Исследование конвективной неустойчивости в ударном слое и гиперзвуковом следе тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

На правах рукописи

Анискин Владимир Михайлович

ИССЛЕДОВАНИЕ КОНВЕКТИВНОЙ НЕУСТОЙЧИВОСТИ В УДАРНОМ СЛОЕ И ГИПЕРЗВУКОВОМ СЛЕДЕ

01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук

Новосибирск - 2004

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

Научные руководители:

доктор физико-математических наук, профессор Маслов Анатолий Александрович доктор физико-математических наук, Миронов Сергей Григорьевич

Официальные оппоненты:

доктор физико-математических наук, профессор

Качанов Юрий Семенович

кандидат физико-математических наук,

доцент

Зарвин Александр Евгеньевич

Ведущая организация:

Государственное унитарное предприятие Центральный аэрогидродинамический

институт им. проф. Н.Е.Жуковского, г. Жуковский.

Защита состоится "_"_2004 г. в "_" час. на заседании

диссертационного совета Д003.035.02 при Институте теоретической и прикладной механики Сибирского отделения РАН по адресу: 630090, Новосибирск, ул. Институтская 4/1.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ИТПM CO РАН.

Ваш отзыв на автореферат в 2-х экземплярах, заверенный печатью, просим высылать по адресу: 630090, Новосибирск-90, ул. Институтская 4/1, ИТПМ СО РАН ученому секретарю диссертационного совета.

Автореферат разослан "_"_2004 г.

Ученый секретарь диссертационного совета, д.ф.-м.н.

Корнилов В.И.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ Актуальность темы. Развитие космической техники и создание высокоскоростных самолетов вызвало интерес к изучению нестационарных явлений в гиперзвуковых течениях. Актуальность исследований этих процессов связана с их существенным влиянием на уровень тепловых потоков, интенсивность силовых и вибрационных нагрузок на конструкцию аппаратов.

При полетах на больших высотах с большими числами Маха пограничных слоях на передних кромках планера гиперзвукового аппарата существует в виде вязкого ударного слоя. Важность и актуальность исследований пульсационных процессов в ударном слое связана с тем, что возмущения, возникающие в этой области, оказывают существенное влияние на устойчивость и ламинарно-турбулентный переход ниже по потоку, в области гиперзвукового пограничного слоя сформировавшегося при больших числах Рейнольдса. Это можно отнести как к течению на плоских поверхностях, так и на поверхностях с шероховатостью и на поверхностях сжатия, где дополнительно возможно развитие продольных структур и центробежной неустойчивости типа вихрей Гертлера. В настоящее время существуют лишь единичные работы по определению характеристик пульсаций в гиперзвуковом ударном слое и слое смешения. Общим недостатком этих работ являются существенные различия параметров потока, обтекаемых поверхностей, методов измерений. Как правило, эксперименты выполнены с адиабатическими моделями, в то время как обтекание реального гиперзвукового аппарата характеризуется чрезвычайно низким температурным фактором поверхности. Последнее кардинально меняет как поле среднего течения, так и сценарий перехода к турбулентности. Экспериментальные исследования развития возмущений в ударном слое на поверхностях сжатия вообще отсутствуют.

Актуальность исследований устойчивости гиперзвуковых следовых течений связана с проблемой обнаружения тел движущихся в верхней атмосфере и аэродинамической интерференции при гиперзвуковом движении системы многих тел. Последняя проблема имеет важное значение при разделении ступеней воздушно-космических аппаратов в верхних слоях атмосферы. Основная масса полученных данных касается

поля среднего течения и положения ламинарно-турбулентного перехода. В настоящее время полностью отсутствуют данные по характеристикам и развитию возмущений в высокоскоростном ламинарном гиперзвуковом следе.

Развитие теоретических исследований и численного моделирования пульсационных процессов сдерживается отсутствием необходимых экспериментальных данных по локальным характеристикам возмущений в ударном слое и гиперзвуковом следе. Здесь были бы полезными данные измерений на простых телах типа конус и двумерная радиусная поверхность сжатия.

Важной задачей исследований является определение причинно-следственных связей между изменениями параметров и характеристиками возмущений потока. Это достигается использованием методов активного воздействия на изучаемые явления, которые включают введение в поток контролируемых стационарных и периодических возмущений. Данный метод получил широкое применение в дозвуковых и сверхзвуковых исследованиях. Однако, в высокоскоростных потоках низкой плотности применение существующих методик затруднительно и они используется крайне редко. Поэтому требуется разработка специальных методов и устройств, использующих в своей основе колеблющиеся газовые мембраны, например газодинамические свистки.

Цель работы:

разработка методик измерений пульсационных характеристик и параметров среднего течения применительно к гиперзвуковым течениям низкой плотности в следе и в ударном слое;

получение новых экспериментальных данных о характеристиках и развитии возмущений в гиперзвуковых следах, а также в вязком ударном слое при наличии продольной структуры и глубокого охлаждения поверхности при больших числах Маха и умеренных числах Рейнольдса потока.

Научная новизна:

разработаны усовершенствованные методики восстановления поля средней плотности и пульсаций плотности в следовых течениях и в двумерном ударном слое на поверхности сжатия;

показана устойчивость к естественным возмущениям ближнего гиперзвукового ламинарного следа за телом. Впервые продемонстрирована возможность и найдены условия потери устойчивости такого течения при введении в след периодических возмущений конечной амплитуды;

на продольной структуре в гиперзвуковом ударном слое на поверхности сжатия впервые обнаружено возникновение двух бегущих волн и определено влияние температуры поверхности на их характеристики;

впервые показано стабилизирующее влияние кривизны поверхности модели и понижения ее температуры на развитие естественных и искусственных возмущений на продольной структуре в гиперзвуковом ударном слое, реализующееся через уменьшение толщины ударного слоя.

Научная и практическая ценность. Разработаны и реализованы методики, позволяющие использовать электронно-пучковую флюоресценцию азота для измерений характеристик пульсаций плотности, средней скорости и плотности в некоторых классах гиперзвуковых пограничных и следовых течений низкой плотности.

Автором получены результаты, расширяющие представления о характеристиках волновых процессов происходящих в высокоскоростных гиперзвуковых пограничных и свободных сдвиговых течениях.

Достоверность результатов. В экспериментальных исследованиях использована невозмущающая поток электронно-пучковая диагностика и оптические методы регистрации, адаптированные к условиям гиперзвуковых течений низкой плотности, использованы методы введения в исследуемый поток контролируемых стационарных и периодических возмущений.

Для повышения точности и достоверности данных измерений были применены современные методы сбора, накопления, выделения и обработки слабых сигналов на фоне интенсивного широкополосного шума. Снижение случайных ошибок достигалось в многократно повторяющихся измерениях. Достоверность подтверждена хорошим

совпадением полученных данных с результатами других авторов и численными расчетами.

На защиту выносятся:

методики восстановления поля средней плотности и пульсаций плотности в методе электронно-пучковой флюоресценции применительно к течению в гиперзвуковом следе и в двумерном ударном слое с переменными условиями на ударной волне;

результаты экспериментальных исследований развития естественных и искусственных возмущений плотности в гиперзвуковом следе за острым конусом и кососрезным газодинамическим свистком;

результаты экспериментальных исследований развития естественных и искусственных пульсаций плотности в ударном слое на радиусной поверхности сжатия при наличии продольной структуры.

