Исследование восприимчивости гиперзвукового ударного слоя на пластине к акустическим возмущениям тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

На правах рукописи

Дырюльников Иван Сергеевич

□03166068

а

ИССЛЕДОВАНИЕ ВОСПРИИМЧИВОСТИ ГИПЕРЗВУКОВОГО УДАРНОГО СЛОЯ НА ПЛАСТИНЕ К АКУСТИЧЕСКИМ ВОЗМУЩЕНИЯМ

01 02 05 - механика жидкости, газа и плазмы

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук

Новосибирск - 2007

003166068

Района вцгюлн.ена в Институте теоретической и прикладной механики им С Л Хрисмиановича Сибирскою отде 1ения Российской академии наук (г Новосибирск)

Научный руководитель

доктор физико-математических наук Миронов Сергеи Григорьевич

Официальные оппонен ты

доктор физико-математических наук профессор

Качанов Юрий Семенович, док юр технических наук, профессор

Ярьн тш Вячес тав Николаевич

Ведущая организация

ФГУП Центральный аорогидродннамический институт им ироф НЬ Жуковского

Защита состоите» » Л 2001 г в часов на мссдашти

диссертационно!о совспа Д003 035 02 по присуждению ученой степени доктора наук в Институте теорет ическои и прикладной механики им С А Хрисгиановича СО РАН по адресу оЗ(Ю90 i Новосибирск, у ч Институтская 4''1

С диссертацией можно ошакомиться в бибнютекс Института теоретической и прик тадной механики им С \ Хрисгиановича СО Р \Н

Ваш отзыв на автореферат в 2-х жземп тярах, заверенный печатью учреждения, просим высылать по адресу Ученому секретарю диссертационного совета/1,003 035 02, НГПМ им С А Хрисгиановича СО РАН, 630090 Новосибирск, у i Институтская 4']

Автореферат разослан » о и? Л [Г.ТЛ -007 г

^ ченый секретарь

диссертационного совета д гн-> ^^e-^-r^Zi , |3асьшкин И М

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Развитие космической техники и создание высокоскоростных самолетов вызвало интерес к изучению характеристик возмущений в гиперзвуковом пограничном слое Актуальность этих исследований связана с существенным влиянием состояния пограничного Слоя на уровень тепловых потоков, интенсивность силовых и вибрационных нагрузок на конструкцию гиперзвуковых аппаратов В последнее время усилилось внимание к проблеме восприимчивости и развития возмущений в гиперзвуковом пограничном слое при больших числах Маха (М„о>10) и умеренных' числах Рейнольдса в связи с перспективой создания гиперзвукового летательного аппарата

В условиях высокоскоростного высотного полета 1иперзвуковой пограничный слой на передних кромках планера летательного аппарата реализуется в виде вязкого ударного слоя Возмущения, формирующиеся в нем, оказывают существенное влияние на развитие пульсаций вниз по потоку и процесс ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое летательного аппарата в целом В настоящее время степень проработки этой проблемы является недостаточной Полученные ранее результаты для гиперзвукового пограничного слоя не могут быть прямо перенесены на гиперзвуковой ударный слой, так как течение в ударном слое имеет ряд специфических особенностей, затрудняющих его теоретическое и экспериментальное исстедование К ним можно отнести влияние близко расположенной ударной волны на развитие возмущений, существенную непараллельность течения, наличие скольжения потока и темперагурного скачка на поверхности В экспериментальном плане приходится иметь дело с высокоэнтальпийными потоками низкой плотности, где традиционные зондовые и лазерные методы диагностики не могут быть обосновано применены

Это приводит к необходимости новых подходов к проблеме изучения нестационарных процессов в гиперзвуковом ударном слое, в том числе, использованию адекватных течению методик диагностики и комплексное использование трубного эксперимента и численного моделирования В прикладном аспекте проблемы получение полной и достоверной информации о восприимчивости и характеристиках возмущений в гиперзвуковом ударном слое позволит в перспективе развить эффективные методы управления характеристиками гиперзвукового пограничного слоя с целью снижения сопротивления трения летательного аппарата

Цель работы:

- совершенствование методов экспериментальных исследований гиперзвуковых течений низкой плотности,

- получение новых экспериментальных данных о восприимчивости и характеристиках возмущений в гиперзвуковом ударном слое,

- построение физических моделей процессов восприимчивости и развития возмущений в гиперзвуковом ударном слое

разработка методов управления волновыми процессами в гиперзвуковом ударном слое

Научная новизна:

- разработаны новые и усовершенствованы известные методы создания в гиперзвуковом набегающем потоке и ударном слое контролируемых периодических акустических возмущений определенной моды и исследованы их характеристики,

- усовершенствован метод электронно-пучковой флюоресценции для измерения средней плотности и пульсаций плотности в гиперзвуковом ударном слое, повышена локальность и точность этих измерений,

- впервые получены данные по волновым характеристикам возмущений плотности в ударном слое на пластине, генерируемые акустическими возмущениями внешнего потока и периодическим источником на поверхности пластины,

впервые для высоких чисел Маха экспериментально продемонстрирована возможность управления интенсивностью пульсаций в гиперзвуковом ударном слое, порождаемых возмущениями внешнего потока, с помощью контролируемых возмущений, генерируемых на поверхности модели

Научная и практическая ценность работы:

- Автором разработаны и реализованы методики, позволяющие использовать метод искусственных возмущений для исследования восприимчивости и развития возмущений, и метод управления интенсивностью пульсаций в гиперзвуковом ударном слое

- Автором получены результаты, расширяющие представления о волновых процессах в высокоскоростных гиперзвуковых пристенных течениях

Достоверность. В экспериментальных исследованиях использована невозмущающая поток электронно-пучковая диагностика, адаптированная к условиям гиперзвуковых течений низкой плотности, применен метод искусственных контролируемых возмущений Для надежного определения физических процессов, ответственных за возникновение и развитие возмущений в ударном слое, использовано сопоставление данных измерений в гиперзвуковой аэродинамической трубе и результатов прямого численного моделирования

На защиту выносятся:

- методы и устройства создания контролируемых периодических акустических возмущений медленной и быстрой моды в свободном гиперзвуковом потоке и введения периодических возмущений в ударный слой на пластине,

— метод активного управления интенсивностью пульсаций в гиперзвуковом ударном слое,

— результаты экспериментальных исследований восприимчивости и развития естественных и искусственных возмущений плотности в гиперзвуковом ударном слое на пластине,

- физические модели возникновения и эволюции возмущений в гиперзвуковом ударном слое на пластине под воздействием внешних акустических возмущений

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

Международные научно-технические студенческие конференции «Студент и научно-технический прогресс» (Новосибирск 2004, 2005, 2006), Всероссийские научные конференции студентов-физиков и молодых ученых (Новосибирск, ВНКСФ-12 2006), Молодежная конференция «Устойчивость и турбулентность течений гомогенных и гетерогенных жидкостей» (Новосибирск 2005), Всероссийские конференции молодых ученых «Проблемы механики теория, эксперимент и новые технологии» (Новосибирск 2005, 2007), Всероссийская конференция молодых ученых «Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики» (Новосибирск 2006), Международные конференции по методам аэрофизических исследований «1СМА1Ъ> (Новосибирск 2004, 2007), Международная конференция по механике жидкости «ЕВРОМЕХ» (Стокгольм, Швеция 2006), IX Всероссийский съезд по теоретической и прикладной механике (Нижний Новгород 2006), IV Международная конференция по вычислительной динамике жидкости (Гент, Бельгия 2006), V Азиатский международный семинар по вычислительной динамике жидкости (Сиань, Китай 2006), Всероссийская конференция «Проблемы механики сплошных сред и физики взрыва» (Новосибирск, 2007)

Публикации. Результаты исследований автора опубликованы в 19 научных работах

Структура и объем диссертации Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения и списка литературы Диссертация содержит 177 страниц, включая 132 страницы текста, 78 иллюстрации и 102 наименований цитируемой литературы

Личный вклад автора. Авгор участвовал в постановке задач численных и экспериментальных исследований, постановке экспериментов и их проведении Им созданы алгоритмы и программы обработки данных измерений, выполнена обработка результатов всех экспериментов Автором выполнены все расчеты по линейной теории взаимодействия акустических волн с ударной волной, проведено сравнение экспериментальных данных с данными прямого численного моделирования Представление изложенных в диссертации и выносимых на защиту результатов, полученных в совместных исследованиях, согласовано с соавторами

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

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

В главе 1 рассмотрены подходы и результаты выполненных ранее теоретических и экспериментальных исследований волновых характеристик возмущений, возникающих и эволюционирующих в гиперзвуковом пограничном и ударном слое на простых моделях В основном рассматриваются результаты исследований, полученных при высоких числах Маха (M.t>6) В рамках этого обзора обосновывается важность выбранного в данной работе направления исследований В частности, сделан вывод о необходимости более широкого использования метода искусственных возмущений и развития новых методов создания контролируемых периодических возмущений во внешнем гиперзвуковом потоке и в ударном слое, а также повышения точности измерений методом электронного пучка На основе анализа возможностей и перспектив существующих методов диагностики для . выявления характеристик нестационарных процессов в гиперзвуковых течениях сделан вывод о необходимости проведения комплексных расчетно-экспериментальных исследований восприимчивости и развития возмущений в гиперзвуковом вязком ударном слое с привлечением метода прямого численного моделирования (DNS) " .

