперечного течения происходил приблизительно под углом 3° к направлению внешнего потока. Эволюция контролируемых возмущений на энергонесущих частотах подобна развитию бегущих волн для случая дозвуковых скоростей. Угол наклона волнового вектора для энергонесущих возмущений направлен поперек течения, а вектор групповой скорости направлен вдоль стационарного возмущения поперечного течения. Обнаружено возбуждение высокочастотных возмущений, которые нарастали вниз по потоку. Полученные результаты коррелируют с экспериментальными данными для естественных возмущений.

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

2. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М.: Наука, 1969. - 744 с.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

14. Гидродинамические неустойчивости и переход к турбулентности. Проблемы прикладной физики/ Под ред. Х.Суинни, Д.Голлаба. М.: Мир, 1984.

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

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

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

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

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

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

21. Маслов A.A. Возникновение турбулентности в сверхзвуковых пограничных слоях. Дис. . д.ф.-м.н. - Новосибирск, 1987. - 348 с.

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

23. Balakumar P., Malik M.R. Discrete modes and continuous spectra in supersonic boundary layers// J. Fluid Mech. 1992. - V.239. - P.631-656.

24. Гиневский A.C., Власов E.B., Колесников A.B. Аэроакустические взаимодействия. М.: Машиностроение, 1978. - 177 с.

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

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

27. Федоров А.В., Хохлов А.П. Восприимчивость сверхзвукового пограничного слоя к акустическим возмущениям// Изв. АН СССР. МЖГ. 1992. - № 1. - С.40-47.

28. Duck P.W. The response of a laminar boundary layer in supersonic flow to small amplitude progressive waves// J. Fluid Mech. 1990. - V.219. -P.423-448.

29. Gaponov S.A. On the interaction of a supersonic boundary layer with acoustic waves// J. Thermophysics & Aeromechanics. 1995. - V.3. -P.181-189.

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

31. Masad J.A., Nayfeh А.Н. On the subharmonic instability of compressible boundary layers// Laminar-Turbulent Transition (eds. D.Arnal, R.Michel). -Heidelberg: Springer-Verlag, 1990. -P.271-278.

32. Thumm A., Wolz W., Fasel H. Numerical simulation of spatially growing three-dimensional disturbance waves in compressible boundary layers// Laminar-Turbulent Transition (eds. D.Arnal, R.Michel). Heidelberg: Springer-Verlag, 1990. -P.303-310.

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

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

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

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

37. Gaponov S.A., Kosinov A.D., Maslennikova 1.1., Semionov N.V., Shevelkov S.G. Nonlinear development of waves in the supersonic boundary layer// Laminar-Turbulent Transition (ed. R.Kobayashi). Berlin: Springer-Verlag, 1995. - P.181-188.

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

39. Chang C.L., Malik M.R. Nonlinear stability of a Mach 1.6 boundary layer// Nonlinear Instability of Nonparallel Flows (eds. S.P.Lin, W.R.C.Phillips, D.T.Valentine). Berlin, Heidelberg: Springer-Verlag, 1994. - P.232-241.

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

41. Heisenberg W. Über Stabilität und Turbulenz von Flüssigkeits-strömmen// Ann. Physics. 1924. - Vol.74. - P.577-627.

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

43. Küchemann D. Störungsbewegungen in einer Gasströmung mit Grenzschicht//ZAMM. 1938. - Vol.18. - P.207-222; Diss. Göttingen 1938; see also note by H.Görtler// ZAMM. - 1943. - Vol.23. - P. 179-183.

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

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

46. Mack L.M. The inviscid stability of the compressible laminar boundary layer// JPL Space Programs Summary. 1964. - V.4. - N 37-36. - P.221-223.

47. Gill A.A. Instabilities of "top-hat" jets and wakes in compressible fluids// Phys. Fluids. 1965. - Vol.8. - N 8. - P.1428-1430.

48. Mack L.M. The stability of the laminar compressible boundary layer according to a direct numerical solution// Recent Developments in Boundaryitayer Research. AGAR-Dograph 97. 1965. - Pt.1. - P.329-362.

49. Mack L.M. The inviscid stability of the compressible laminar boundary layer// Space Programs Summary. Pasadena: Jet Propulsion Laboratory, 1963.-N 37-23.-P.297.

50. Mack L.M. Boundary-layer linear stability theory//AGARD R-709. 1984. -P.3-1-3-8.

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

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

53. Brown W.B. A stability criterion for three-dimentional laminar boundary layer// Boundary Layer and Flow Control. London - N.Y. - Paris: Pergamon Press, 1961 - P. 1033-1048.

54. Brown W.B. Exact solution of the stability equations for laminar boundary layers in compressible flow// Norair Report N NOR-62-15, Northrop Airocraft Inc., Hawthorne, CA. 1962.

55. Mack L.M. Viscous and inviscid amplification rates of two- and three-dimensional linear disturbances in the laminar compressible boundary layer// JPL Space Programs Summary. 1966. - V.4. - N 37-42. - P. 158162.

56. Mack L.M. Computation of the stability of the laminar compressible boundary layer// Methods in Computational Phys. 1965. - V.4. - P.247-299.

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

58. Brown W.B. Exact numerical solution of the complete Lees-Lin equations for the stability of compressible flow// Summary of Laminar Boundary Layer Control Research. 1964. - V.2. - P.55-94.

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

60. Маслов А.А. Численное исследование устойчивости сверхзвукового ламинарного пограничного слоя// Ж. прикл. мех. и техн. физики. -1972. -N5. -С.181-184.

61. Маслов А.А. Устойчивость сверхзвукового пограничного слоя по отношению к трехмерным возмущениям// Ж. прикл. мех. и техн. физики. 1974. - N 1. -С.37-41.

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

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

64. Bloom М. The effect of surface cooling on laminar boundary layer stability// J. Aeronaut. Sci. -1951. V.18. - N 9. - P.635-636.