Апробация работы и публикации. Основные результаты диссертации доложены на следующих конференциях и семинарах:

Международных конференциях по методам аэрофизических исследований - ICMAR (Новосибирск, 1998, 2000, 2004); Международных семинарах по устойчивости течений гомогенных и гетерогенных жидкостей (Новосибирск, 1998,2000,2001); Международной конференции «Актуальные проблемы физической гидродинамики» (Новосибирск, 1999). 6-й Всероссийской конференции молодых ученых «Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики (Новосибирск, 2000), Международном семинаре 40th AIAA Aerospace Science Meeting & Exhibition (Рено, Невада, США, 2002), Международной конференции ЕВРОМЕХ (Тулуза, Франция, 2003).

По теме диссертации опубликовано 12 печатных работ, список которых представлен в конце автореферата.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения и списка литературы из 98 наименований. Общий объем диссертационной работы составляет 112 страниц, включая 56 иллюстраций.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновывается актуальность темы диссертации, формулируется цель исследований, выделяется научная новизна, приводятся выносимые на защиту результаты.

В первой главе приводится краткий обзор литературных данных по теоретическому и экспериментальному исследованию высокоскоростных (М>10) гиперзвуковых пограничных и сдвиговых течений пониженной плотности.

Во второй главе приводится описание экспериментального оборудования, методов и устройств для измерения средней плотности и пульсаций плотности, методов создания периодических контролируемых возмущений в гиперзвуковом ударном слое и гиперзвуковом следе за телом.

В §1 дано описание гиперзвуковой аэродинамической трубы Т-327А ИТПМ СО РАН и электронно-пучковой системы установки. Аэродинамическая труба представляет собой установку открытого типа со свободной струей. В качестве рабочего газа в установке используется чистый азот. Число Маха в области установки моделей составляет 21, единичное число Рейнольдса может быть установлено в пределах (0,6-5-1)106 м-1 Интегральный уровень естественных пульсаций плотности на оси модели не превышал величины 0,5%. Труба оснащена электронной пушкой, которая создает диагностический электронный пучок энергией до 15 кВ и током электронов до 1 мА. Диаметр электронного пучка в вакууме составляет 1 мм. С помощью магнитной системы управления пучок может перемещаться в поперечном и продольном потоку направлении.

В §2 приведено описание системы оптической регистрации электронно-пучковой флюоресценции азота, схемы измерения средней плотности и характеристик пульсаций плотности. Приведена методика обработки сигналов оптической системы. Обработка сигналов производилась на ПЭВМ методом быстрого Фурье-преобразования, при усреднении по 64 независимым реализациям. Дополнительно к амплитудным и фазовым спектрам вычислялись спектры когерентности для оценки статистической погрешности взаимных спектров. Повышение

точности определения спектральных величин достигалось их усреднением по серии измерений.

В §3 описана методика введения возмущений в ударный слой на поверхности сжатия. Возмущения в ударный слой вводились при взаимодействии передней кромки поверхности сжатия с колеблющимся ударным слоем, возникающим при обтекании косозрезного газодинамического свистка гиперзвуковым потоком. Принцип введения периодических и квазистационарных возмущений в ударный слой проиллюстрирован на рис. 1. При пересечении конической ударной волны от свистка передней кромкой поверхности сжатия, в области их взаимодействия набегающий поток проходит через два наклонных скачка уплотнения - скачок от свистка и скачок от передней кромки модели. Вне области взаимодействия набегающий поток проходит только через один скачок на передней кромки пластины. Это приводит к тому, что в ударном слое за областью взаимодействия конического скачка уплотнения с передней кромкой поверхности сжатия статическое давление оказывается ниже, чем в соседних областях. Газ из смежных областей устремляется к оси модели и организуются восходящие и нисходящие от поверхности потоки газа, формируя продольную структуру в виде противовращающихся продольных вихрей. Такая структура течения была подтверждена масляной визуализацией предельных линий тока на поверхности модели и измерениями распределений средней плотности поперек модели.

В §4 приведена методика восстановления средней плотности и пульсаций плотности в следовых течениях и в ударном слое на поверхности сжатия. При восстановлении плотности в следе в первом приближении учитывалась только столкновительная дезактивация возбужденных молекул. Во втором приближении учитывалось рассеяние электронного пучка в узкой области под ударной волной. Учет влияния рассеяния производился по итерационной процедуре в предположении экспоненциального закона рассеяния электронного пучка. Схема измерений в гиперзвуковом следе и иллюстрация методики восстановления средней плотности приведены на рис. 2.

Обтекание двумерной поверхности сжатия характеризуется сильным изменением угла наклона ударной волны и разреженностью газа вблизи передней кромки модели. Эти два условия делают температуру газа за ударной волной сильно зависящей от продольной координаты. Методика восстановления средней плотности основана на одновременном вычислении плотности газа и температуры в предположении экспоненциального рассеяния пучка и применимости связи плотности и температуры, определяемой соотношением на ударной адиабате. Итерационная процедура сходится за 4, 5 итераций. Схема измерений в ударном слое на поверхности сжатия и иллюстрация методики восстановления средней плотности приведены на рис. 3.

В третьей главе приведены результаты исследования устойчивости гиперзвуковых вязких течений в следе.

В §1 приведены результаты измерений характеристик неконтролируемых (фоновых) пульсаций плотности в следе за острым 10 - градусным конусом с диаметром основания d=0,04 м.

Продольные и азимутальные фазовые скорости в следе определялись в максимуме пульсаций плотности. Спектры продольной фазовой скорости оказались близки к спектрам, полученным для ударного слоя на пластине. Азимутальная фазовая скорость в следе расходится с поперечной фазовой скоростью на пластине, что, возможно, связано с различием в типе двумерных течений. Спектры углов наклона волн к направлению течения в следе и на пластине приведены на рис. 4. Видно, что в следе вблизи донного среза конуса, в области низких частот существуют наклонные (азимутальные) волны, переходящие с повышением частоты и увеличением расстояния от основания конуса в двумерные (осесимметричные) волны. Измерениями было показано, что естественные пульсации затухают во всем частотном диапазоне, но преимущественное затухание наблюдается в области низких частот, что определяет преобладание двумерных волн вниз по потоку (см. рис. 5).

В §2 главы приведены данные исследования естественных и периодических пульсаций плогности в гиперзвуковом вязком следе за кососрезным газодинамическим свистком. Измерения для фоновых возмущений показали, что они затухают во всем частотном диапазоне и

спектр инкремента качественно подобен спектру для следа за конусом (рис. 5). Исследования развития контролируемых возмущений в следе были выполнены на трех частотах: / =5,6; 7,5 и 10,3 кГц (Р=0,39-10"4,

и на соответствующих частотах первой гармоники. Относительная амплитуда вводимых возмущений плотности составляла примерно 1% на основной частоте и около 0,2% на частоте гармоники. Сопоставление профилей плотности в следе за свистком без - и при наличии интенсивных колебаний давления в полости свистка показали их полное совпадение и, следовательно, слабое влияние вводимых возмущений на среднее течение. Измерения скоростей роста показали, что возмущения на основной частоте возрастают, а на частоте первой гармонике затухают (рис. 5). Пространственное распределение пульсаций плотности в следе на основной частоте имеет четко выраженные два максимума (рис. 6). Измерения фазовых зависимостей от продольной координаты показало, что они линейны как для основной частоты, так и частоты гармоники. На основной частоте зависимости расщепляются на две, параллельные, но сдвинутые относительно друг друга на 180 градусов. Координаты точек измерения фазы соответствуют либо внешнему, либо внутреннему максимуму на рис. 6. На рис. 7 приведены фазовые скорости возмущений на основной частоте и частоте гармоники. На графике также приведен спектр фазовой скорости естественных возмущений, измеренный в следе. Сопоставление фазовых скоростей и скоростей роста искусственных возмущений в следе (рис. 5 и 7) показало, что скорость роста тем больше, чем выше фазовая скорость возмущений.