В главе 2 описаны экспериментальное оборудование, модели, методы диагностики, и используемый метод прямого численного моделирования возмущений в ударном слое

Эксперименты были выполнены в гиперзвуковой азотной аэродинамической трубе Т-327А ИТПМ СО РАН при числе Маха Мю - 21 и единичном числе Рейнольдса Re^ = 6 ] (У м~' Ряд методических исследований в свободном потоке был выполнен на малой гиперзвуковой аэродинамической трубе Т-327Б ИТПМ СО РАН при числе Маха Мх = 5 и единичном числе Рейнольдса Re,„ = 2,7 10б м"1 .Гиперзвуковой ударный слой изучался на модели пластины под нулевым углом атаки В экспериментах использованы модель термостатированной пластины длиной Ь= 0,24 м с острой передней кромкой Конструкция пластин давала возможность изменения величины температурного фактора поверхности Tw/To в диапазоне от 0,5 до 0,08

В ударном слое проводились измерения средней плотности и пульсаций плотности с применением метода электронно-пучковой флюоресценции азота В главе описаны методы и аппаратура для измерения средней плотности и пульсаций плотности, модели пластин, методы обработки сигналов и методики восстановления средней плотности и пульсаций плотности по интенсивности флюоресценции Дополнительно в

ударном слое проводились измерения давления за прямым скачком уплотнения трубкой Пито. При измерениях в свободном гиперзвуковом потоке аэродинамической трубы Т-327Б использовались пьезокерамические датчики пульсаций давления, трубка Пито и ниточный термоанемометр постоянного сопротивления.

В главе описана новая схема измерений в ударном слое методом

электронно-пучковой флюоресценции (рис.1), когда электронный пучок распространяется по нормали к поверхности пластины. При этом минимизируется влияние рассеяния электронов в газе на интенсивность флюоресценции. Нежелательный ноток вторичных электронов с поверхности подавляется с помощью продольной графитовой вставки в пластине. Подавление вторичных электронов обусловлено малым коэффициентом вторичной электронной эмиссии графита, который составляет величину порядка 0,01. Измерениями флюоресценции в покоящемся газе (4-10_2^2'10~' мм.рт.ст.) показано, что дополнительное свечение вторичных электронов у поверхности не превышает 10% локальной интенсивности свечения и занимает ограниченную область размером 3+6 мм от поверхности, которая значительно меньше толщины ударного слоя и лежит в его части с низкой плотностью. По сравнению с ранее используемой схемой измерений, при котором электронный пучок пронизывает ударный слой параллельно поверхности модели, данный способ введения электронного пучка позволяет упростить процедуру восстановления средней плотности и пульсаций плотности и существенно повысить пространственное разрешение и точность измерений.

В рамках исследований характеристик источников контролируемых периодических возмущений в работе была решена задача оптимизации угла установки цилиндрического кососрезного свистка к потоку в зависимости от его размера и условий обтекания, а именно, числа Маха потока и числа Рейнольдса, вычисленного по параметрам потока и размеру среза переднего торца свистка. Литературные данные и данные измерений интенсивности пульсаций для свистков различного диаметра и угла среза переднего торца в установках Т-327А и Т-327Б были сведены в обобщающую зависимость для условий возбуждения интенсивных колебаний в полости резонатора свистка в сверхзвуковом потоке.

электронная пушка

графитовая вставка

электронный пучок

объектив светофильтр _/светодел ител ь н ы й кубик

фотоумножители

Рис.1. Схема измерений.

В главе также описана усовершенствованная схема введения контролируемых периодических возмущений в ударный слой на пластине (рис.2) и результаты исследования для нее характеристик поля течения. Ранее применяемая схема введения возмущений в ударный слой на

пластине, с выносом тела свистка далеко вперед, использовала взаимодействие передней кромки пластины с конической ударной волной от свистка, колеблющейся нормально к кромке. Это приводило к существенной деформации поля среднего течения и проникновению в ударный слой вихревых возмущений. В предложенной схеме расположения свистка удалось минимизировать деформацию поля средней плотности. Соответствующая ей деформация средней скорости не превышает 2,5%, а амплитуда вводимых возмущений легко регулируется смещением свистка вверх и вниз по потоку относительно передней кромки пластины. При этом амплитуда вводимых пульсаций и ширина области возмущений не зависит от угла атаки пластины, что ранее представляло большую трудность при работе по старой схеме.

В главе 3 приведены результаты исследования характеристик собственного акустического поля аэродинамической трубы, а также акустического поля, создаваемого излучателями, расположенными в форкамере сопла, и кососрезиым свистком, расположенным в гиперзвуковом потоке аэродинамической трубы. Эти исследования были выполнены с целыо использования этих источников в методе искусственных возмущений.

В главе приводятся результаты измерений характеристик возмущений в свободном потоке гиперзвуковых аэродинамических труб для чисел Маха 5 и 21. Были выполнены измерения амплитуды и фазы пульсаций давления и массового расхода в продольном и поперечном потоку направлениях. В рабочей части трубы Т-327Б акустические пульсации создавались пьезоэлектрическим излучателем в форкамере установки. Фаза возмущений измерялась относительно синусоидального напряжения питания пьезоэлектрического излучателя. Для создания периодических контролируемых возмущений в свободном потоке при высоких гиперзвуковых числах Маха в качестве источника возмущений использован периодический электрический искровой разряд, расположенный в форкамере установки Т-327А. Для измерения амплитуды и фазы искусственных и естественных возмущений в гиперзвуковом потоке здесь была применена двухточечная схема: вверх по потоку производились измерения пульсаций плотности по флюоресценции неподвижного

Рис.2. Схема введения возмущений в ударный слой на пластине. 1 - пластина; 2 - корпус свистка; 3 - датчик пульсаций давления.

электронного пучка, а ниже по потоку измерялись пульсации давления подвижным пьезокерамическим датчиком пульсаций давления

Измерения фаз пульсаций по продольной координате скорости показали, что при размещении источника в форкамере в потоке рабочей части аэродинамической трубы формируются акустические возмущения быстрой моды (точки 1 на рис 3 и рис 4), продольная фазовая скорость которых равна сумме скорости потока и скорости звука Для естественных возмущений свободного потрка (М„=21) значения продольной фазовой скорости оказались ближе к медленной моде акустических волн (точки 2 на рис 4), продольная фазовая скорость которых равна разности скорости потока и скорости звука Спектры по поперечным волновым числам показали, что как искусственные, так и естественные возмущения представляют собой квазиплоские волны, распространяющиеся вдоль направления потока

60 80 /кГц

Рис 3 Фазовые скорости (М,„=5)

С/Ц

12 16 /кГц

Рис 4 Фазовые скорости (Мсо=21)

В аэродинамической трубе Т-327Б исследованы характеристики акустических пульсаций, создаваемых с помощью кососрезного газодинамического свистка, расположенного на срезе сопла В главе представлены результаты измерений продольной фазовой скорости, распределения амплитуды пульсаций массового расхода и пульсаций давления в поперечных сечениях, вычислены спектры по поперечным волновым числам и измерены искажения поля среднею течения, создаваемые свистком в потоке По результатам измерений выделена сложная многолепсстковая круговая структура распространения возмущений в конусе возмущений свистка Измерения зависимости взаимной фазы между подвижным и неподвижным датчиком пульсаций давления от расстояния до носика свистка производились вдоль линий, проходящих через носик свистка и максимумы лепестков излучения, что цозволяло избежать скачков в величине фазы при переходе с лепестка на лепесток Вычисленная фазовая скорость соответствует медленной моде