65. Van Driest E.R. Cooling required to stabilize the laminar boundary layer on a flat plate// J. Aeronaut. Sci. -1951. V.18. - N 10. - P.698-699.

66. Van Driest E.R. Calculation of the stability of the laminar boundary layer in a compressible fluid on a flat plate with heat transfer// J. Aeronaut. Sci. -1952. V.19. - N 12. - P.801-812.

67. Кузьминский В.А. О полной стабилизации течения в пограничном слое при небольших сверхзвуковых скоростях// Ученые записки ЦАГИ. -1974. Т.5. - N 2. - С.61-69.

68. Кузьминский В.А. О полной стабилизации течения в пограничном слое при сверхзвуковых скоростях// Ученые записки ЦАГИ. 1975. - Т.6. - N 5. - С.45-54.

69. Алексеев М.А., Бабуев В.Ф., Кузьминский В.А. К устойчивости ламинарного пограничного слоя при сверхзвуковых скоростях потока// Ученые записки ЦАГИ. -1971. Т.2. - N 3. - С.33-41.

70. Талонов С.А., Маслов А.А. Численное решение задачи о полной стабилизации сверхзвукового пограничного слоя// Ж. прикл. мех. и техн. физики. 1972. - N 2. - С.39-43.

71. Гапонов С.А., Маслов А.А. О численном и асимптотическом методах решения задачи о полной стабилизации пограничного слоя// Ж. прикл. мех. и техн. физики. 1972. -N 3. - С.60-64.

72. Malik M.R. Prediction and control of transition in supersonic and hypersonic boundary layers// AIAA J. 1989. - V.27. -N11.- P.1487-1493.

73. Masad J.A., Nayfeh A.H., Al-Maaitah A.A. Effect of heat transfer on the stability of compressible boundary layers// Computers Fluids. 1992. -V.21. - P.43-61.

74. Гапонов C.A. Устойчивость сверхзвукового пограничного слоя на проницаемой поверхности с теплообменом// Изв. АН СССР. МЖГ. -1977. -N 1.-С.41-46.

75. Гапонов С.А., Маслов А.А. Устойчивость сверхзвукового пограничного слоя с градиентом давления и отсасыванием/ Развитие возмущений в пограничном слое. Новосибирск, 1979. - С.95-103.

76. Al-Maaitah А.А., Nayfeh А.Н., Masad J.A. Effect of suction on the stability of supersonic boundary layers. Part I: Second-Mode Waves// J. Fluids Engng. 1992. - V.113. - P.591-597.

77. Masad J.A., Nayfeh A.H., Al-Maaitah A.A. Effect of suction on the stability of supersonic boundary layers. Part II: First-Mode Waves// J. Fluids Engng. -1992.-Vol.113.-P.598-601.

78. Zurigat Z.H., Nayfeh A.H., Masad J.A. Effect of pressure gradient on the stability of compressible boundary layers// AIAA Paper. 1990. - N 901451.

79. Battin R.H., Lin C.C. On the stability of the boundary layer over a cone// J. Aeronaut. Sci. 1950. - V.17. - P.453.

80. Mack L.M. Stability of axisymmetric boundary layers on sharp cones at hypersonic Mach number//AIAA Paper. 1987. - N 87-1413.

81. Arnal D. Stability and transition of two-dimensional laminar-boundary layers in compressible flow over an adiabatic wall// Rech. Aerosp. 1988. -V. 1988-4. - P. 15-32.

82. Gasperas G. The stability of the compressible boundary layer on a sharp cone at zero angle of attack// AIAA Paper. 1987. - N 87-0494.

83. Malik M.R., Spall R.E. On the stability of compressible flow past axisymmetric bodies//J. Fluid Mech. -1991. V.228. - P.443-463.

84. Петров Г. В. Устойчивость пограничного слоя газа с химическими реакциями на каталитической поверхности// ФГВ. 1974. - Т. 10. - N 6. -С.797-801.

85. Петров Г.В. Устойчивость пограничного слоя каталитически рекомбинирующего газа//Ж. прикл. мех. и техн. физики. 1978. - N 1. -С.40-45.

86. Петров Г.В. Устойчивость пограничного слоя неравновесно диссоциирующего газа. Дис. .канд.физ.-мат.наук. - Новосибирск, 1980. - 129 с.

87. Bertolotti F. The effects of approximations to the thermodynamic properties on the stability of compressible boundary layer flow// Instability and Transition (eds. M.Y.Hussaini, R.G.Voigt). N.Y.: Springer-Verlag. - 1989. -V.2.

88. Malik M.R., Anderson E.C. Real gas effect on hypersonic boundary-layer stability// Phys. Fluids A. -1991. V.3. - P.803-821.

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

90. Володин А. Г. Устойчивость плоского пограничного слоя с учетом непараллельности// Изв. СО АН СССР. Сер. техн. наук. 1973. - № 8. -Вып.2. - С.13-15.

91. Гапонов С.А. Влияние непараллельности течения на развитие возмущений в сверхзвуковом пограничном слое// Изв. АН СССР. МЖГ. 1980. -№2. -С.26-31.

92. Тумин A.M., Федоров А.В. Об учете влияния слабой неоднородности течения на характеристики его устойчивости// Учен. зап. ЦАГИ. 1982. -Т.13. -С.91-96.

93. El-Hady N.M. Nonparallel instability of supersonic and hypersonic boundary layers// Phys. Fluids A. -1991. V.3. - P.2164-2178.

94. Gaponov S.A. On the development of disturbances in nonparallel supersonic flows// Laminar-Turbulent Transition (ed. V.V.Kozlov). Berlin: Springer-Verlag, 1985. - P.581-588.

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

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

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

98. El-Hady М.М., Nayfeh A.H. Nonparallel stability of compressible boundary-layer flows// VPI-E-79-13, 1979.

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

100. Тумин A.M., Федоров А.В. Пространственное развитие возмущения в пограничном слое сжимаемого газа// ПМТФ. 1983. - № 4. - С.110-118.