В четвертой главе приведены результаты исследований развития периодических возмущений на продольной структуре в ударном слое на поверхности сжатия. Возмущения в ударный слой вводились на основной частоте в диапазоне и на частоте первой

гармоники с помошью газодинамического свистка, как показано на рис. 3. Относительная амплитуда пульсаций плотности была, соответственно, 0,2% и 0,07%. Измерения выполнены для двух существенно различных температурных факторов поверхности модели:

0,085. Нижний диапазон температурного фактора достигался при использовании жидкого азота в качестве охлаждающей жидкости. В

дальнейшем, для удобства описания, первые условия по температурному фактору именуются условиями для «теплой» модели, а вторые -условиями для «холодной» модели. На рис. 8 показаны фотографии электронно-пучковой визуализации обтекания «теплой» и «холодной» модели. Видно, что охлаждение модели уменьшает толщину ударного слоя. На рис. 9 приведены углы наклона ударной волны и толщина ударного слоя на «теплой» и «холодной» модели. Видно, что ударный слой начинает уменьшаться примерно с середины модели. На графиках рис. 10 показаны зависимости от продольной координаты X средней нормированной плотности и вычисленных по ней значений

нормированной температуры газа Те/Т« и числа Маха Ме за ударной волной для «теплой» и «холодной» поверхностей сжатия. Видна существенная неравномерность распределения средних параметров по координате X, связанная как с кривизной поверхности, так и с влиянием разреженности газа.

Результаты измерений инкрементов естественных пульсаций плотности на продольной структуре (рис. И) показали, что за точкой минимума угла наклона ударной волны и началом уменьшения толщины ударного слоя наблюдается падение скорости роста естественных возмущений и что скорости роста возмущений на охлажденной модели существенно меньше, что также связано с уменьшением толщины ударного слоя.

Измерение фазы ф бегущих возмущений водль координаты X на оси модели показало наличие «расщепления» фазовой зависимости на две (зависимости 1 и 2 на рис. 12 слева). Зависимости <$(х) оказались сдвинутыми относительно друг друга на величину фазы близкую к 180°. Расщепление фазовых зависимостей имело место для обоих диапазонов температурного фактора поверхности, как для возмущений на основной частоте, так и для возмущений на частоте гармоники. В пределах точности, фазовые зависимости были линейными по продольной координате. Тем не менее, угол наклона зависимостей оказался различным. Эти две волны отличаются не только по зависимостям (р(х), но и положением в ударном слое. На рис. 12 справа значками с цифрами (1) и

(2) приведены положения точек в ударном слое, где были обнаружены возмущения на основной частоте, соответствующие фазовым зависимостям (1) и (2). На рисунках показана поверхность сжатия и положение скачка уплотнения. Из графиков видно, что возмущения (1) группируются вблизи ударной волны, а возмущения (2) - вблизи поверхности сжатия. Измерения распределения амплитуд пульсаций в ударном слое показало, что этим же положениям соответствуют максимумы периодических пульсаций в поперечном сечении ударного слоя вдоль оси модели.

Амплитудные и фазовые спектры вводимых волн по поперечным волновым числам на «теплой» и «холодной» поверхности модели показали, что на продольной структуре распространяются квазидвумерные волны плотности.

На рис. 13 приведены вычисленные по фазовым зависимостям величины продольных фазовых скоростей возмущений С, нормированные на среднюю скорость газа за ударной волной, для условий измерений. Двумерность волн позволила сопоставить их фазовые скорости с результатами линейной теории устойчивости сжимаемых течений. На графике видно, что с понижением температуры поверхности фазовые скорости становятся сверхзвуковыми (вне области существования дозвуковых возмущений в линейной теории устойчивости, ограниченной штриховой линией).

На рис. 14 представлены зависимости скорости роста периодических возмущений от продольной координаты X для волн (1) и (2) для основной частоты и частоты гармоники на «теплой» и «холодной» поверхности сжатия. Для сравнения на графиках приведены скорости роста естественных возмущений на соответствующих частотах. Области, ограниченные штриховыми линиями, показывают величины инкремента искусственных возмущений, измеренные в тех же условиях в экспериментах на теплой пластине. Видно, что инкремент на поверхности сжатия не достигает значений, полученных на пластине, где ударный слой более толстый. Имеет место снижение величины инкремента при уменьшении толщины ударного слоя, вызванное как искривлением поверхности, так и понижением ее температуры. Дальнейшее увеличение

скорости роста, скорее всего, связано с наличием неблагоприятного градиента давления. Это еще раз свидетельствует о локальной стабилизирующей роли снижения толщины ударного слоя, реализующегося через кривизну поверхности и понижение температуры поверхности.

В заключении приводятся основные выводы:

на основе метода электронного пучка созданы уточненные методики восстановления поля средней плотности и пульсаций плотности в следовых течениях и в двумерном ударном слое;

показана устойчивость к естественным возмущениям ближнего гиперзвукового ламинарного следа за телом. Впервые продемонстрирована возможность и найдены условия потери устойчивости такого течения при введении возмущений конечной амплитуды;

при введении возмущений в ударный слой на поверхности сжатия обнаружено возникновение двух бегущих волн. Показано, что понижение температуры поверхности приводит к доминированию в ударном слое сверхзвуковых контролируемых возмущений;

показано стабилизирующее влияние кривизны поверхности модели и понижения ее температуры на развитие возмущений на продольной структуре в гиперзвуковом ударном слое, реализующееся через уменьшение толщины ударного слоя.

Основные результаты диссертации опубликованы в работах:

1. Анискин В. М. Исследование устойчивости гиперзвукового ламинарного следа за острым конусом методом электронного пучка // Вестник молодых ученых. Прикладная математика и механика. 2000. №3. С. 96-104.

2. Анискин В. М, Миронов С. Г. Экспериментальные исследования пульсаций плотности в гиперзвуковом ламинарном следе за конусом // ГТМТФ. 2000. Т. 41, № 3. С. 111-117.

3. Анискин В.1 М., Миронов С. Г. Экспериментальные исследования волн конечной амплитуды в гиперзвуковом следе // Теплофизика и аэромеханика. 2001. Т. 8, № 2. С. 345-349.

4. Maslov A. A., Mironov S. G., Shiplyuk A. N., Sidorenko A. A., Aniskin V. M, Buntin D. A. Hypersonic flow stability experiments. AIAA Paper, 20020153.

5. Анискин В. М., Миронов С. Г. Развитие периодических возмущений на продольной структуре в ударном слое на поверхности сжатия // Теплофизика и аэромеханика. 2004. Т. 11. С. 35-42.

6. Анискин В. М., Миронов С. Г. Экспериментальное исследование вихрей Гертлера на порерхностях сжатия в гиперзвуковом ударном слое // Устойчивость течений гомогенных и гетерогенных жидкостей: Тезисы докладов VII Международной конференции. Новосибирск, 2000. С. 172-174.

7. Анискин В. М. Экспериментальное исследование устойчивости гиперзвукового следа при искусственном возбуждении // Устойчивость течений гомогенных и гетерогенных жидкостей: Тезисы докладов VII Международной конференции. Новосибирск, 2000. С. 174-176.

8. Анискин В. М. Экспериментальное исследование волн конечной амплитуды в гиперзвуковом следе // Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики: Тезисы докладов 6-й Всероссийской конференции молодых ученых. Новосибирск, 2000. С 6-8.

9. Aniskin V. М. Electron-beam diagnostic of hypersonic wake // International Conference on the Methods of Aerophysical Research: Proc. Pt II / Novosibirsk: Publishing House of Siberian Branch of RAS, 2000. P. 9-15.