акустических возмущений (см точки 2 на рис 3) Полученные ранее фазовые скорости пульсаций плотности в гиперзвуковом потоке с Моо=21 в конусе возмущений за свистком также соответствуют медленной моде акустических возмущений (точки 3 на рис 4) В 1лаве отмечаются основные недостатки газодинамических свистков, как излучателей акустических волн — относительно высокая степень возмущения ими среднего течения и относительная высокая интенсивность создаваемых звуковых волн, в особенности при высоком числе Маха Другим недостатком является наличие вихревых возмущений в гидродинамическом следе за свистком

В главе 4 основное внимание уделено результатам экспериментальных исследований характеристик пульсаций плотности в гиперзвуковом ударном слое, возникающих под воздействием акустических возмущений внешнего потока и пульсаций, генерируемых периодическим источником возмущений, расположенном вблизи передней кромки пластины Для выявления физических механизмов, определяющих характеристики и развитие возмущений в ударном слое, результаты измерений сопоставлены с данными прямого численного моделирования возмущений для условий эксперимента В главе приведены также результаты измерений амплитуды пульсаций плотности при совместном воздействии внешних и внутренних периодических контролируемых возмущений

В п 4 1 проанализированы результаты расчетов методом прямого численного моделирования взаимодействия возмущений внешнего потока с

ударной волной (УВ) в невязкой постановке Результаты сопоставляются с результатами расчетов по невязкой линейной теории взаимодействия возмущений с наклонной УВ с целью верификации алгоритма прямого численного моделирования и получения данных о коэффициентах преобразования возмущений в потоке за УВ Показано, что акустические волны, проходя через УВ, испытывают многократное усиление в широком диапазоне углов распространения внешних возмущений Усиление акуст ических волн существенно зависит от модового состава внешних акустических волн В определенном диапазоне углов распространения внешних волн, ограниченном так называемыми критическими уыами, за УВ доминируют энтропийно-вихревые возмущения, а акустические волны затухают Углы распространения акустических и вихревых возмущений за УВ соответствуют законам

Рис 5 Зависимости угла распространения возмущений за УВ от угла падения акустических волн на УВ 1-акустические возмущения, 2 - вихревые возмущения

преобразования параметров волн при переходе между двумя различными средами (рис.5). Сравнение коэффициентов преобразования возмущений за УВ показывает хорошее качественное совпадение в широком диапазоне

углов распространения акусти-

30

Р'/Р'со 20

10

2 1

1 1 I ! !

-20

20 40 60 80 „ 100 0°

ческих волн (рис.6). Существенное различие данных численного моделирования с теоретическими результатами наблюдаются только в области углов распространения внешних волн, близких к критическому углу. В п.4.2. исследуется восприимчивость гиперзвукового вязкого ударного слоя к естественным возмущениям внешнего потока и влияние температурного фактора поверхности модели Тте/Т0 на возмущения в ударном слое. В п.4.2.1. приведены данные измерений параметров среднего течения в вязком ударном слое на пластине, в частности, профили средней плотности и давления за прямым скачком Р0' в ударном слое при различных значениях продольной координаты. Измерения проводились для ряда значений Т„/То в диапазоне 0,08 — 0,5. Данные измерений сопоставлены с результатами прямого численного моделирования, получено хорошее совпадение (рис.7,8), что говорит об адекватном описании реального процесса математической моделью.

Рис.6. Данные прямого численного моделирования для медленной моды акустических возмущений в невязкой (1) и вязкой постановке (2). Сплошная кривая -данные линейной теории взаимодействия акустических волн с УВ. Пунктирная линия положение критического угла.

Рис.7. Профили плотности в ряде сечений для Т«/То=ОД25. Кривые -расчет.

Рис.8. Профили давления за прямым > • скачком уплотнения в ряде сечений для Т„/То=0,25. Кривые расчет.

В п.4.2.2 представлены данные о восприимчивости гиперзвукового вязкого ударного слоя к естественным возмущениям внешнего потока. Показано, что в эксперименте (рис.9) и расчете (рис.10) в ударном слое имеются две области максимальных пульсаций плотности, находящихся в противофазе друг другу: на УВ с большей амплитудой, и в области максимального градиента плотности по нормали к поверхности (верхней границе пограничного слоя), но с меньшей амплитудой.

y/L

0.12'------

0

12

16

Рис.9-: Измеренные профили амплитуды (1), фазы : (2) пульсаций плотности и поперечного градиента средней плотности (3) в сечении х/Ь=0,48 для естественных возмущений.

Р'/р'„

Рис.10. Расчетные профили среднеквадратичных пульсаций плотности (1) и попере'шого градиента средней плотности (2) в сечении х/Ь=0,48.

Измерения пульсаций плотности проводились в диапазоне частот 1^50 кГц и усреднялись в октавных диапазонах частот с центрами на/= 9,6; 19,2; 38,4 кГц. При сопоставлении данные расчета также усреднялись в этих октавных полосах частот. Численные и экспериментальные данные по зависимостям амплитуды пульсаций от продольной и поперечной координаты демонстрируют хорошее совпадение. При охлаждении поверхности пластины наблюдается падение интенсивности пульсаций плотности, как на УВ, так и на границе пограничного слоя (рис.11). Результаты DNS также дают снижение пульсаций при понижении температуры поверхности (точки на рис. 12). Снижение амплитуды пульсаций с ростом температуры поверхности может быть объяснено в рамках линейной теории взаимодействия акустических волн с УВ, если учесть влияние уменьшения угла наклона УВ к потоку на величину нормальной компоненты скорости вихревых возмущений (|v'|) и величину градиента плотности (dp/dy) (кривая на рис. 12).

Анализ данных прямого численного моделирования и измерений средней плотности, распределения амплитуды и фазы пульсаций плотности и влияние на них температуры поверхности выявил доминирующую роль

вихревых возмущений при формировании поля пульсаций плотности в ударном слое для условий эксперимента. Это хорошо согласуется с результатами аналитических расчетов по линейной теории взаимодействия акустических волн с УВ.

р'/р'-.

о

т«/т0

О- 0,5

• 0,25

+- 0,125

» 0,08

1

10

/ кГц

Рис.11. Относительная амплитуда пульсаций плотности на внешней границе ПС для различных величин Т„/То от частоты возмущений.

° эксперимент о ТЖ8

0.4 0.5

Т„/То

Рис. 12. Зависимости интенсивности пульсаций плотности от температуры поверхности.

В п.4.3. представлены результаты по восприимчивости и развитию возмущений в ударном слое под воздействием периодических контролируемых пульсаций, вводимых в области передней кромки пластины. В эксперименте возмущения в ударном слое создавались цилиндрическим кососрезным газодинамическим свистком по схеме на рис.2, в расчете они моделировались периодическим вдувом-отсосом вблизи передней кромки. Измерения проводились на двух основных частотах колебаний в свистке при соответствующих значениях температурного фактора поверхности {/= 20,5 кГц при Ти/То = 0,25;/= 12,5 кГц при Т^УТо = 0,125) и на частоте гармоник. Были измерены распределения амплитуды и фазы возмущений плотности в продольном и трансверсальном направлении, были вычислены спектры по поперечным волновым числам. Было показано, что возникающие в ударном слое возмущения представляют собой квазидвумерные волны, распространяющиеся в ограниченном канале (рис.13). х/Ь

0,6 г—

0,5 0,4 0,3

-0,1 -0,05 0 0,05 0,1„ г/Ь

Рис.13. Мгновенное поле изолиний пульсаций

плотности в плоскости (х,г) для/= 20,5 кГц.

х/Ь

Рис. 14. Мгновенное поле изолиний пульсаций плотности в плоскости (х,у) для /'= 20,5 кГц.

О 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1

Рис. 15. Расчетное мгновенное ноле изолиний пульсаций плотности в плоскости (х,у) для/- 20 кГц.

Двумерный характер возмущений в эксперименте позволил провести сопоставление с результатами прямого численного моделирования пульсаций в ударном слое при воздействии на него локальных возмущений типа вдув—отсос в двумерной постановке. Было получено хорошее совпадение экспериментальных и расчетных полей изолиний пульсаций плотности (рис.14 и 15), хорошее качественное совпадение зависимостей от продольной координаты х амплитуды пульсаций на УВ и на границе пограничного слоя и совпадение скоростей распространения этих возмущений.

В п.4.3.2 приведены результаты-измерений, когда .акустические контролируемые возмущения воздействуют на ударный слой на пластине из внешнего потока. Было показано, что распределение амплитуды и фазы, возникающих в ударном слое пульсаций, совпадает с распределениями, измеренными для естественных возмущений внешнего потока, для возмущений, вводимых в ударный слой свистком, и результатами прямого численного моделирования этих процессов.