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

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

103. Bertolotti F.P., Herbert Th., Spalart S.P. Linear and nonlinear stability of the Blasius boundary layer//J. Fluid Mech. 1992. - V.242. - P.441-474.

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

105. Gray W.E. The effect of wing sweep on laminar flow// RAE TM Aero. -1952.-№255.

106. Owen P.R., Rendall D.J. Boundary layer trasition on the sweptback wing// RAE TM Aero. 1953. - №375.

107. Gregory N. Stuart J.T., Walker W.S. On the stability of 3-dimentional boundary layer with application to the flow due to a rotation disc// Phyl. Trans. Roy. Soc. Ser. A. London. 1955. - V.248. - N 943. - P.155-199.

108. Reed H.L., Saric W.S. Stability of three-dimensional boundary layers// Ann. Rev. Fluid Mech. 1989. - V.21. - P.235-284.

109. Mack L.M. On the stability of the boundary layer on a transonic swept wing// AIAA Paper. 1979. -N79-0264. - 16p.

110. Lecoudis S.G. Stability of three-dimensional compressible boundary layers over wing suction// AIAA Paper. 1979. -N79-265. - 12p.

111. Федоров А.В. Возбуждение волн неустойчивости вторичного течения в пограничном слое на скользящем крыле// Ж. прикл. мех. и техн. физики. 1988. -N 5. - С.46-52.

112. Dallmann U., Beiler H. Analysis and simplified prediction of preliminary instability of three-dimensional boundary layer flows// AIAA Paper. 1987. -N87-1337.

113. Malik M.R., Li F., Chang C.-L. Crossflow disturbances in three-dimensional boundary layers: nonlinear development, wave interaction and secondary instability// J. Fluid Mech. 1994. - V.268. - P. 1-36.

114. Iyer V., Spall R., Dagenhart J. Computational study of transition front on a swept wing leading-edge model// J. Aircraft. 1994. - V.31. - N 1. - P.72-78.

115. Cattafesta L.N. Ill, Iyer V., Masad J.A., King R.A., Dagenhart J.R. Three-dimensional boundary-layer transition on a swept wing at Mach 3.5// AIAA J. 1995. - V.33. - N11. - P.2032-2037.

116. Khan M.M.S., Reshotko E. Stability of the laminar boundary layer a blunted plate in supersonic flows// FTAS TR-79-142. 1979. - 230 p.

117. Федоров A.B. Неустойчивость энтропийного слоя на затупленной пластине в сверхзвуковом потоке газа// ПМТФ. 1990. - № 5. - С.63-69.

118. Приданов В.Г., Черных В.В. Экспериментальное исследование влияния притупления передней кромки плоской пластины на переход в пограничном слое// Газодинамика и физическая кинетика. -Новосибирск, 1974. С.71-72.

119. Kufner Е., Dallmann U. Entropy- and boundary layer instability of hypersonic cone flows-effects of mean flow variations// Laminar-Turbulent Transition (ed. R.Kobayashi). Berlin: Springer-Verlag, 1995. - P.197-204.

120. Dietz G. Hein S. Entropy layer instabilities over a blunted flat plate in supersonic flow// Physics of Fluids. 1999. - V. 11. - P.7-9.

121. Dietz G., Mahlmann S., Hein S. Entropy-layer instabilities in plane supersonic flow// Notes on Numerical Fluid Mechanics. 1999. - V.62. -P.

122. Bushnell D.M. Notes on initial disturbances fields for the transition problem// Instability and Transition (eds. M.Y.Hussaini, R.G.Voigt). Berlin: Springer-Verlag, 1990. - V.1. - P.217-232.

123. Reshotko E. Boundary layer stability and transition// Annual Review of Fluid Mechanics. 1976. - V.8. - P.311-349.

124. Nishioka M., Morkovin M.V. Boundary-layer receptivity to unsteady pressure gradients: experiments and overview// J. Fluid Mech. 1986. -V.171. - P.219-262.

125. Талонов C.A., Лебига B.A., Маслов A.A. и др. Развитие возмущений в сверхзвуковом пограничном слое, вызванных внешним звуковым полем// Тр. IX Всесоюз. акустич. конф. М.: Акустический ин-т АН СССР, 1977. -С.49-52.

126. Гапонов С.А., Дрыжов А.С. Возбуждение возмущений в пограничном слое звуком// Развитие возмущений в пограничном слое. Новосибирск, 1979. С.118-126.

127. Гапонов С.А. Возбуждение волн Толлмина-Шлихтинга в сверхзвуковом пограничном слое звуком// Изв. АН СССР. МЖГ. -1973. №3. - С.59-66.

128. Гапонов С.А. Порождение собственных колебаний сверхзвукового пограничного слоя звуком// Неустойчивость до- и сверхзвуковых течений. Новосибирск, 1982. - С.16-24.

129. Fedorov A.V. Excitation of Tollmien-Schlichting waves by acoustic disturbances in a compressible boundary layer// Laminar-Turbulent Transition (ed. V.V.Kozlov). -Berlin: Springer-Verlag, 1985. P.249-254.

130. Качанов Ю.С., Козлов B.B., Левченко В.Я. Возникновение волн Толлмина-Шлихтинга в пограничном слое при воздействии внешних возмущений// Изв. АН СССР. Механика жидкости и газа. 1978. - №5. - С.85-94.

131. Жигулев В.Н., Федеров А.В. О восприимчивости пограничного слоя к акустическим возмущениям// ПМТФ. 1987. - № 1. - С.30-37.

132. Максимов В.П. Генерация волн в пограничном слое внешними возмущениями. Дисс. . к.ф.-м.н. - Новосибирск, 1979. - 85 с.

133. Lam S.H., Rott N. Theory of linearised time dependent boundary layers. Corn. Univ. GSAE, Rep. AF OSR. - 1960. - TN-60-1100.