10.Анискин В. М., Миронов С. Г. Экспериментальное исследование пульсаций плотности в гиперзвуковом ламинарном следе за конусом // Устойчивость течений гомогенных и гетерогенных жидкостей: Труды V Международного семинара. Новосибирск, 1998. Ч. 2. С. 147-149.

11.Aniskin V. М., Mironov S. G. Experimental study of the density pulsations in a supersonic vastly underexpanded jet by the electron-heam method // Актуальные проблемы физической гидродинамики: Труды Международной конференции. Новосибирск, 1999. С.51.

12.Aniskin V. М., Mironov S. G. Experimental study of hypersonic shock layer stability on a circular surface of compression // The 5th Euromech Fluid Mechanics Conference: Book of Abstract. Toulouse, 2003. P. 6.

Направление движения та

Зона пониженного давления

Колеблющаяся ударная волна-от свистка

Электронная пушка

Рис. 1. Схема введения искусственных возмущений в ударный слой на поверхности сжатия.

1/1оо

П*/Поо

П/Поо

Рис 2. Схема измерений в следе и иллюстрация процедуры восстановления радиального профиля средней плотности л/л_ (кривая 3) по сигналу оптической системы регистрации 1/1„ (кривая 1) в сечении х/й = 2 от основания конуса. Кривая 2 показывает профиль плотности, восстановленный с учетом только столкновительной дезактивации электронно-возбужденных молекул.

Рис. 3. Схема измерений в ударном слое и иллюстрация процедуры восстановления средней плотности.

Рис. 4. Спектры углов распространения волн плотности к оси потока.

1 - спектр угла распространения азимутальных волн в следе за конусом для М= 1,5;

2 - то же для х/(1 - 4;

3 - спектр углов наклона волн к направлению потока в ударном слое на пластине.

Рис. 5. Спектры инкремента естественных и искусственных пульсаций плотности в гиперзвуковом ламинарном следе за свистком. На графике для сравнения приведен спектр инкремента мощности неконтролируемых возмущений в ближнем следе за острым конусом.

Рис 6. Распределение амплитуды пульсаций плотности на основной частоте в гиперзвуковом ламинарном следе для частотного параметра Р=0,79 10^* ({ = 10,3 кГц).

Рис. 7. Продольные фазовые скорости искусственных возмущений плотности в гиперзвуковом следе за свистком для трех частот возбуждения и естественных возмущений в ближнем следе за конусом.

Рис. 9. Положение локальных углов наклона (1 - «теплая» модель, 2 -«холодная» модель) и толщина ударного слоя (3 - «теплая» модель, 4 - «холодная» модель).

Рис 8. Электронно-пучковая визуализация течения вокруг «теплой» (а) и «холодной» (б) модели.

Рис. 10. Зависимости средней нормированной плотности пти/п_ нормированной температуры за ударной волной от

продольной координаты X. а - «теплая» модель, б -«холодная» модель.

Рис 11. Распределение инкрементов естественных пульсаций плотности (а -«теплая» модель, б — «холодная» модель).

Рис 12. Зависимости фазы пульсаций плотности и положение возмущений фазовой зависимости 1, 2 на «теплой» (а - Б = 0,6-Ю-4, б — Г = 1,2-10-4) и «холодной» модели.

"теплая" модель, основная частота, волна 1 "теплая" модель, основная частота, волна 2 'теплая" модель, гармоника, волна 1 "теплая" модель, гармоника, волна 2 "холодная" модель, основная частота, волна 1 "холодная" модель, основная частота, волна 2 "холодная" модель, гармоника, волна 1 "холодная" модель, гармоника, волна 2

Рис. 13. Спектр фазовых скоростей.

Рис. 14. Зависимости ско_рости роста возмущений на основной частоте (а -«теплая» модель, Р = 0,6-Ю"4, б - «холодная» модель, Р = 0,5-КГ4) и на частоте гармоники (в — «теплая» модель, р= 1,2-1 ОТ* и г-«холодная» модель, 1,0-10"*).

Ответственный за выпуск В.М. Анискин

Подписано в печать 11.0S.2004 Формат бумаги 60 х 84/16, Усл. печ. л. 1.0, Уч.-изд. л. 1.0, Тираж 100 экз., Заказ №4

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

СПИСОК ОБОЗНАЧЕНИЙ.

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА 1. ОБЗОР ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ПУЛЬСАЦИОННЫХ ПРОЦЕССОВ В СВЕРХЗВУКОВЫХ И

ГИПЕРЗВУКОВЫХ СДВИГОВЫХ ТЕЧЕНИЯХ.

§ 1. Исследования волновых процессов в гиперзвуковом пограничном и ударном слое.

§ 2. Исследования волновых процессов в гиперзвуковом ламинарном следе.

§ 3. Проблемы диагностики гипёрзвуковых течений низкой плотности.

§ 4. Выводы.

ГЛАВА 2. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ И МЕТОДЫ

ДИАГНОСТИКИ.

§ 1. Гиперзвуковая аэродинамическая труба Т-327А.

1.1. Газодинамический тракт установки.

1.2. Электронно-пучковая система.

§ 2. Метод и аппаратура для измерения средней плотности и пульсаций плотности, методы обработки сигналов.

2.1. Оптическая система.

2.2. Методика обработки сигналов оптической системы регистрации.:.

§ 3. Методика введения возмущений в ударный слой на поверхности сжатия.*.

§ 4. Методики восстановления средней плотности и пульсаций плотности.

4.1. Методика восстановления средней плотности в следовых течениях.

4.2. Методика восстановления поля пульсаций плотности в следовых течениях.

4.3. Связь между плотностью газа и сигналом системы регистрации флюоресценции.

4.4. Методика восстановления средней плотности на двумерной поверхности сжатия.

4.5. Методика восстановления пульсаций плотности на двумерной поверхности сжатия.

§ 5. Выводы.

ГЛАВА 3. ИССЛЕДОВАНИЕ ВОЛНОВЫХ ПРОЦЕССОВ 'В

Щ ГИПЕРЗВУКОВЫХ ЛАМИНАРНЫХ СЛЕДАХ.

§ 1. Исследование волновых процессов в гиперзвуковом ближнем ламинарном следе за острым конусом.

1.1. Модель и метод измерений.

1.2. Поле среднего течения в следе за конусом,.

1.3. Пульсационные характеристики следа за конусом.

§ 2. Исследование волновых процессов в ближнем гиперзвуковом ламинарном следе за газодинамическим свистком.

2.1. Модель и схема измерений. 2.2. Поле среднего течения в следе за свистком.

2.3. Характеристики пульсаций плотности в следе.

§ 3. Выводы.

ГЛАВА 4. РАЗВИТИЕ ВОЗМУЩЕНИЙ НА ПРОДОЛЬНОЙ

СТРУКТУРЕ В УДАРНОМ СЛОЕ НА ПОВЕРХНОСТИ СЖАТИЯ.

§ 1. Модель и аппаратурная организация измерений.

§ 2. Характеристики течения на поверхности сжатия.

2.1. Характеристики среднего течения.

2.2. Пульсационные характеристики течения в ударном слое. dm 2.2.1. Характеристики неконтролируемых возмущений.

2.2.2. Характеристики контролируемых возмущений.

2.3. Анализ результатов.

§ 3. Выводы.

Развитие космической техники и создание высокоскоростных самолетов вызвало интерес к изучению нестационарных явлений и, в частности, пульсационных процессов в гиперзвуковых течениях. Актуальность исследований пульсационных процессов связана с их существенным влиянием на уровень тепловых потоков, интенсивность силовых и вибрационных нагрузок на конструкцию гиперзвуковых аппаратов.