Таким образом, экспериментально и численно было показано, что все три типа возмущений — естественные и контролируемые возмущения внешнего потока, а также контролируемые периодические возмущения, вводимые с поверхности модели, создают в вязком ударном слое близкие по структуре и характеристикам пульсации плотности. Подобие пространственной структуры и характеристик пульсаций плотности в ударном слое под воздействием внешних акустических волн и контролируемых периодических возмущений, проникающих с передней кромки, позволило реализовать подавление в ударном слое возмущений методом интерференции.

В п.4.5 диссертации описана методика одновременного введения в гиперзвуковой поток аэродинамической грубы и в ударный слой на пластине периодических контролируемых возмущений с фазовой связью между ними и представлены результаты их интерференционного взаимодействия для Мм=21. Схема эксперимента в аэродинамической трубе Т-327А представлена на рис.16. Акустические волны во внешнем потоке создавались периодическим электрическим разрядом в форкамере установки. Кососрезный газодинамический свисток, расположенный под

пластиной вблизи ее носика, вводил в ударный слой пластины периодические возмущения. Электрическая схема, показанная на рис.16, обеспечивала жесткую фазовую связь пульсаций, вводимых свистком И разрядом па основной частоте и частотах гармоник (основной частоте /=12,5 кГц, 1-й и 2-й гармонике для свистка, 4-й, 8-й и 12-й гармонике для разряда), необходимую для реализации интерференции.

4

Рис.16. Схема эксперимента по управлению интенсивностью пульсаций. 1 - внешние возмущения; 2 - пластина; 3 - свисток; 4 форкамера; 5 - усилитель; 6 -узконолосный фильтр; 7 - делитель частоты; 8 - генератор импульсов с задержкой времени; 9 -управляемый импульсный источник напряжения разряда.

Рис.17. Зависимости от относительного времени задержки амплитуды пульсаций плотности на границе пограничного'слоя для двух сечсний (•, Л) на частоте/= 37,5 (а) и 25 (б) кГц.

у/.Л

1.0 0.8 0.6

0.4 0.2

Рис.18. Изолинии среднеквадратичных пульсаций плотности по нормали к поверхности пластины при х/Ь = 0,63 на частоте/= 25 к! ц в зависимости от относительного времени задержки.

0.2 0.4 0.6 0.8 1. Дт/Т

16

14

12

10 О

О 6

- 4

- 2

- 0

Были измерены вариации амплитуды пульсаций плотности в ряде сечений вдоль пластины при изменении нормированного на период времени задержки Дт/Т между пульсациями давления в резонаторе свистка и импульсами разряда В результате были получены значительные изменения в уровне пульсаций в ударном слое, особенно на частоте 1-й и 2-й гармоники свистка (рис 17, 18), где близки амплитуды возмущений, генерируемых в ударном слое внешними волнами и свистком, и было достигнуто почти полное подавление пульсаций на границе пограничного слоя Изменение положения вдоль продольной координаты, где производились измерения, не изменяло величины временного сдвига и величины вариаций амплитуды, что говорит о достижении подавления (усиления) интенсивности пульсаций одновременно по всей длине пластины Прямое численное моделирование этого процесса подтвердило полученные результаты

В заключении сформулированы основные результаты работы

- Разработаны и реализованы методы и устройства введения в гиперзвуковой поток (Мю=5 и 21) периодических контролируемых акустических возмущений и исследованы их характеристики,

- Реализована новая схема измерений в ударном слое на пластине методом электронно-пучковой флюоресценции, позволяющая повысить пространственное разрешение и точность получения средней плотности и пульсаций плотности в ударном слое,

- Выполнено сопоставление данных измерений с результатами расчетов по линейной теории взаимодействия акустических волн с ударной волной и с результатами прямого численного моделирования возмущений в ударном слое на пластине Показано их хорошее совпадение,

- Показано, что для условий эксперимента под воздействием возмущений внешнего потока и возмущений, генерируемых с передней кромки пластины, в гиперзвуковом ударном слое доминируют возмущения вихревой моды При этом основное поле пульсаций плотности в ударном слое на пластине формируется при взаимодействии вихревых возмущений с полем средней плотности,

- Показано, что для условий эксперимента пространственная структура пульсаций плотности в ударном слое, генерируемых акустическими волнами внешнего потока и периодическими возмущениями с передней кромки пластины, подобны, величины продольной фазовой скорости распространения возмущений близки Это принципиально позволяет реализовать в ударном слое управление интенсивностью возмущений методом интерференции,

- Экспериментально реализовано одновременное введение в гиперзвуковой поток аэродинамической трубы и в ударный слой на пластине периодических контролируемых возмущений с жесткой фазовой связью между ними, продемонстрирована возможность эффективного интерференционного управления интенсивностью пульсаций в ударном слое на пластине

Основные результаты диссертации опубликованы в работах:

1 Миронов С Г, Цырюльников И С Исследование волнового поля

контролируемых возмущений двух источников // Теплофизика и аэромеханика 2005 Т 12, №3 С 318-324

2 Кудрявцев А Н, Поплавская Т В , Миронов С Г , Цырюльников И С ,

Экспериментальное исследование и прямое численное моделирование развития возмущений в вязком ударном слое на плоской пластине // ПМТФ 2006 Т 47, №5 С 3-15

3 Кудрявцев А Н, Маслов А А, Миронов С Г , Поплавская Т В ,

Цырюльников И С Прямое численное моделирование восприимчивости гиперзвукового ударного слоя к естественным и искусственным возмущениям//Вычислительные технологии 2006 Т 11, Ч. 1 С 108116

4 Миронов С Г, Цырюльников И С Экспериментальное исследование

развития периодических контролируемых возмущений в гиперзвуковом вязком ударном слое на пластине // Теплофизика и аэромеханика 2006 Т 13, №3 С 353-360

5 Поплавская Т В , Миронов С Г , Цырюльников И С Устойчивость

гиперзвукового ударного слоя, возбуждаемого искусственными и естественными возмущениями // IX Всероссийский съезд по теоретической и прикладной механике Н Новгород- Изд-во ННГУ им. Н И Лобачевского, 2006 Т 2 С 134

6 Kudryavtsev А N, Mironov S G, Poplavskaya Т V, Tsyryulmkov I S

Numerical simulation of flat plate hypersonic shock layer perturbed by external acoustic waves // IV Intern Conf on Comp Fluid Dynamics Ghent. Belgium, von Karman Institute for Fluid Dynamics, 2006 P 243-244

7 Kudryavtsev A N, Mironov S G, Poplavskaya T V , Tsyryulmkov I S Direct

numerical simulation of receptivity and evolution of disturbances in hypersonic shock layer over flat plate // V China-Japan Joint Workshop on Comp Fluid Dynamics Xian, China, 2006 P 302

8 Kudryavtsev A N, Mironov S G , Poplavskaya T V , Tsyryulmkov I S

Interaction of acoustic disturbances with a hypersonic shock layer on a flat plate // 6th European Fluid Mechanics Conference Stockholm Royal Institute of Technology 2006 Vol 1 P 48

9 Kudryavtsev A N, Mironov S G, Poplavskaya T V, Tsyryulmkov I S

Evolution of artificial disturbances in a hypersonic shock layer on a flat plate // Intern Conf on the Methods of Aerophysical Research Proc Pt IV Novosibirsk Publ House "Parallel", 2007 P 72-78

10 Kudryavtsev A N , Mironov S G , Poplavskaya T V , Tsyryulmkov I S DNS of unsteady viscous flows Comparison with different models // Intern Conf on the Methods of Aerophysical Research Proc Pt IV Novosibirsk Publ House "Parallel", 2007 P 79-85

11 Kudryavtsev A N , Mironov S G , Poplavskaya T V , Tsyryulnikov I S. Airflow effect on disturbances evolution in a hypersonic shock layer on a flat plate // Intern Conf on the Methods of Aerophysical Research Proc Pt IV Novosibirsk Publ House "Parallel", 2007 P 86-91

12 Маслов А А, Кудрявцев АН, Миронов С Г, Поплавская ТВ, Цырюлышков И С Численное моделирование восприимчивости гиперзвукового ударного слоя к акустическим возмущениям // ПМТФ 2007 Т 48, №3 С 84-91

13 Фомин В М, Маслов А А, Кудрявцев А Н, Миронов С Г, Поплавская Т В, Цырюльников И С Активное управление возмущениями в гиперзвуковом ударном слое//ДАН 2007 Т 414, №2 С 14-16

Ответственный за вып\ск И С Цыркпьников

Подписано в печа1ь ^ 10 200? Формат б) маги 60»84/16 "V<-1 иеч I 10 Уч -изд т 1 0 Тираж 100 экз , Заказ № 21

Отпечатано на ризографа ЗЛО «ДОКСЕ РВИО/ 630090, Новосибирск Институтская 4/1

Список обозначений.