134. Ackerberg R.C., Phillips J.H. The unsteady laminar boundary layer on a semi-infinite flat plate due to small fluctuations// J. Fluid Mech. 1972. -V.51. - Pt.1. - P.137-157.

135. Goldstein M.E. The evolution of Tollmien-Schlichting waves near a learding edge// J. Fluid Mech. 1983. - V.127. - P.59-81.

136. Goldstein M.E., Sockol P.M., Sang J. The evolution of Tollmien-Schlichting waves near a leading edge. Part 2. Numerical determination of amplitudes// J. Fluid Mech. 1983. - V.129. - P.443-453.

137. Kerschen E.J. Boundary layer receptivity// AIAA Paper. 1989. - N 1109. -10 p.

138. Федоров A.B., Хохлов А.П. возбуждение неустойчивых мод в сверхзвуковом пограничном слое акустическими волнами// Изв. АН СССР. МЖГ. 1991. - №4. - С.67-74.

139. Sakaue S. Nishioka М. //Proc. of 7th ACFM., 1997. P.271-274

140. Zhong X. Direct numerical simulation of hypersonic boundary layer transition over blunt leading edge, part II: receptivity to sound// AIAA Paper.- 1997.-N 97-0756.

141. Zhong X., Dong H. Hypersonic boundary-later receptivity to freestream disturbances over an elliptic cross-section cone// AIAA Paper. 1999. - No 99-0409.

142. Demetriades A. An experiment on the stability of hypersonic laminar boundary layers// J. Fluid Mech. 1960. - V.7. - Pt.3. - P.385-396.

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

144. Demetriades A. New experiments on hypersonic boundary layer stability including wall temperature effects// Proc. Heat Transfer and Fluid Mechanics Institute. Stanford, 1978. - P.39-56.

145. Stetson K.F., Thompson E.R., Donaldson J.C., Siler L.G. Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8. Part 1: Sharp Cone//AIAA Paper N 83-1761, 1983. 21 p.

146. Stetson K.F., Thompson E.R., Donaldson J.C., Siler L.G. Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8. Part 2: Blunt Cone//AIAA Paper N 84-0006, 1984. 33 p.

147. Stetson K.F., Thompson E.R., Donaldson J.C., Siler L.G. Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8. Part 3: Sharp Cone at Angle of Attack//AIAA Paper N 85-0492, 1985. 24 p.

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

149. Wendt V., Kreplin H.-P., Hohler G., Grosche F.-R., Krogmann P., Simen M. Planar and conical boundary layer stability experiments at Mach 5// AIAA Paper. 1993. - N 93-5112.

150. Demetriades A. Growth of disturbances in a laminar boundary layer at Mach 3// Phys. Fluids A. 1989. - V.1. - N 2. - P.312-317.

151. Лебига B.A., Маслов A.A., Приданов В.Г. Экспериментальное исследование устойчивости сверхзвукового пограничного слоя на плоской пластине с притуплением передней кромки// Изв. АН СССР. МЖГ. 1977. - N 4. - С.65-70.

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

153. Lebiga V.A., Maslov A.A., Pridanov V.G. Experimental investigation of the stability of supersonic boundary layer on a flat insulated plate// Archives Mech. 1979. - V.31. - N 3. - P.397-505.

154. Семёнов Н.В. Развитие возмущений, вызванных звуком, в сверхзвуковом пограничном слое// Дисс. . к.ф.-м.н. Новосибирск, 1987.- 120 с.

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

156. Lysenko V.I., Maslov А.А. Transition reversal and one of its causes// AIAA J. -1981. V. 19. - N 6. - P.705-708.

157. Лысенко В.И., Маслов А.А. Влияние охлаждения на устойчивость сверхзвукового пограничного слоя//Докл. АН СССР. 1982. - Т.264. - N 6.-С.1318-1321.

158. Lysenko V.I., Maslov А.А. The effect of cooling on supersonic boundary-layer stability// J. Fluid Mech. 1984. - V.147. - P.38-52.

159. Lysenko V.I., Maslov A.A. The effect of cooling on supersonic boundary layer stability and the transition// Laminar-Turbulent Transition (ed. V.V.Kozlov). -Berlin: Springer-Verlag, 1985. P.495-502.

160. Зинин О.И., Маслов А.А., Семёнов Н.В. Влияние неравномерного нагрева модели на возмущения в сверхзвуковом пограничном слое// Моделирование в механике. -1991. Т.5(22). - № 4. - С.48-54.

161. Semionov N.V., Kosinov A.D., Maslov А.А. Transition control of supersonic boundary layer on flat plate// Mechanics of Passive and Activ Flow Control (eds. G.E.A.Meier, P.R.Viswanath). Kluwer: Academic Publishers, Dordrecht, 1999. - P.323-328.

162. Зинин О.И., Маслов А.А., Семёнов Н.В. Искусственная турбулизация сверхзвукового пограничного слоя// Моделирование в механике. -1992. Т.6(23). - № 2. - С.71-76.

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

164. Маслов А.А., Шевельков С.Г. Развитие возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на конусе, установленном под нулевым углом атаки// Неустойчивость до- и сверхзвуковых течений. Новосибирск, 1982. -С.107-115.

165. Гапонов С.А., Косинов А.Д., Маслов А.А., Семёнов Н.В. Развитие малых возмущений в слабонепараллельном сверхзвуковом потоке// Ж. прикл. мех. и техн. физики. -1982. N 3. - С.98-102.

166. Занин Б.Ю., Шевельков С.Г. Визуализация перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на конусе в сверхзвуковом потоке// Ученые записки ЦАГИ. 1987. - T.XVIII. - №6. - С.98-100.

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

168. А.Д., Маслов А.А. Развитие искусственно вызванных возмущений в сверхзвуковом пограничном слое// Изв. АН СССР. МЖГ. 1984. - N 5. -С.37-42.