За последние 40-50 лет накоплен большой объем экспериментальных и теоретических знаний по проблеме пульсационных явлений в высокоскоростных потоках. Пик интереса к этой проблеме пришелся на конец 60-х, начало 70-х годов, когда в США и в СССР начались работы по созданию возвращаемого аппарата многоразового использования. Создание натурных стендов, летающих лабораторий, обработка данных накопленных при эксплуатации авиационной и космической техники позволило получить практические знания о характеристиках и методах управления этими процессами, разработать инженерные методы расчета.

Однако степень проработки проблемы является весьма неравномерной, как по типу газодинамических объектов, так и по областям параметров, характеризующих высокоскоростные течения. Так, например, слабо экспериментально и теоретически изучена устойчивость пограничного течения при высоких числах Маха (М > 10) и умеренных числах Рейнольдса (Re = 104 -г 106), когда течение на поверхности тела реализуется в виде вязкого ударного слоя. В частности, в* этом диапазоне параметров практически нет экспериментальных работ по устойчивости течений на поверхностях сжатия и в следовых течениях.

Эта область параметров соответствует этапу входа в атмосферу головных частей баллистических ракет и разгонному участку воздушнокосмического аппаратов при выходе на орбиту. Известно, что ламинаризация пограничного слоя на 45 % длины корпуса гиперзвукового аппарата сделает это транспортное средство экономически выгодным. На передних кромках крыла и фюзеляжа перспективных гиперзвуковых транспортных самолетов пограничное течение существует в виде вязкого ударного слоя, когда местные числа Рейнольдса еще не достаточно велики. Волновые процессы, возникающие в этой области, оказывают существенное влияние на развитие возмущений и ламинарно-турбулентный переход вниз по потоку, в области гиперзвукового пограничного слоя, сформировавшегося при больших числах ф

Рейнольдса.

С другой стороны, для возвращаемых воздушно-космических аппаратов с несущим корпусом неконтролируемое возникновение турбулентного течения в пограничном слое на управляющих элементах приводит к существенному изменению величины аэродинамических сил и потере устойчивости их движения. Это может привести к перераспределению тепловых потоков по поверхности корпуса, прогоранию тепловой защиты в менее защищенных местах и гибели аппарата.

При обтекании участков планера гиперзвуковых аппаратов, имеющих поверхности сжатия, и при течении в воздухозаборниках ГПВРД возникает сложная картина взаимодействия центробежной неустойчивости (вихрей Гертлера) и бегущих возмущений пограничного слоя. На поверхности гиперзвукового аппарата возможно возникновение продольных структур не связанных с центробежной неустойчивостью и их взаимодействие с бегущими возмущениями. Совместное их влияние может привести к ускоренному наступлению ламинарно-турбулентного перехода и изменению характеристик обтекания. Эта проблема пока еще слабо изучена для гиперзвуковых скоростей.

Актуальность исследования гиперзвуковых следовых течений связана с проблемой обнаружения тел движущихся в верхней атмосфере и аэродинамической интерференции при гиперзвуковом движении системы многих тел. Последняя проблема имеет важное значение при разделении многоступенчатых воздушно-космических аппаратов. Основная масса известных результатов касается только поля среднего течения в следе. Экспериментальные данные по возмущениям параметров в следе единичны и разрознены. С другой стороны, развитие возмущений в следе влияет на скорость его деградации, что непосредственно связано с возможностью обнаружения и распознавания тел, летящих в атмосфере. Кроме того, знание процессов при ламйнарно-турбулентном переходе в следовых течениях дало бы возможность управления интенсивностью процесса смешения в сдвиговых течениях и его использования в двигательных и энергетических установках.

Многолетние трубные и натурные исследования позволили обобщить данные по переходу при сверхзвуковых скоростях. В частности, они позволили получить зависимости числа Рейнольдса перехода от ряда основных параметров, таких как число Маха, температурный фактор, притупление носика модели и т.д. [1]. Однако перенос результатов, полученных для умеренных чисел Маха и высоких чисел Рейнольдса, на условия гиперзвукового обтекания для больших чисел Маха и умеренных чисел Рейнольдса ограничен наличием специфических особенностей пограничных течений в этих условиях [2, 3]: из-за близости скачка уплотнения к поверхности усложняется спектр неустойчивых возмущений [4,5] и возникает новый класс задач устойчивости тонких ударных слоев [6,7]; необходимо учитывать реальные свойства газа [8, 9] и его взаимодействие с поверхностью [10,11]; важной становится непараллельность течения и кривизна ударной волны.

Развитие теоретических исследований в этой области течений сдерживается отсутствием достоверных и детальных экспериментальных данных. В частности, крайне желательно получение данных о развитии и характеристиках элементарных волн в ударном слое на моделях простых геометрических форм, например, шар, конус, пластина, двумерная поверхность сжатия и т.д., для которых достаточно точно рассчитывается поле среднего течения. Наличие таких данных позволяет сопоставить с результатами расчета локальные характеристики возмущений и разработать уточненные модели волновых процессов.

Высокие газодинамические параметры течений и существенная нестационарность исследуемых явлений требует разработки адекватных методик исследований и измерительной аппаратуры. В частности, возникает необходимость использования невозмущающих методов измерений характеристик малых пульсаций параметров потока в широком частотном диапазоне, выделения слабых полезных сигналов -на фоне случайного широкополосного шума и т.д.

Важной задачей трубных исследований является выявление причинно-следственных связей между изменениями параметров в пульсационных процессах. Это достигается использованием методов активного воздействия на изучаемые явления, которые включают введение в поток контролируемых возмущений и воздействие на ключевые параметры процесса развивающегося в исследуемом течении. Адекватность реакции изучаемого явления ожидаемому результату воздействия является критерием степени понимания физических процессов и правильности разработанной математической модели. Последующее сопоставление результатов численного моделирования с данными измерений, как локальных, так и интегральных характеристик позволяет судить о степени соответствия разработанной модели реальным газодинамическим процессам. В настоящее время методы активного воздействия разработаны и Широко применяются для исследования до - и сверхзвуковых потоков. В области гиперзвуковых течений, особенно для течений разреженного газа, эти методы слабо распространены.

Сказанное выше определяет актуальность проведения исследований и позволяет сформулировать основные цели работы: разработка новых методик измерений применительно к гиперзвуковым течениям низкой плотности в следе и в ударном слое; получение новых экспериментальных данных о характеристиках возмущений в гиперзвуковых следах и пограничных течениях для больших чисел Маха и умеренных чисел Рейнольдса;

Исследования диссертационной • работы выполнялась в рамках г/бюджетной темы «Экспериментальные исследования и численное моделирование гиперзвуковых течений» Плана научных исследований ИТПМ СО РАН, а также в рамках работ по грантам РФФИ (коды проектов 98-01-00462, 01-01-00189, 02-01-00141), гранта ИНТАС (№ 2000-0007) и хоз ./договора между ИТПМ и ЦАГИ №421-2002.

На защиту выносятся: методики восстановления поля средней плотности и пульсаций плотности в методе электронно-пучковой флюоресценции применительно к течению в гиперзвуковом следе и в двумерном ударном слое; результаты экспериментальных исследований развития естественных и искусственных возмущений плотности в гиперзвуковом ламинарном следе за острым конусом и кососрезным газодинамическим свистком; экспериментальные данные по характеристикам поля среднего течения и характеристикам естественных и искусственных пульсаций плотности в ударном слое на радиусной поверхности сжатия при наличии продольной структуры.