ВВЕДЕНИЕ В

ГЛАВА 1. Обзор исследований по восприимчивости и развитию возмущений в гиперзвуковом пограничном и ударном слое

1.1. Экспериментальные исследования возмущений в 19 гиперзвуковом пограничном и ударном слое

1.2. Теоретические исследования устойчивости гиперзвукового 28 пограничного и ударного слоя

1.3. Выводы

ГЛАВА 2. Экспериментальное оборудование и методы диагностики

2.1. Гиперзвуковая азотная аэродинамическая труба Т-327А

2.1.1. Газодинамический тракт установки

2.1.2. Электронно-пучковая система диагностики

2.2. Гиперзвуковая аэродинамическая труба Т-327Б

2.3. Методы и аппаратура для измерения средней плотности и пульсаций плотности, методы обработки сигналов

2.3.1. Оптическая система регистрации

2.3.2. Методика обработки пульсационной составляющей сигнала оптической системы регистрации

2.3.3. Модели пласти н

2.3.4. Схемы измерений электронным пучком в ударном слое на пластине

2.3.5. Методики восстановления средней плотности и пульсаций плотности по интенсивности флюоресценции при нормальном падении пучка электронов

2.3.6. Измерения трубкой Пито

2.3.7. Кососрезный газодинамический свисток

2.3.8. Схема введения контролируемых периодических возмущений в ударный слой на пластине

2.4. Прямое численное моделирование возмущений в гиперзвуковом ударном слое на пластине

2.5. Выводы

ГЛАВА 3. Исследование волнового поля контролируемых периодических возмущений в гиперзвуковом потоке

3.1. Постановка экспериментов и измерений

3.2. Результаты измерений. Источник акустических возмущений в форкамере установки

3.2.1. Гиперзвуковой поток Моо=

3.2.2. Гиперзвуковой поток Мо0=

3.3. Результаты измерений. Источник акустических возмущений в гиперзвуковом потоке

3.3.1. Гиперзвуковой поток Моо=

3.3.2. Гиперзвуковой поток М«,=

3.4. Анализ результатов

3.5. Выводы

ГЛАВА 4 Исследование восприимчивости гиперзвукового ударного слоя на пластине к естественным и контролируемым периодическим возмущениям

4.1. Преобразование возмущений на ударной волне. Влияние угла распространения

4.1.1. Постановка аналитической задачи

4.1.2. Постановка задачи прямого численного моделирования

4.1.3. Результаты численного моделирования без учета вязкости 1Р

4.2. Восприимчивость гиперзвукового вязкого ударного слоя к естественным возмущениям внешнего потока. Влияние температурного фактора поверхности модели

4.2.1 Параметры среднего течения в вязком ударном слое на пластине

4.2.2. Восприимчивость гиперзвукового вязкого ударного слоя к естественным возмущениям внешнего потока при Ти/Т0 = 0,

4.2.3. Влияние температурного фактора поверхности модели на восприимчивость гиперзвукового вязкого ударного слоя к естественным возмущениям внешнего потока

4.3. Восприимчивость гиперзвукового вязкого ударного слоя к контролируемым периодическим возмущениям

4.3.1. Развитие периодических контролируемых возмущений в гиперзвуковом вязком ударном слое на пластине

4.3.2. Восприимчивость вязкого ударного слоя на пластине к акустическим контролируемым возмущениям в свободном потоке

4.4. Обсуждение результатов

4.5. Активное управление восприимчивостью ударного слоя к акустическим возмущениям внешнего потока

Развитие космической техники и создание высокоскоростных самолетов вызвало интерес к изучению характеристик возмущений в гиперзвуковом пограничном слое. Актуальность этих исследований 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 устойчивости пограничного слоя и развития в нем пульсаций. Особый интерес в рамках этой проблемы представляет задача устойчивости и развития возмущений в пограничном слое на поверхности аппарата движущегося в высоких слоях атмосферы при больших числах Маха. Пик интереса к этой проблеме пришелся на конец 60-х, начало 70-х годов, когда в США и СССР начались работы по созданию возвращаемого аппарата многоразового использования. С середины 90-х годов вновь усилилось внимание к проблеме восприимчивости и развития возмущений в гиперзвуковом пограничном слое при больших числах Маха и умеренных числах Рейнольдса. Толчком к этому послужили успехи теоретических и экспериментальных исследований по управлению волновым сопротивлением с помощью энергоподвода в набегающий поток, управлению ламинарно-турбулентным переходом в гиперзвуковом пограничном слое с помощью звукопоглощающих покрытий и продвижение научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ по созданию гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Это сделало реальностью создание в недалеком будущем экономически выгодного гиперзвукового высотного самолета с числом Маха крейсерского полета 6-^-12.

В этих условиях течение на значительной части поверхности планера аппарата реализуется в виде гиперзвукового вязкого ударного слоя.

Гиперзвуковой вязкий ударный слой представляет собой область течения между поверхностью и головной ударной волной, большую часть которой занимает вязкий пограничный слой, отделенный от ударной волны узкой областью невязкого течения. В научной литературе принято называть его течением с сильным вязко-невязким взаимодействием, когда невязкое течение вокруг тела, в основном, определяется вязким течением на его поверхности. Вязкий ударный слой всегда реализуется на передних кромках планера высокоскоростных летательных аппаратов, когда локальное число Рейнольдса еще мало, или на значительном расстоянии от передней кромки при очень высоких числах Маха набегающего потока. Возмущения, формирующиеся в нем, сносятся вниз по потоку и оказывают влияние на развитие возмущений и ламинарно-турбулентный переход в пограничном слое летательного аппарата в целом. Переход к турбулентному режиму обтекания, как правило, приводит к перераспределению тепловых потоков по поверхности корпуса, прогоранию тепловой защиты в наименее защищенных местах и гибели аппарата. С другой стороны известно, что ламинаризация пограничного слоя хотя бы на 45% длины корпуса гиперзвукового самолета снизит сопротивление трения, сделает это транспортное средство экономически выгодным и ускорит его практическую реализацию.

В настоящее время степень проработки этой проблемы является недостаточной. Полученные ранее результаты теоретических и экспериментальных исследований и разработанные методы управления относятся к течению в пограничном слое и не могут быть прямо перенесены на гиперзвуковой ударный слой. Течение в гиперзвуковом ударном слое имеет ряд специфических особенностей затрудняющих его теоретическое и экспериментальное исследование. К ним можно отнести влияние близко расположенной ударной волны на развитие возмущений, существенную непараллельность течения, наличие скольжения и температурного скачка на поверхности. Здесь уже неприменимы упрощения, используемые при теоретическом исследовании пограничного слоя. Экспериментальные исследования гиперзвукового обтекания также представляют большую проблему. Как правило, гиперзвуковые аэродинамические трубы непрерывного действия используют высокие температуры торможения и высокую степень расширения газа в сопле для разгона потока до необходимой скорости. Это обусловливает высокую температуру торможения газа и низкую плотность гиперзвукового потока в рабочей части аэродинамической трубы, что не позволяет проведение измерений пульсаций потока традиционными зондовыми методами, например, пленочным или ниточным термоанемометром. Исследования возмущений в таких трубах предполагают использование чувствительных бесконтактных методов измерений. С другой стороны, использование высокоэнтальпийных импульсных аэродинамических труб создает в потоке условия близкие к натурным, но не позволяет за столь короткое время получить детальную картину поля возмущений и их характеристики, необходимые для сопоставления с данными численного моделирования. Все эти особенности затрудняют трубные исследование восприимчивости и устойчивости гиперзвукового ударного слоя. Здесь необходимо развитие новых подходов к исследованиям, учитывающих специфику таких течений.

Сказанное выше определяет актуальность проведения данных исследований и позволяет сформулировать основные цели работы:

- разработка новых и применение известных методов теоретического и экспериментального исследования применительно к условиям в гиперзвуковом ударном слое;

- получение новых экспериментальных данных о восприимчивости и характеристиках возмущений в гиперзвуковом ударном слое;

- построение физических моделей процессов восприимчивости и развития возмущений в ударном слое.