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

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

171. Косинов А.Д., Маслов A.A., Шевельков С.Г. Развитие пространственных волновых пакетов в сверхзвуковом пограничном слое. Новосибирск, 1985. - 42 с. (Препринт/ АН СССР. Сиб. отд-ние. Ин-ттеор. и прикл. механики; № 17-85).

172. Косинов А.Д., Маслов А.А., Шевельков С.Г. Экспериментальное исследование развития гармонических возмущений в пограничном слое плоской пластины при числе Маха М=4// Изв. АН СССР. МЖГ. -1990. № 6. - С.54-58.

173. Косинов А.Д., Маслов A.A., Шевельков С.Г. Экспериментальное моделирование волновых процессов в сверхзвуковом пограничном слое на плоской пластине// Моделирование в механике. 1993. -Т.7(24). - № 4. - С. 100-109.

174. Косинов А.Д., Маслов А.А., Шевельков С.Г. Экспериментальное исследование устойчивости сверхзвукового пограничного слоя на конусе// Изв. СО АН СССР. Сер. Техн. Наук. 1987. - Вып.4. - № 15. -С.64-69.

175. Косинов А.Д., Шевельков С.Г. Устойчивость пограничного слоя при повороте сверхзвукового потока// Численные методы механики сплошной среды. Новосибирск, 1986. - Т.17. - № 6. - С.74-81.

176. Косинов А.Д., Маслов А.А., Шевельков С.Г. Устойчивость сверхзвукового пограничного слоя за веером волн разрежения// ПМТФ. 1989. - № 3. - С.113-117.

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

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

179. Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семёнов H.B. Экспериментальное исследование нелинейного развития волн неустойчивости на плоской пластине при числе Маха М=3// ПМТФ. 1997. - № 2. - С.107-114.

180. Косинов А.Д., Ермолаев Ю.Г., Семёнов Н.В. Об "аномальных" нелинейных волновых явлениях в сверхзвуковом пограничном слое// ПМТФ. 1999. - Т.40. - № 5. - С.91-98.

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

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

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

184. Malik M.R., Spall R.E., Chang C.L. Effect of nose bluntness on boundary layer stability and transition// AIAA Paper. 1990. - N 90-0112.

185. Potter J.L., Whitfield J.D. Effects of slight nose bluntness and roughness on boundary-layer transition in supersonic flows// J. Fluid Mech. 1962. -V.12. - Pt.4. - P.501-535.

186. Корнилов В.И., Левченко В.Я., Харитонов A.M. Исследование перехода пограничного слоя на крыловом профиле при сверхзвуковых скоростях// Изв. СО АН СССР. Сер. техн. наук. -1971. № 3. - Вып.1. -С. 15-20.

187. Stainback Р.С. Effect of unit Reynolds Number, nose bluntness, angle of attack and roughness on transition on a 5° half angle cone at Mach 8// NASA-TN-D-4961. - 1969. - 75 p.

188. Stetson K.F., Rushton G.H. Shock tunnel investigation of boundary layer transition at M=5.5// AIAA J. 1967. - V.5. - N 5. - P.899-906.

189. Stetson K.F. Effect of bluntness and angle of attack on boundary layer transition on a cones and biconic configuration// AIAA Paper. 1979. - N 79-0269.

190. Muller В. Experimental study of traveling waves in a three-dimensional boundary layer// Laminar-turbulent transition (Eds. by D.Arnal, R.Michel). -Berlin: Springer-Verlag, 1990. P.489-498.

191. Bippes H. Instability features appearing on swept wing configuration// Laminar-turbulent transition (Eds. by D.Arnal, R.Michel). Berlin: SpringerVerlag, 1990. - P.419-430.

192. Poll D.I.A. Some observation of the transition process on the windward face of the long yawed cilinder // J. Fluid Mech. 1985. - V.150. - P.329-356.

193. Reibert M.S., Saric W.S. Review of sweptwing transition// AIAA Paper N 97-1816, 1997. 14 p.

194. Arnal D., Casalis G., Juillen J.C. Experimental and theoretical analysis of natural transition on "infinite" swept wing// Laminar-Turbulent Transition (eds. D.Arnal, R.Michel). Berlin: Springer-Verlag, 1990. - P.311-325.

195. Kachanov Y.S. Experimental study of three-dimensional instability of boundary layer// AIAA Paper N 96-1976, 1996.

196. Herbert T. On the stability of 3-D boundary layers// AIAA Paper N 971961, 1997.

197. Гапоненко В.P., Иванов A.B., Качанов Ю.С. Экспериментальное исследование устойчивости пограничного слоя скользящего крыла по отношению к нестационарным возмущениям// Теплофизика и аэромеханика. 1995. - Т.2. - № 4. - С.333-359.

198. Creel T.R.Jr., Beckwith I.E., Chen F.J. Transition on swept leading edge at Mach 3.5// J. Aircraft. 1987. - V.24. - № 10. - P.

199. King R.A. Three-dimensional boundary-layer transition on a cone at Mach 3.5// Exp. in Fluids. 1992. - V.13. - P.305-314.

200. Arnal D., Wignall F., Laburthe F. Recent supersonic transition studies with emphasis on the swept cylinder case// Boundary layer transition and control. Cambridge: Royal Aeronautical Society, 1991. - P.3.1-3.14.

201. Murakami A., Stanewsky E., Krogman P. Boundary layer transition on swept cylinder at hypersonic speeds// AIAA J. 1996. - V.34. - N 4. -P.649-654.

202. Heinrich R.A., Choudhari M., Kerschen E.J. A comparison of boundary layer receptivity mechanisms// AIAA Paper N 88-3758, 1988.

203. Kovasznay L.S.G. Turbulence in supersonic flow// J. Aeronaut. Sci. -1953. V.20. - N 10. - P.657-674, 682.

204. Pate S.R., Schueler C.J. Radiated aerodynamic noise effects on boundary layer transition in supersonic and hypersonic wind tunnels// AIAA J. 1969. - V.7. - №3. - P. 450-457.