Научная новизна работы:

- разработаны усовершенствованные методики восстановления поля средней плотности и пульсаций плотности в следовых течениях и в двумерном ударном слое на поверхности сжатия;

- показана устойчивость к естественным возмущениям ближнего гиперзвукового ламинарного следа за телом. Впервые продемонстрирована возможность и найдены условия потери устойчивости такого течения при введении в след периодических возмущений конечной амплитуды;

- на продольной структуре в гиперзвуковом ударном слое на поверхности сжатия впервые обнаружено возникновение двух бегущих волн и определено влияние температуры поверхности на их характеристики;

- впервые показано стабилизирующее влияние кривизны поверхности модели и понижения ее температуры на развитие естественных и искусственных возмущений на продольной структуре в гиперзвуковом ударном слое, реализующееся через уменьшение толщины ударного слоя.

Научная и практическая ценность.

Разработаны и реализованы методики, позволяющие использовать электронно-пучковую флюоресценцию азота и для измерений характеристик пульсаций плотности, средней скорости и плотности в некоторых классах гиперзвуковых пограничных и следовых течениях низкой плотности.

Автором получены результаты, расширяющие представления о характеристиках волновых процессов происходящих в высокоскоростных гиперзвуковых пограничных и свободных сдвиговых течениях.

Достоверность результатов.

В экспериментальных исследованиях использована невозмущающая поток электронно-пучковая диагностика и оптические методы регистрации, адаптированные к условиям гиперзвуковых течений низкой плотности, использованы методы введения в исследуемый поток контролируемых стационарных и периодических возмущений.

Для повышения точности и достоверности данных измерений были применены современные методы сбора, накопления, выделения и обработки слабых сигналов на фоне интенсивного широкополосного шума. Снижение случайных ошибок достигалось в многократно повторяющихся измерениях. Достоверность подтверждена хорошим совпадением данных с результатами других авторов и численными расчетами. Апробация работы и публикации.

Основные результаты диссертации доложены на следующих конференциях и семинарах:

Международные конференции по методам аэрофизических исследований - ICMAR (Новосибирск, 1998, 2000, 2004); Международные семинары по устойчивости течений гомогенных и гетерогенных жидкостей (Новосибирск, 1998, 2000, 2001); Международная конференция «Актуальные проблемы физической гидродинамики» (Новосибирск, 1999). 6-я Всероссийская конференция молодых ученых «Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики (Новосибирск, 2000), Международный семинар 40th AIAA Aerospace Science Meeting & Exhibition (Рено, Невада, США, 2002), Международная конференция ЕВРОМЕХ (Тулуза, Франция, 2003).

Основные результаты опубликованы:

1. Анискин В.М. Исследование устойчивости гиперзвукового ламинарного следа за острым конусом методом электронного пучка // Вестник молодых ученых. Прикладная математика и механика. 2000. №3. С. 96104.

2. Анискин В.М., Миронов С.Г. Экспериментальные исследования пульсаций плотности в гиперзвуковом ламинарном следе за конусом // ПМТФ. 2000. Т. 41, №3. С. 111-117.

Анискин В. М., Миронов С. Г. Экспериментальные исследования волн конечной амплитуды в гиперзвуковом следе // Теплофизика и аэромеханика. 2001. Т. 8, №2. С. 345-349.

Maslov A. A., Mironov S.G., Shiplyuk A. N., Sidorenko A. A., Aniskin V. М., Buntin D. A. Hypersonic flow stability experiments. AIAA Paper, 20020153.

Анискин В. M., Миронов С. Г. Развитие периодических возмущений на продольной структуре в ударном слое на поверхности сжатия // Теплофизика и аэромеханика. 2004. Т. 11. С. 35-42.

Анискин В. М., Миронов С. Г. Экспериментальное исследование вихрей Гертлера на порерхностях сжатия в гиперзвуковом ударном слое // Устойчивость течений гомогенных и гетерогенных жидкостей: Тезисы докладов VII Международной конференции. Новосибирск, 2000. С. 172174.

Анискин В. М. Экспериментальное исследование устойчивости гиперзвукового следа при искусственном возбуждении // Устойчивость течений гомогенных и гетерогенных жидкостей: Тезисы докладов VII Международной конференции. Новосибирск, 2000. С. 174-176. Анискин В. М. Экспериментальное исследование волн конечной амплитуды в гиперзвуковом следе // Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики: Тезисы докладов 6-й Всероссийской конференции молодых ученых. Новосибирск, 2000. С. 6-8. Aniskin V.M. Electron-beam diagnostic of hypersonic wake // International Conference on the Methods of Aerophysical Research: Proc. Pt II / Novosibirsk: Publishing House of Siberian Branch of RAS, 2000. P. 9-15. Анискин В. M., Миронов С. Г. Экспериментальное исследование Пульсаций плотности в гиперзвуковом ламинарном следе за конусом // Устойчивость течений гомогенных и гетерогенных жидкостей: Труды V Международного семинара. Новосибирск, 1998. Ч. 2. С. 147-149.

11. Aniskin V. M, Mironov S. G. Experimental study of the density pulsations in a supersonic vastly underexpanded jet by the electron-beam method // Актуальные проблемы физической гидродинамики: Труды Международной конференции. Новосибирск, 1999. С.51.

12. Aniskin V. М., Mironov S.G. Experimental study of hypersonic shock layer stability on a circular surface of compression // The 5th Euromech Fluid Mechanics Conference: Book of Abstract, Toulouse, 2003. P.6.

Личный вклад автора

Автор участвовал в определении задач исследований, постановке экспериментов и их проведении, автором изготовлены все модели. Им созданы алгоритмы и программы для восстановления поля средней плотности и пульсаций плотности для условий данных экспериментов, выполнена обработка результатов всех измерений. Большинство публикаций написано совместно с научным руководителем.

Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения и списка литературы. Диссертация содержит 129 страниц, включая 82 страницы машинописного текста, 32 иллюстрации и 75 наименований цитируемой литературы.

§3. Выводы.

Показано, что при уменьшении температурного фактора радиусной поверхности сжатия уменьшается толщина гиперзвукового ударного слоя.

Визуализацией предельных линий тока и измерениями распределений средней плотности в нормальном и трансверсальном направлениях показано наличие в ударном слое квазистационарной структуры типа пары продольных вихрей с противоположным направлением вращения. Показано слабое нарастание относительной величины деформации поля средней плотности вдоль поверхности сжатия.

Обнаружено, что на каждой частоте (основной частоте и частоте гармоники) вводимых периодических возмущений, в ударном слое возникают две бегущие волны, фаза которых сдвинута на величину близкую к 180°. На теплой поверхности сжатия эти волны имеют дозвуковые и сверхзвуковые продольные фазовые скорости распространения. Для холодной поверхности модели имеют место только сверхзвуковые фазовые скорости волн плотности. Показано, что один из типов волн распространяется вблизи скачка уплотнения, а другой вблизи поверхности модели. Спектры по поперечным волновым числам этих возмущений соответствуют распространению двумерных волн в ограниченном канале. Для пульсаций на основной частоте и частоте гармоники получены инкременты периодических возмущений для этих типов волн, как на теплой, так и на холодной поверхностях сжатия. Показано, что величина инкремента на теплой поверхности сжатия в среднем меньше скорости роста периодических возмущений на продольной структуре на пластине при том же температурном факторе поверхности. Показано, что скорость роста возмущений на холодной поверхности меньше, чем на теплой поверхности сжатия. Показано, что уменьшение толщины ударного слоя всегда снижает скорость роста как естественных, так и искусственных возмущений, независимо, происходи ли это вследствие влияния кривизны поверхности или понижения температуры поверхности. Однако, это условие действует только в области малого неблагоприятного градиента давления.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В работе представлены результаты экспериментального исследования пульсационных процессов в гиперзвуковом вязком ударном слое на поверхности сжатия и в гиперзвуковом ламинарном следе. Исследования выполнены для числа Маха набегающего потока Моо = 21 и чисел Reioo= 6-105 м-1 Измерения проведены методом электронно-пучковой флюоресценции как для неконтролируемых (фоновых) возмущений потока аэродинамической трубы, так и для контролируемых (искусственных) возмущений. Разработаны методы диагностики характеристик пульсаций плотности в следе и двумерной поверхности сжатия, получен комплекс характеристик волновых процессов в этих течениях.