Исследования по теме диссертационной работы выполнялись в рамках госбюджетного проекта «Теоретическое и экспериментальное исследование механизмов возникновения и нелинейного развития волн в сверхзвуковых и гиперзвуковых пограничных слоях», входящего в Программу научно-исследовательских работ ИТПМ СО РАН на 2004-2006 г.г. «Управление до-, сверх- и гиперзвуковыми внешними и внутренними течениями путем силового и энергетического воздействия». Кроме того, в диссертационную работу вошли материалы, полученные в ходе выполнения работ по грантам РФФИ № 04-0100474 «Теоретические и экспериментальные исследования режимов развития возмущений в пограничном слое» (совместно с ЦАГИ) и № 05-08-33416 «Экспериментальное исследование и прямое численное моделирование развития возмущений в гиперзвуковом вязком ударном слое».

На защиту выносятся:

- методики и устройства создания медленных и быстрых контролируемых периодических акустических возмущений в гиперзвуковом потоке для исследования устойчивости ударного слоя методом искусственных возмущений;

- результаты экспериментальных исследований восприимчивости и развития естественных и искусственных возмущений плотности в гиперзвуковом ударном слое на пластине;

- физические модели возникновения и эволюции возмущений в гиперзвуковом ударном слое на пластине под воздействием внешних акустических возмущений.

Научная новизна работы: усовершенствована методика измерений поля средней плотности и пульсаций плотности в гиперзвуковом ударном слое с помощью электронно-пучковой флюоресценции, повышена локальность и точность измерений;

- разработаны методы и устройства создания в гиперзвуковом набегающем потоке и в ударном слое на пластине контролируемых периодических акустических возмущений определенного модового состава и исследованы их характеристики; впервые показано, что для числа Маха 21 при воздействии на ударный слой акустических возмущений внешнего потока и периодических возмущений с поверхности пластины в ударном слое возникают и доминируют энтропийно-вихревые возмущения, пространственная структура и характеристики волн плотности в ударном слое определяются взаимодействием вихревых возмущений с полем средней плотности и подобны для всех типов воздействий.

- впервые экспериментально реализовано интерференционное управление интенсивностью пульсаций в ударном слое на пластине с помощью введения в ударный слой контролируемых нестационарных возмущений с передней кромки пластины.

Научная и практическая ценность.

Разработаны и реализованы методики, позволяющие использовать метод искусственных возмущений для исследования восприимчивости и развития возмущений в гиперзвуковом ударном слое.

Автором получены результаты, расширяющие представления о волновых процессах происходящих в высокоскоростных гиперзвуковых пограничных течениях.

Достоверность результатов.

В экспериментальных исследованиях использована невозмущающая поток электронно-пучковая диагностика, адаптированная к условиям гиперзвуковых течений низкой плотности. Для изучения восприимчивости и развития возмущений в ударном слое применен метод искусственных возмущений. Для надежного определения физических процессов, ответственных за возникновение и развитие возмущений в ударном слое, использовано сопоставление данных измерений в гиперзвуковой аэродинамической трубе и результатов прямого численного моделирования возмущений в ударном слое для условий эксперимента.

Апробация работы и публикации:

Основные результаты диссертации доложены на следующих конференциях и семинарах:

Международные научно-технические студенческие конференции «Студент и технический прогресс» (Новосибирск 2004, 2005, 2006); Всероссийские научные конференции студентов-физиков и молодых ученых (Новосибирск, ВНКСФ-12 2006); Молодежная конференция «Устойчивость и турбулентность течений гомогенных и гетерогенных жидкостей» (Новосибирск 2005); Всероссийские конференции молодых ученых «Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии» (Новосибирск 2005, 2007); Всероссийская конференция молодых ученых «Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики» (Новосибирск 2006), Международные конференции по методам аэрофизических исследований «1СМАЯ» (Новосибирск 2004, 2007); Международная конференция по механике жидкости «ЕВРОМЕХ» (Стокгольм, Швеция 2006); IX Всероссийский съезд по теоретической и прикладной механике (Нижний Новгород 2006); IV Международная конференция по вычислительной динамике жидкости (Гент, Бельгия 2006); V Азиатский международный семинар по вычислительной динамике жидкости (Сиань, Китай 2006); Всероссийская конференция «Проблемы механики сплошных сред и физика взрыва» (Новосибирск, 2007).

Результаты исследований автора доложены на 16 всероссийских и международных конференциях и опубликованы в 19 научных работах. Основные результаты опубликованы:

1. И.С. Цырюльников, С.Г. Миронов Исследование волнового поля контролируемых периодических возмущений двух источников // Теплофизика и аэромеханика, 2005, Т. 12, №3, С. 379-386.

2. И.С. Цырюльников, С.Г. Миронов Экспериментальное исследование развития периодических контролируемых возмущений в гиперзвуковом вязком ударном слое на пластине // Теплофизика и аэромеханика, 2006, Т. 13, №3, С.353-360.

3. А. Н. Кудрявцев, С.Г. Миронов, Т. В. Поплавская, И.С. Цырюльников Экспериментальное исследование и прямое численное моделирование развития возмущений в вязком ударном слое на плоской пластине // ПМТФ. 2006. Т.47, №5. с. 3-15.

4. A.A. Маслов, А. Н. Кудрявцев, С.Г. Миронов, Т. В. Поплавская, И.С. Цырюльников Прямое численное моделирование восприимчивости гиперзвукового ударного слоя к естественным и искусственным возмущениям // Вычислительные технологии, 2006. Т. 11,4. 1. С. 108-116.

5. A.A. Маслов, А.Н.Кудрявцев, С.Г. Миронов, Т.В. Поплавская, И.С.Цырюльников Численное моделирование восприимчивости гиперзвукового ударного слоя к акустическим возмущениям // ПМТФ. 2007. Т. 48, №3. С. 87-91.

6. A.N. Kudryavtsev, S.G. Mironov, T.V. Poplavskaya, I.S. Tsyryulnikov Evolution of artificial disturbances in a hypersonic shock layer on a flat plate // Proc. XIII Intern. Conf. on the Methods of Aerophysical Research. Novosibirsk, 5-10 February, 2007. Novosibirsk: Publishing house "Nonparel". 2007. Vol. III. P. 86-91.

7. A.N. Kudryavtsev, S.G. Mironov, T.V. Poplavskaya, I.S. Tsyryulnikov DNS of unsteady viscous flows. Comparison with different models // Proc. XIII Intern. Conf. on the Methods of Aerophysical Research. Novosibirsk, 5-10 February, 2007. Novosibirsk: Publishing house "Nonparel". 2007. Vol. III. P. 79-85.

8. A.N. Kudryavtsev, S.G. Mironov, T.V. Poplavskaya, I.S. Tsyryulnikov Airflow effect on disturbances evolution in a hypersonic shock layer on a flat plate // Proc. XIII Intern. Conf. on the Methods of Aerophysical Research. Novosibirsk, 5-10 February, 2007. Novosibirsk: Publishing house "Nonparel". 2007. Vol. III. P. 72-78.

9. Фомин B.M., Маслов A.A., Кудрявцев A. H., Миронов С.Г., Поплавская Т.В., Цырюльников И.С. Активное управление возмущениями в гиперзвуковом ударном слое // ДАН. Т. 414, №2. С. 14-16.

Личный вклад автора:

Автор участвовал в постановке задач численных и экспериментальных исследований, подготовке экспериментов и их проведении. Им созданы алгоритмы и программы обработки данных экспериментов, выполнена обработка результатов всех измерений. Автором выполнены все расчеты по линейной теории взаимодействия акустических волн с ударной волной, проведено сопоставление данных измерений с результатами прямого численного моделирования.

Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения и списка литературы. Диссертация содержит 177 страниц, включая 132 страницы текста, 77 иллюстраций и 102 наименования цитируемой литературы.

4.6. Выводы

- Методом прямого численного моделирования взаимодействия возмущений с УВ на пластине под углом атаки в невязком потоке получены характеристики возмущений за У В в зависимости от параметров взаимодействия с внешними возмущениями.

Сравнение коэффициентов преобразования возмущений с рассчитанными по линейной теории взаимодействия возмущений с ударной волной показывает хорошее качественное совпадение в широком диапазоне

7 67 углов падения акустических волн. Существенное различие данных численного моделирования с теоретическими результатами наблюдаются в области углов падения волн, близких к критическому углу. Оно заключается в отсутствии пикового усиления акустических волн и вихревой генерации.

- Показано, что акустические волны, проходя через УВ, испытывают многократное усиление в широком диапазоне углов падения внешних возмущений. Усиление акустических волн существенно зависит от модового состава внешних акустических волн - медленная или быстрая волна. В определенном диапазоне углов за УВ доминируют энтропийно-вихревые возмущения, а акустические волны затухает. Углы распространения акустических и вихревых возмущений за УВ соответствуют рассчитанным углам из закона преобразования волн при переходе между двумя различными средами (закон Снеллиуса).