205. Лебига В.А. Экспериментальные исследования характеристик турбулентных течений при сверхзвуковых скоростях: Дис. . к.т.н. -Новосибирск, 1977. 207 с.

206. Laufer J. Some statistical properties of the pressure field radiated by a turbulent boundary layer// Phys. Fluids. 1964. - V.7. - №8. - P.1191-1197.

207. Kistler A.L., Chen W.S. The fluctuation pressure field in a supersonic turbulent boundary layer// J. Fluid Mech. 1963. - V.16. - Pt.1. - P.41-64.

208. Lighthill M.J. On sound generated aerodynamically. Part I: General theory// Proc. Roy. Soc., London A., 1952. V.211. - P.564-587.

209. Lighthill M.J. On sound generated aerodynamically. Part II: Turbulence as a source of aerodynamic sound// Proc. Roy. Soc., London A., 1954. -V.222. P. 1-32.

210. Голдстейн M.E. Аэроакустика. M.: Машиностроение, 1981. - 294 с.

211. Laufer J. Aerodynamic noise in supersonic wind tunnels// Aerospase Sci. 1961. - V.28. - №9. - P.685-692.

212. Kendall J.M. Supersonic boundary layer transition studies// JPL Spase Programs Summary 37-62, 1970. V.3. - P.43-47.

213. Chen F.-J., Malik M.R., Beckwith I.E. Boundary-layer transition on a cone and flat plate at Mach 3.5//AIAA J. 1989. - V.27. - P.687-693.

214. Goldstein M.E., Hultgren L.S. Boundary-layer receptivity to long-wave free-stream disturbances// Annual Rev. Fluid Mech. 1989. V.21. - P.137-166.

215. Choudhari M., Streett C.L. A finite Reynolds-number approach for the prediction of boundary layer receptivity in localized regions// Phys. Fluids A. 1992. - V.4. -N11.- P.2495-2514.

216. Айзин Л.Б., Поляков Н.Ф. Генерации волн Толлмина-Шлихтинга звуком на отдельной неровности поверхности, обтекаемой потоком. -Новосибирск, 1979. (Препр./АН СССР. Сиб. отд-ние. ИТПМ; №17).

217. Nayfeh А.Н., Ashour O.N. Acoustic receptivity of a boundary layer to Tollmien-Schlichting waves resulting from a finite-height hump at finite Reynolds numbers// Phys. Fluids. 1994. - V.6. -N11.- P.3705-3716.

218. Kendall J.M. Boundary layer receptivity to freestream turbulence// AIAA Paper 1990. - N90-1504.

219. Westin K.J.A., Boiko A.V., Klingmann G.B., Kozlov V.V., Alfredsson P.H. Experiments in a boundary layer subjected to free stream turbulence. Part 1: Boundary layer structure and receptivity// J.Fluid Mech. 1994. - V.281. -P.193-218.

220. Kendall J.M. Experiments on boundary layer receptivity to freestream turbulence//AIAA Paper. 1998. N 98-0530.

221. Herbert Th., Stukert G.K., Esfahanian V. Effects of free-stream turbulence on boundary layer transition//AIAA Paper. 1993. - N 93-0488.

222. Kozlov V.V., Ryzhov O.S. Receptivity of boundary layers: Asymptotic theory and experiment// Proc. Roy. Soc. London Ser. A. 1990. - V.429. -P.349-358.

223. Saric W.S., Reed H.L., Kerschen E.J. Leading-edge receptivity to sound: Experiments, DNS, theory//AIAA Paper. -1994. N 94-222.

224. Laufer J. Factors affecting transition Reynolds numbers on models in supersonic wind tunnel// J. Aeronaut. Sci. 1954. - V.21. - N7. -P.497-498.

225. Olson L.F., Gregorek G.M., Lee J.D. The influence of artificially induced turbulence upon boundary layer transition in supersonic flows// ARL-71-0022. 1971.-117 p.

226. Гапонов C.A., Масленникова И.И., Тюшин В.Ю. Нелинейное влияние внешней низкочастотной акустики на собственные колебания сверхзвукового пограничного слоя// ПМТФ. 1999. - № 5. - С.99-105.

227. Пебига В.А. Характеристики пульсаций в рабочей части сверхзвуковой аэродинамической трубы// Неустойчивость до- и сверхзвуковых течений. Новосибирск, 1982. - С. 123-130.

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

229. Гилев B.M., Качанов Ю.С., Козлов В.В. Развитие пространственного волнового пакета в пограничном слое. Новосибирск, 1981. - 46 с. (Препринт/ АН СССР. Сиб. отд-ние. Ин-т теор. и прикл. механики; N 34-81).

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

231. А.с. 1026059 (СССР). Термоанемометр постоянного тока. А.Г.Елфимов, ВАЛебига. Бюл. изобр., 1983, № 24.

232. Косорыгин B.C. Лабораторный комплекс для изготовления миниатюрных термоанемометрических датчиков с нагреваемой нитью. Новосибирск, 1982. - 20 с. - Деп. в ВИНИТИ 2 авг. 1982, № 4166-82.

233. Kendall J.M. Experimental methods and results on supersonic boundary-layer stability and receptivity. Course Notes// ICASE/LaRC Short Course on Transition. 1993. - 32 p.

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

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

236. Будников К.И. СТРУНА: СТРуктурный Универсальный Ассемблер. -Новосибирск, 1989. 68 с. - (Препринт/ АН СССР. Сиб. отд-ние. Ин-т автоматики и электрометрии; № 441).

237. Bushnell D.M. Suggested future directions in high speed transition experimental research. // Instability and Transition (eds. M.Y.Hussaini, R.G.Voigt). Berlin: Springer-Verlag, 1990. - V.1. - P.45-48.

238. Beckwith I.E. Miller C.G. Ill Aerodynamics and transition in high-speed wind tunnels at NASA Langley// Annual Review of Fluid Mechanics. -1990. -V.22.-P.419-439.