Получены следующие основные результаты:

- на основе метода электронного пучка созданы уточненные методики восстановления поля средней плотности и пульсаций плотности в следовых течениях и в двумерном ударном слое;

- показана устойчивость к естественным возмущениям ближнего гиперзвукового ламинарного следа за телом. Впервые продемонстрирована возможность и найдены условия потери устойчивости такого течения при введении возмущений конечной амплитуды;

- при введении возмущений в ударный слой на поверхности сжатия обнаружено возникновение двух бегущих волн. Показано, что понижение температуры поверхности приводит к доминированию в ударном слое сверхзвуковых контролируемых возмущений;

- показано стабилизирующее влияние кривизны поверхности модели и понижения ее температуры на развитие возмущений на продольной структуре в гиперзвуковом ударном слое, реализующееся через уменьшение толщины ударного слоя.

1. Reed Н., Kimmel R., Schneider S., Arnal D. Drag prediction and transition in hypersonic flow. // A1.A Paper, 1997, N 1818.

2. Гущин B.P., Федоров A.B. Качественные особенности неустойчивости пристенных течений при больших сверхзвуковых скоростях потока. — В сб.: Модели механики неоднородных систем. Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР, 1989. С.93-116.

3. Cheng Н.К. Perspective on hypersonic viscous flow research. Annu. Rev. Fluid Mech., 1993, v.25, pp. 455-480.

4. Петров Г.В. Влияние скачка уплотнения, ограничивающего гиперзвуковой ударный слой, на устойчивость пограничного слоя.// Неустойчивость до- и сверхзвуковых течений. Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР. 1982. С. 25-34.

5. Petrov G. V. Stability of thin viscous shock layer on wedge in hypersonic flow of a perfect gas.// Laminar-Turbulent Transition. IUTAM Symposium. Novosibirsk. 1984. pp. 487-493.

6. Гущин В.P., Федоров A.B. Асимптотическая структура невязких возмущений в тонком ударном слое. // Изв. АН СССР, МЖГ, 1988, №6, С. 72-79.

7. Гущин В.Р., Федоров А.В. Коротковолновая неустойчивость в ударном слое совершенного газа.// Изв. АН СССР. МЖГ. 1989. №1. С. 10-14.

8. Malik M.F., Anderson A.D. Real gas effects on hypersonic shear-layers // Phys. Fluids A, 1991, v. 3,N 5, pp. 803-821.

9. Stuckert G., Reed H. Linear disturbances in hypersonic chemically reacting shock layers//AIAA J., 1994, v.32, N 7, pp. 1384-1393.

10. Harbour P.J., Lewis J.H. Preliminary measurements of the hypersonic rarefied flow field on a sharp plate using electron beam probe. Rarefied Gas Dynamics (Ed. by C.L. Brundrn), Academic Press, New York-London, 1967, Suppl.2, pp. 1031-1046.

11. McCroskey W.J., Bogdonoff S.M., Genchi A.P. Leading edge flow studies of sharp bodies in rarefied hypersonic flow. Rarefied Gas Dynamics (Ed.by C.L. Brundin), Academic Press, New York-London, 1967, Suppl.2, pp.1047-1066.

12. Wallace J.E. Hypersonic turbulent boundary layer measurements using an electron-beam. // AIAA J., 1969, v.7, N 4, pp.757-759.

13. Harwey W.D., Bushnell D.M. Velocity fluctuations intensities in a hypersonic turbulent boundary layer. // AIAA J., 1969, v.7, N 4, pp.760-762.

14. Fisher M.C., Maddalon D.V., Weinstein L.M., Wagner R.D. Jr. Boundary — layer pitot and hot-wire surveys at Moo = 20. // AIAA J., 1971, v.9, N 5, pp. 826-834.

15. Kemp J.H., Owen F.K. Nozzle wall boundary layer at Mach numbers 20 to 47 // AIAA J., 1972, v. 10, N 7, pp. 872-879.

16. Smith J.A., Driscoll J.F. The electron-beam fluorescence technique for measurements in hypersonic turbulent flows // J. Fluid Mech., 1975, v.72, N 4, pp. 695-719.

17. Beckwith I.E., Harvey W. D., Clark F.L. Comparison of turbulent boundary layer measurements at Mach number 19,5 with theory and an assessment of probe errors. NASA Techn. Note TN-D 6192(1971).

18. Bolton R.L., Harvey W.D. Use of electron beam for measurements of mean and fluctuating density in hypersonic turbulent shear flow.- Presentation at the 35th Semi-Annual Meeting of Supersonic Tunnel Association, Dallas, Texas, 1971.

19. Лысенко В.И. Устойчивость высокоскоростного пограничного слоя. — ПМТФ, 1988, № 6, С. 76-78.

20. Lisenko V.I. High-speed boundary-layer stability and transition. -Engineering Transactions, 1993, v.41, pp. 31-45.

21. Ветлуцкий B.H., Маслов A.A., Миронов С.Г., Поплавская Т.В., Шиплюк А.Н. Гиперзвуковой поток на плоской пластине. Экспериментальные результаты и численное моделирование // ПМТФ, 1995, т. 36, №6, с. 60-67.

22. Маслов А. А., Миронов С.Г., Шиплюк А.Н. Экспериментальное исследование пульсаций плотности в гиперзвуковом ударном слое на плоской пластине // ПМТФ, 1996, т. 37, №6, с. 51-60.

23. Maslov А.А., Mironov S.G. Electron-beam diagnostics of hypersonic flows // Experiments&Measurements in Fluid Mechanics, 1998, v. 12, N4, pp.42 52.

24. Mironov S.G., Maslov A.A. An experimental study of density waves in hypersonic shock layer on a flat plate // Physics of Fluids A, 2000, v. 12, N 6, pp. 1544-1553.

25. Маслов A.A., Миронов С.Г. Влияние непараллельности течения в ударном слое на пластине и угла атаки на характеристики пульсаций плотности // Известия РАН, серия МЖГ, 1999, №2, с. 50-55.

26. Mack L. М. Boundary layer stability theory. 1969, JPL, Report 900-277.

27. Mack L.M. Linear stability theory and the problem of supersonic boundary-layer transition // AIAA J., 1975, v. 13, N 3, pp. 278-289.

28. Косинов А.Д., Маслов A.A. Развитие искусственно • вызванных возмущений в сверхзвуковом пограничном слое // Известия АН СССР, серия МЖГ, 1984, N 5, с. 37-42.

29. Маслов А.А., Сидоренко А.А., Шиплюк А.Н. Использование искусственных возмущений для исследования устойчивости гиперзвукового пограничного слоя // Теплофизика и аэромеханика, 1997, т. 4, №4, с. 397-400.

30. Saric W.S. Gortler vortices // Annu. Rev. Fluid Mech., 1994, v. 26, pp. 379409.

31. Aymer de la Chevalerie D., Fontenau A., de Luca L., Cardone G. Goertler-type vortices in hypersonic flows: The ramp problem.// Experimental Thermal and Fluid Science, 1997, V.15, pp. 69-81.