- Показано, что для условий трубного эксперимента в ударном слое на пластине под воздействием естественных возмущений потока аэродинамической трубы и под воздействием искусственных периодических возмущений быстрой моды вводимых в поток возникают возмущения только вихревой моды. При воздействии периодических пульсаций давления на передней кромке пластины в ударном слое также возникают вихревые возмущения.

- Показано, что в трубном эксперименте основное поле пульсаций плотности в ударном слое формируется при взаимодействии вихревых возмущений с полем средней плотности.

- Показано, что для условий трубного эксперимента пространственная структура пульсаций плотности в ударном слое, генерируемых внешними акустическим волнами и периодическими возмущениями на передней кромке пластины, подобны. Это позволяет реализовать в ударном слое подавление возмущений методом интерференции.

76 5

- Экспериментально реализована методика одновременного введения в гиперзвуковой поток аэродинамической трубы и в ударный слой на пластине периодических контролируемых возмущений с фазовой связью между ними. Продемонстрирована возможность эффективного интерференционного управления интенсивностью пульсаций в ударном слое на пластине.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В работе представлены результаты экспериментального исследования характеристик возмущений плотности и контролируемого воздействия на них в гиперзвуковом вязком ударном слое на пластине под нулевым углом атаки. С целью выявления механизмов восприимчивости и развития возмущений в ударном слое данные измерений сопоставлены с результатами прямого численного моделирования возмущений на основе решения полных нестационарных уравнений Навье-Стокса. Исследования выполнены для числа Маха Моо = 21 и единичного числа Рейнольдса набегающего потока 1^100= 6-103 м-1 Измерения проведены методом электронно-пучковой флюоресценции, как для неконтролируемых (фоновых) возмущений потока аэродинамической трубы, так и для контролируемых периодических возмущений. Усовершенствованы ранее используемые и разработаны новые методики введения в гиперзвуковой поток акустических возмущений быстрой и медленной моды, а также измерений средней плотности и пульсаций плотности электронным пучком.

Получены следующие основные результаты:

- Разработаны и реализованы методы и устройства введения в гиперзвуковой поток (Моо=5 и 21) периодических контролируемых акустических возмущений и исследованы их характеристики;

- Реализована новая схема измерений в ударном слое на пластине методом электронно-пучковой флюоресценции, позволяющая повысить пространственное разрешение и точность получения средней плотности и пульсаций плотности в ударном слое;

- Выполнено сопоставление данных измерений с результатами расчетов по линейной теории взаимодействия акустических волн с ударной волной и с результатами прямого численного моделирования возмущений в ударном слое на пластине. Показано их хорошее совпадение; 7

- Показано, что для условий эксперимента под воздействием возмущений внешнего потока и возмущений, генерируемых с передней кромки пластины, в гиперзвуковом ударном слое доминируют возмущения вихревой моды. При этом основное поле пульсаций плотности в ударном слое на пластине формируется при взаимодействии вихревых возмущений с полем средней плотности;

- Показано, что для условий эксперимента пространственная структура пульсаций плотности в ударном слое, генерируемых акустическими волнами внешнего потока и периодическими возмущениями с передней кромки пластины, подобны, величины продольной фазовой скорости распространения возмущений близки. Это принципиально позволяет реализовать в ударном слое управление интенсивностью возмущений методом интерференции;

Экспериментально реализовано одновременное введение в гиперзвуковой поток аэродинамической трубы и в ударный слой на пластине периодических контролируемых возмущений с жесткой фазовой связью между ними, продемонстрирована возможность эффективного интерференционного управления интенсивностью пульсаций в ударном слое на пластине. w

1. Reed H., Kimmel R., Schneider S., Arnal D. Drag prediction and transition in hypersonic flow // A1.A Paper, No. 97-1818 (January 1997).

2. Reed H.L., Saric W.S. Linear stability theory applied to boundary layers // Annual Rev. Fluid Mechanics. 1966. V. 28. P. 389-428.

3. Stetson K.F., Tompson 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, No.83.1761 (July 1983).

4. Stetson K.F., Tompson 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, No.84.0006 (January 1984).

5. Stetson K.F., Tompson 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, No. 85-0492 (January 1985).

6. Stetson K.F., Tompson E.R., Donaldson J.C., Siler L.G. Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8. Part 4: On unit Reynolds number and environmental effects // AIAA Paper, No. 86-1087 (May 1986).

7. Mack L. M. Boundary layer stability theory. 1969, JPL, Report 900-277.

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

9. Maslov A.A., Shiplyuk A.N., Bountin D.A., Sidorenko A.A. Mach 6 boundary layer stability experiments on sharp and blunted cones // J. Spacecraft and Rockets. 2006. V. 43, No. 1. P. 71-76.

10. Fedorov A., Shiplyuk A., Maslov A., Burov E., Malmuth N. Stabilization of a hypersonic boundary layer using an ultrasonically absorptive coating // J. Fluid Mechanics. 2003. V. 479. P. 99-124.

11. Fedorov A.V., Malmuth N.D., Rasheed A., Hornung H.G. Stabilization of hypersonic boundary layers by porous coatings // AIAA J. 2001. V.39, No. 4. P. 605-610.7£о

12. Fedorov A.V., Kozlov V.F., Malmuth N.D., Maslov A.A., Shiplyuk A.N. Stability of hypersonic boundary layer on porous wall with regular microstructure // AIAA Journal. 2006. V. 44, No. 8. P. 1866-1871.

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

14. 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.

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

16. 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.

17. 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.

18. 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).

19. Bolton RX., 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.

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

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

22. Ветлуцкий В.Н., МасловА.А., 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.

23. 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.

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

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. Mironov S.G., Maslov А.А. An experimental study of density waves in hypersonic shock layer on a flat plate // Physics of Fluids A, 2000, V. 12, No 6, pp. 1544-1553.

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

28. ЗГКендолл Дж. Экспериментальное исследование процесса перехода к турбулентному режиму в сверхзвуковых и гиперзвуковых пограничных слоях на моделях в аэродинамической трубе // Ракетная техника и космонавтика. 1975. Т. 13, №3. С.47-60.

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

30. 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.

31. Maslov А.А., Shiplyuk A.N.,- Sidorenko A.A., Tran Ph. Leading edge receptivity of the hypersonic boundary layer to 3D acoustic waves // Proc. of IX Intern. Conf. on the Methods of Aerophysical Research. 25-30 July 1996. Novosibirsk. Pt l.P. 162-168.

32. Arnal D., Maslov A.A., Sidorenko A.A., Shiplyuk A.N. Leading edge receptivity of hypersonic boundary layer on a flat plate // J. Fluid Mechanics. 2001. V. 426. P. 73-94.

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

34. 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. 259277.

35. Анискин B.M., Миронов С.Г. Развитие контролируемых возмущений в ударном слое на поверхности сжатия // ПМТФ, 2003, т.44, №5, с. 30-38.

36. Анискин В. М., Миронов С.Г. Развитие периодических возмущений в гиперзвуковом ударном слое на поверхности сжатия // Теплофизика и аэромеханика 2004, т. 11, №1, с. 49-60.

37. Mironov S.G., Aniskin V.M. Experimental study of hypersonic shock layer stability on a circular surface of compression // Comptes Rendus Mecanique, 2004, Vol. 332, No. 9, pp. 701-708.

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

39. Hornung H.G., Lemieux P. Shock layer instability near Newtonian limit of hypersonic flows //Phys. Fluids. 2001. V. 13, No. 8. P. 2394-2402.

40. Malik M.R. Boundary layer transition prediction toolkit // AIAA Paper. No. 971904 (February 1997).

41. Herbert Т., Bertolotti F. Stability analysis of nonparallei boundary layers // Bull. Am. Phys. Soc. 1987. V. 32. P. 2079-2091.

42. Bertolotti F., Herbert T. Analysis of the linear stability of compressible boundary layers using the PSE //J. Theor. Comput. Fluid Dyn. 1991. V. 3. P. 117-124.

43. Petrov G. V. Stability of a thin viscous shock layer on a wedge in hypersonic flow of perfect gas // Laminar-Turbulent Transition: Proc. of the 2nd IUTAM Symp., Novosibirsk, 1984. Berlin: Springer, 1985. P. 487-493.

44. Chang C. L, Malik M. R., Hussaini M. Y. Effects of shock on the stability of hypersonic boundary layers. AIAA Paper. No. 90-1448 (January 1990).