239. Wilkinson S.P., Anders S.G., Chen F.-J. Status of Langley quit flow facility development//AIAA Paper. 1994. - No 94-2498.

240. Schneider S.P., Haven C.E., McGuire J.В., Collicot S.H., Ladoon D., Randall L.A. High-speed laminar-turbulent transition research in the Purdue Quiet-Flow Ludwieg Tube// AIAA Paper. 1994. - No 94-2504.

241. Wolf S.W.D., Laub J.A. Low disturbances flow characteristics of the NASA Ames laminar flow supersonic wind tunnel// AIAA Paper. 1996. -No 96-2189.

242. Beckwith I.E., Malik M.R., Chen F.-J. Nozzle optimization study for quit supersonic wind tunnels//AIAA Paper. 1984. - No 84-1628.

243. Chen F.-J., Malik M.R., Beckwith I.E. Advanced Mach 3.5 axisymmetric quit nozzle// High Technology Corp. 1989. Report No. 89-03.

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

245. Kovasznay L.S.G. The hot-wire anemometer in supersonic flow// J. Aero Sciences. 1950. - V.17. - P.565-573.

246. Morkovin M.V. Fluctuations and hot-wire anemometry in compressible flows// AGARDograph 24. 1956.

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

248. Зиновьев B.H., Лебига В.А. Измерения с помощью термоанемометра в сжимаемых потоках// Изв. СО АН СССР. Сер. тех. наук. 1990. - Вып.5. - С.22-31.

249. Брэдшоу П. Введение в турбулентность и её измерение. М.: Мир, 1974. - с.

250. Bestion D., Gaviglio J., Bonnet J.P. Comparison between constant-current and constant-temperature hot-wire anemometers in high-speed flows// Rev. Sci. Instrum. 1983. - V.54. - P.1513-1524.

251. Лебига В.А. Термоанемометрия нестационарных процессов сжимаемых течений: Дисс. д.ф.-м.н., Новосибирск, 1992. с.

252. Хэррис Ф. Дж. Исследование окон при гармоническом анализе методом дискретного преобразования Фурье// ТИИЭР. 1978. - Т.60, - №1.-С. 60-96.

253. Tam C.K.W., Morris P.J. The radiation of sound by the instability waves of a compressible plane shear layer// J. Fluid Mech. -1980. V.98. - P.349-381.

254. Гапонов C.A. О развитии возмущений в сверхзвуковом пограничном слое// ПМТФ. -1991. № 6. - С.98-101.

255. Долгова И.И. Об излучении акустических полей волной Толлмина-Шлихтинга// Акуст. Журн. 1977. - Т.23. - №3. - С.464-466.

256. Реутов В.П., Рыбушкина Г.В. Излучение звука при рассеивании волн Толлмина-Шлихтинга в пограничном слое на жёсткой неоднородной поверхности// Акуст. Журн. 1984. - Т.ЗО. - №3. - С.358-363.

257. Tarn C.K.W., Burton D.E. Sound generation by instability waves of supersonic flows. Part 1. Two-dimensional mixing layers// J. Fluid Mech. -1984. V.138. - P.249-271.

258. Delfs J. Sound generation in the transition flat plate boundary layer flow// Z. Angev. Math. Mech. Suppl.1. 1995. -V.75. - P.379-380.

259. Troutt T.R., McLaughlin D.K. Experiments on the flow and acoustic properties of a moderate Reynolds number supersonic jet// J. Fluid Mech. -1982.-V.116.-P.123-156.

260. Нейланд В.Я. Распространение возмущений вверх по потоку при взаимодействии гиперзвукового потока с пограничным слоем// Изв. АН СССР. МЖГ. 1970. - № 4. - С.40-49.

261. Owen F.К., Horstman С.С., Stainback P.C. е.a. Comparison of wind tunnel transition and freestream disturbances measurements// AIAA J. -1975. V. 13. - N 3. - P.266-269.

262. Sakaue S., Asai M., Nishioka M. On the receptivity process of supersonic laminar boundary layer// Laminar-Turbulent Transition (eds. W.Saric, H.Fasel). Heidelberg: Springer-Verlag, 2000.

263. Zhong X. DNS boundary layer receptivity to freestream sound for hypersonic flows over blunt elliptical cones// Laminar-Turbulent Transition (eds. W.Saric, H.Fasel). Heidelberg: Springer-Verlag, 2000.

264. Mack L.M. Compressible boundary layer stability calculations for sweptback wings with suction// AIAA J. 1982. - V.20. - N 3. - P.363-369.

265. Lecoudis S.G. Stability of the boundary layer on swept wing with wall cooling//AIAA J. 1980. - V. 18. - N 9. - P. 1029-1035.

266. Gaponov S.A., Smorodsky B.V. Supersonic boundary-layer receptivity to streamwise acoustic field// IUTAM Symposium on Laminar-Turbulent Transition, 13-17 September 1999, Sedona, USA.

267. Арналь Д., Маслов A.A., Сидоренко А.А., Шиплюк А.Н. Экспериментальные исследования восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя к акустическим возмущениям// Изв. АН СССР. МЖГ.- 1999.-N5.-С.89-95.

268. Arnal D., Maslov А.А., Shiplyuk A.N., Sidorenko A.A. Leading edge receptivity of the hypersonic boundary layer to 3-d acoustic waves// Proc. International Conference on the Methods of Aerophysical Research. -Novosibirsk, 1998. Pt.1. - P. 162-167.

269. Хейз У.Д., Пробстин Р.Ф. Теория гиперзвуковых течений. М: ИЛ. 1962.

270. Laminar-turbulent transition/ Ed. by R.Kobayashi. Berlin etc.: SpringerVerlag, 1995.

271. Nonlinear instability and transition in three-dimensional boundary layers/ Eds. P.W.Duck, P.Hall. Dordrecht etc.: KluwerAcad. Publ., 1996.