32. Миронов С. Г. Экспериментальное исследование вихревых возмущений в гиперзвуковом ударном слое на пластине // ПМТФ, 1999, т. 40, №6, с. 41-47.

33. Mironov S.G., Maslov A. A. Experimental study of secondary instability in a hypersonic shock layer on a flat plate // J. Fluid Mech., 2000, V. 412, pp. 259-277.

34. WangC. W., ZhongX. Nonlinear interection of Goertler and secondary shear modes in hypersonic boundary layers // AIAA Paper, 2000, N 0536.

35. Fu Y., Hall Ph. Nonlinear development and secondary instability of large-amplitude Goertler vortices in hypersonic boundary layer // Europ. J. Mech. B, 1992, v.l 1, N 4, pp. 465-510.

36. Fu Y., Hall Ph. Effect of Goertler vortices, wall cooling and gas dissosiation on the Rayleigh instability in a hypersonic boundary layer // J. Fluid Mech., 1993, v.247, pp. 503-525.

37. Чжен П. Отрывные течения. Том 2. М.: Мир, 1973 - 280 с.

38. Livensteins Z.J., Krumis M.V. Aerodinamic characterictics of hypersonic wakes. // AIAA Journal. 1967, V. 5, No. 9, pp. 1596-1602.

39. Likoudis P.S. A review of hypersonic wake studies. // AIAA J., 1966, Vol. 4, No. 4, pp. 577-590.

40. Pallorie A., Erdos J., Eckerman J. Hypersonic laminar wakes and transition studies. // AIAA Journal. 1964, Vol. 2, No. 5, pp. 855-863.

41. Lahaye C., Jean L., Doyle H. Velocity distributions in the wake of sphere. // AIAA J., 1970, V. 8, No. 8, pp. 1521-1523.

42. Muntz E.P., Softley E.J. A study of laminar near wakes // AIAA J., 1966, v. 4, N6, pp. 961-968.

43. Tardif L., Dionne J.G.G. Density distribution in turbulent and laminar wakes. // AIAA J., 1968, V. 6, No. 10, pp. 2027-2029.

44. Dionne J.G.G, Tardif L. Mean density and temperature data in wakes of hypersonic sphere.// AIAA J., 1970, v. 8, N 9, pp. 1707-1709.

45. Dionne J.G.G, Tardif L. Density and temperature distributions in hypersonic sphere wakes. // Can. J. Phys, 1973, V. 51, No. 8, pp. 852-860.

46. Экспериментальные методы в динамике разреженного газа (под ред. С.С.Кутателадзе). Новосибирск: ИТФ СО АН СССР, 1974, с. 98-137.

47. Spina E.F., McGinley С.В. Constant-temperature anemometry in hypersonic flow; Critical issues and sample results // Exp. Fluids, 1994, v. 17, pp. 365378.

48. Muntz E.P. Measurements of density by analysis of electron beam excited radiation.// Methods of Experimental Physics, 1981, v. 18, pp. 434-455.

49. Богдановский Г.А., Липин А.В., Малахов Л.Н., Семенов Г.В. Измерение распределения плотности и локальная визуализация течения разреженного газа с помощью электронного пучка. // Труды ЦАГИ, 1971, вып. 1260.

50. Маслов А.А., Миронов С.Г. Экспериментальное исследование обтекания полузамкнутой цилиндрической полости гиперзвуковым потоком низкой плотности // Известия РАН, серия МЖГ, 1996, №6, с. 155-160.

51. Друкер И.Г., Жак В.Д., Сапогов Б.А., Сафронов Ю.А. Характеристики гиперзвуковой азотной трубы ИТПМ СО АН // Вопросы газодинамики. Аэрофизические исследования. Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР, 1975, вып. 5, с. 294-295.

52. Мучная М.И. Использование упрощенных уравнений Навье-Стокса для расчета вязкого течения в гиперзвуковом сопле // Препринт ИТПМ СО АН СССР, 1981, №17.

53. Petrie S.L. Density measurements with electron beams. // AIAA J., 1966, v.4, N 9, pp. 1679-1680.

54. Бендат Дж., Пирсол А. Применение корреляционного и спектрального анализа. М.: Мир, 1983.- 478 с.

55. Демин B.C., Гапонов С.А. Условия возникновения автоколебаний в трубе при натекании на ее вход потока газа // ПМТФ. 1994. № б. С. 3139.

56. Belikov А.Е., Kusnetsov O.V., Sharafiitdinov R.G. The rate of collisional quenching of N20*+, N2*+, 02*+, 0*+, O*, Ar*, Ar*+ at the temperature < 200K. J. Chem. Phys., 1995, v. 102, pp. 2792-2798.

57. Clapp L.H., Cattolica R.J., Twiss R.G. Electron beam propogation through stationary gases // Book of Abstracts 17th Int. Conf. on Rarefied Gas Dynamics, 1990, Aachen, Germani, Vol. 1, P. 319-321.

58. Лихачев А.В., Маслов А.А., Миронов С. Г., Пикалов В.В. Электронно-пучковая томография плотности газа при гиперзвуковом обтекании тел.// Журнал технической физики, 1998, т.68, №4, С. 125-133.

59. Жаркова Н.Г., Кузнецов Л.И., Ребров А.К., Ярыгин В.Н. Измерение плотности разреженного газа и плазмы с помощью электронного пучка // Теплофизика высоких температур, 1976, т. 14, №1, с. 17-20.

60. Rebrov А.К., Sukhinin G.I., Sharafutdinov R.G., Lengrand J-K. Electron-beam diagnostics in nitrogen. Secondary processes. J. Technical Physics, 1981, v. 51,1832-1836.

61. Jansen R.H.J., de Heer F.J., Luyken H.J., van Wingerden В., Blaauw H.J.

62. Absolute differential cross sections for elastic scattering of electrons byhelium, neon, argon and molecular nitrogen.// J. Phys. B: Atom. Molec. Phys., 1976, V.9, pp. 185-201.

63. Sukhinin G.I. A spacial distribution of parameters of diagnostic electron beam. Book of Abstracts of 6th Allunion Conference on Rarefied Gas Dynamics, 1979, Novosibirsk: ITP SB RAS 1979, pp. 205-206.

64. Сухинин Г.И. Разлет и деградация вторичных электронов, рожденных пучком быстрых электронов. В сб. Физическая гидродинамика и теплообмен (под ред. С.С. Кутателадзе), Новосибирск: ИТФ СО АН СССР, 1978, с. 95-102.

65. Zhuang М., Dimotakis Р.Е. Instability of wake-dominated compressible mixing layers // Phys. Fluids, 1995, v. 7, N 10, pp. 2489-2495.

66. Allegre J., Raffin V. Flow, determination along a wake axis. Rarefied Gas Dynamics, Goettingen: DFVLR-Press, 1974, pp. B9-1-B9-11.

67. El-Hady N.M., VermaA. K. Gortler instability of compressible boundary layers // AIAA Journal. 1984. V.22. pp.1354-1355.

68. Spall R.E, Malik M.R. Goertler vortices in supersonic and hypersonic boundary layers//Phys. Fluids A. 1989. V.l. pp. 1822-1835.

69. Needham D.A., Stolleiy J.L. Boundary layer separation in hypersonic flow // AIAA Paper. 1966. No 66-455.

70. Kimmel R.L. Aspects of hypersonic boundary-layer transition control // AIAA Paper, 2003, No. 2003-0772.

71. Cheng F., Zhong X., Gogineni S., Kimmel R.L. Effect of applied magnetic field on the instability of Mach 4.5 boundary-layer over a flat plate // AIAA Paper, 2002, No. 2002-0351.