272. Boundary layer transition and control. Cambridge: Roy. Aeronaut. Soc., 1991.

273. Mielke Ch., Kleiser L. // Laminar-Turbulent Transition (eds. W.Saric, H.Fasel). Heidelberg: Springer-Verlag, 2000.

274. Левченко В.Я., Щербаков В.А. О неустойчивости пространственного пограничного слоя на скользящем крыле// ПМТФ. 1997. - Т.38. - № 3. - С.32-38.

275. Маслов А.А., Семёнов Н.В. Возбуждение собственных колебаний пограничного слоя внешним акустическим полем// Изв. АН СССР. МЖГ.- 1986.-N3.-С.74-78.

276. Маслов А.А., Семёнов Н.В Восприимчивость сверхзвукового пограничного слоя на конусе// Числ. методы механики сплошной среды. Т. 17. - №2. - 1986. - С.120-125.

277. Гапонов С.А., Косинов А.Д., Маслов А.А., Семёнов Н.В., Шевельков С.Г. Развитие возмущений в сверхзвуковых пограничных слоях// Аннотации докладов VI Всесоюз. съезда по теор. и прикл. механике. -Ташкент, 1986. С. 185.

278. Maslov А.А., Semionov N.V. Acoustic disturbances and supersonic laminar boundary layer// Problems on Nonlinear Acoustics (ed. V.K.Kedrinskii). Novosibirsk, 1987. - P. 132-134.

279. Маслов А.А., Семёнов Н.В. Излучение акустических колебаний сверхзвуковым пограничным слоем// Изв. СО АН СССР. Сер.техн.наук. 1987. - № 7. - Вып.2. - С.58-63.

280. Маслов А.А., Семёнов Н.В. Структура искусственных возмущений, вызванных внешним акустическим полем в сверхзвуковом пограничном слое// Изв АН СССР. МЖГ. 1989. - №3. - С. 82-86.

281. Kosinov A.D., Maslov А.А., Semionov N.V., Shevelkov S.G.Generation of unsteady vortixes in supersonic boundary layer by external sound//

282. Euromech Colloquium 247, Vortex Interaction Noise. Program and Abstracts, MPI, Gottingem FRG, 1989.

283. Косинов А.Д., Маслов A.A., Семёнов H.B., Шевельков С.Г. Волновая структура искусственных возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на пластине// ПМТФ. 1990. - № 2. - С.95-98.

284. Маслов А.А., Семёнов Н.В. Акустические возмущения и сверхзвуковой пограничный слой// Пульсации давления на обтекаемой поверхности. М.: ЦАГИ, 1991. - С.39-43.

285. Гапонов С.А., Косинов А.Д., Петров Г.В., Семёнов Н.В., Шевельков С.Г. Новые задачи устойчивости пристенных течений// Аннотации докладов VIII Всесоюзного съезда по теоретической и прикладной механике. М., 1991. - С.96-97.

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

287. Semionov N.V., Kosinov A.D., Maslov А.А. Experimental investigation of supersonic boundary layer receptivity// Transitional Boundary Layers in Aeronautics (eds. R.A.W.M.Henkes, J.L. van Ingen). Amsterdam, 1996. -P.413-420.

288. Косинов А.Д., Левченко В.Я., Семёнов Н.В. О устойчивости трехмерного пограничного слоя// Тезисы докладов Второго Международного семинара по устойчивости гомогенных и гетерогенных жидкостей. Новосибирск: ИТПМ. - 1995. - С.25-26.

289. Kosinov A.D., Semionov N.V., Yermolaev Yu.G. Automated measuring method of noise level in T-325 test section// Proc. International Conference on the Methods of Aerophysical Research. Novosibirsk, 1996. - Pt.2. -P.131-136.

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

291. Косинов А.Д., Маслов A.A., Семёнов H.B. К экспериментальному исследованию восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя// Доклады АН. 1996. - Т.350. - № 3. - С.335-337.

292. Косинов А.Д., Маслов А.А., Семёнов Н.В. Экспериментальное исследование порождения неустойчивых возмущений на передней кромке пластины при М=2// ПМТФ. -1997. Т.38. - № 1. - С.53-57.

293. Semionov N.V., Kosinov A.D., Maslov А.А. Experimental study of boundary-layer receptivity at M=3.5// Stability and Transition of Boundary-Layer Flows (Collection of Abstracts), EUROMECH Colloquium 359. -Stuttgart, 1997. N 18.

294. Semionov N.V., Kosinov A.D., Maslov А.А. Experiments on supersonic leading edge receptivity to acoustic waves// Proceedings of the Third International Conference on Fluid Mechanics. Beijing: Beijing Institute of Technology Press, 1998. - P.225-230.

295. Semionov N.V., Kosinov A.D. Influence of leading edge bluntness on supersonic boundary layer receptivity// Abstracts of International Symposium "Actual Problems of Physical Hydroaerodynamics". Novosibirsk: ITAM SB RAS, 1999. P.II-105.

296. Kosinov A.D., Semionov N.V., Yermolaev Yu.G. Disturbances in test section of T-325 supersonic wind tunnel. Novosibirsk, 1999. -24 p. (Preprint/ SB RAS. Institute of Theoretical and Applied Mechanics, No 6-99).

297. Косинов А.Д., Семёнов H.B., Левченко В.Я., Ермолаев Ю.Г. Экспериментальное исследование развития возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на модели скользящего крыла в контролируемых условиях// ПМТФ. 2000. - Т.41. - № 1. - С.51-58.

298. Семёнов Н.В. Экспериментальное исследование восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя// Тр. Международной конференции «Устойчивость течений гомогенных и гетерогенных жидкостей». -Новосибирск: НГАСУ, 2000. Вып.7. - С. 193-195.

299. Левченко В.Я., Ермолаев Ю.Г., Клинкова Г.И., Косинов А.Д., Семёнов Н.В. Исследование волновых характеристик возмущений в трехмерном сверхзвуковом пограничном слое// Тр. Международной