45. Маслов А. А., Миронов С. Г., Поплавская Т. В., Смородский Б. В. Устойчивость гиперзвукового ударного слоя на плоской пластине // Изв. РАН, Механика жидкости и газа. 2004. № 2. С. 16-23.

46. Maslov А.А., Poplavskaya T.V., Smorodsky B.V. Stability of a hypersonic shock layer on a flat plate // Comptes Rendus. Mech., 2004. V. 332, N11. P.875-880.

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

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

49. Ng L., Erlebacher G., Zang T.A., Pruett D. Compressible secondary stability theory-Parametric studies and prospects for predictive tools // Paper of VIII NASP Sympos. 1990. No. 23.

50. Wright R.L., Zoby E.V. Flight boundary layer transition measurements in a slender cone at Mach 20 // AIAA Paper. 1977. No. 77-719.

51. Талонов C.A. Взаимодействие сверхзвукового пограничного слоя с акустическими возмущениями // Известия АН СССР. МЖГ. 1977. №6. С. 51-56.

52. Гапонов С.А. О взаимодействии сверхзвукового пограничного слоя с внешними акустическими возмущениями // Теплофизика и аэромеханика. 1995. Т.З, №2. С. 209-217.

53. Федоров А.В., Хохлов А.П. Возбуждение неустойчивых мод в сверхзвуковом пограничном слое акустическими волнами // Известия АН СССР. МЖГ. 1991. №4. С.67-74.

54. Федоров A.B., Хохлов А.П. Восприимчивость сверхзвукового пограничного слоя к акустическим возмущениям // Известия АН СССР. МЖГ. 1992. №1. С.40-47.

55. McKenzie J. F., Westphal К. О. Interaction of linear waves with oblique shock waves//Phys. Fluids. 1968. V. 11. P. 2350-2362.

56. Дьяков С.П. Взаимодействие ударных волн с малыми возмущениями. 1,11. ЖЭТФ. 1957. Т. 33. Вып. 4(10). С. 948-974.

57. Егоров И. В., Судаков В. Г., Федоров А. В. Численное моделирование распространения возмущений в сверхзвуковом пограничном слое // Известия РАН, МЖГ. 2004. №6. С.33-44.

58. Егоров И. В., Судаков В. Г., Федоров А. В. Численное моделирование восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя к акустическим возмущениям // Известии РАН. МЖГ. 2006. №1. С. 42-53.

59. Егоров И. В., Судаков В. Г., Федоров А. В. Численное моделирование стабилизации сверхзвукового пограничного слоя на плоской пластине пористым покрытием // Известия РАН, МЖГ. 2006. №3. С. 39-49.

60. Егоров И. В., Новиков А.В., Федоров А. В. Численное моделирование возмущений отрывного течения в закругленном угле сжатия // Известия РАН, МЖГ. 2006. №4. С. 39-49.

61. Егоров И. В., Новиков А.В., Федоров А. В. Численное моделирование стабилизации сверхзвукового отрывного пограничного слоя пористым покрытием // ПМТФ. 2007. №2. С. 29-39.

62. Zhong X. Direct numerical simulation of hypersonic boundary layer transition over blunt leading edge. Part II: Receptivity to sound // AIAA Paper. No. 970756 (January 1997).

63. Zhong X. Receptivity of hypersonic boundary layers to freestream disturbances // AIAA Paper. No. 2000-0531 (January 2000).

64. Ma Y., Zhong X. Numerical simulation of receptivity and stability of nonequilibrium reacting hypersonic boundary layers. AIAA Paper. No. 20010892 (January 2001).

65. Zhong X., Ma Y. Receptivity and linear stability of Stetson's Mach 8 blunt cone. Stability experiments // AIAA Paper. No. 2002-2849 (January 2002).

66. Ma. Y., Zhong X. Linear stability and receptivity to free-stream disturbances of a Mach 10. Nonequilibrium reactivity oxygen flow over a flat plate // AIAA Paper. No. 2004-0256 (January 2004).

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

68. Гущин В.Р., Федоров А.В. 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.

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

70. Друкер И.Г., Жак В.Д., Сапогов Б.А., Сафронов Ю.А. Характеристики гиперзвуковой азотной трубы ИТПМ СО АН // Вопросы газодинамики.

71. Аэрофизические исследования. Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР, 1975, вып. 5, с. 294-295.

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

73. Борн М., Вольф Э. Основы оптики. Второе издание М.: ФМЛ. 1973.

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

75. Бендат Дж., Пирсол А. Применение корреляционного и спектрального анализа. М.: Мир, 1983.

76. Добрецов JI.H., Гомоюнова М.В. Эмиссионная электроника. М.: ФМЛ, 1966.

77. 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. Brundin), Academic Press, New York-London, 1967, Suppl.2, pp. 1031-1046.

78. Belikov A.E., Kusnetsov O.V., Sharafutdinov 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.

79. Gorchakova N., Kuznetsov L., Yarigin V., Chanetz В., Bur R., Pot Т., Taran J.P., Pigache D., Schulte D., Moss J. Progress in hypersonic studies using electron-beam excited X-ray detection // AIAA Journal. 2002. V. 40, No. 4. P.593-598.

80. Анискин B.M., Миронов С.Г. Экспериментальное исследование пульсаций плотности в гиперзвуковом ламинарном следе за конусом // ПМТФ. 2000. Т.41, №3. С. 111-117.

81. Анискин В.М., Миронов С.Г. Экспериментальное исследование волн конечной амплитуды в гиперзвуковом следе // Теплофизика и аэромеханика. 2001. Т. 8, №2. С. 345-352.

82. Roger K.W., Wainright G.B., Touryan K.J. Impact and static pressure measurements in high speed flows with transitional Knudsen numbers // Rarefied gas dynamics. N.Y., L.: Acad. Press, 1966. V. 2. P. 151-174.

83. Елисеев Ю.Б., Черкез А.Я. Экспериментальное исследование аномального аэродинамического нагрева тел с глубокой полостью // Известия АН СССР, МЖГ. 1978. №1. С. 113-119.

84. Болдырев С.М., Гринберг Э.И., Давлеткильдеев Р.А. и др. Экспериментальное исследование влияния угла атаки на пульсации давления давления, возникающие при обтекании полости гиперзвуковым потоком газа // Ученые записки ЦАГИ. 1992. Т. 23, №3. 113-117.

85. Демин В. С., Гапонов С. А. Условия возникновения автоколебаний в трубе при натекании на ее вход потока газа // ПМТФ. 1994. Т. 35, №6. С. 31 -39.

86. Кудрявцев А. Н., Миронов С. Г., Поплавская Т. В., Цырюльников И. С. Экспериментальное исследование и прямое численное моделирование развития возмущений в вязком ударном слое на плоской пластине. ПМТФ. 2006. Т. 47, № 5. С. 3-16.

87. Maslov A.A., Mironov S.G., Aniskin V.M. Hypersonic shear layer stability experiments // Journal of Spacecraft and Rockets. 2005. Vol.42, No. 6. P. 9991004.

88. Maslov A.A., Poplavskaya T.V., Smorodsky B.V. Stability of a hypersonic shock layer on a flat plate // Comptes Rendus. Mech,, 2004. V. 332, N11. P.875-880.

89. Маслов А. А., Миронов С. Г., Поплавская Т. В., Смородский Б. В. Устойчивость гиперзвукового ударного слоя на плоской пластине // Известия РАН, Механика жидкости и газа. 2004. № 2. С. 16-23.

90. Ndaona Chok^ni; Dimitry A. Bountin; Alexander N. Shiplyuk; Anatoly A. Maslov Nonlinear Aspects of Hypersonic Boundary-Layer Stability on a Porous Surface//AIAA Journal. 2005. 0001-1452 Vol. 43. No.l. P. 149-155.

91. Шиплюк A.H., Бунтин Д.А., Маслов A.A., Чокани Н. Нелинейные механизмы начальной стадии ламинарно-турбулентного перехода при гиперзвуковых скоростях//ПМТФ. 2003. Т. 44, №5. С. 64-71.

92. Маслов А.А., Кудрявцев А.Н., Миронов С.Г., Поплавская Т.В., Цырюльников И.С. Численное моделирование восприимчивости гиперзвукового ударного слоя к акустическим возмущениям // ПМТФ. 2007. Т.48, №3. С. 86-91.

93. Biringen S. Active control of transition by periodic suction-blowing // Phys. Fluids. 1984. V. 26. №. 10. P. 2807-2815.

94. Kimmel R. L. Aspects of boundary layer transition control. AIAA Paper, No. 2003-0772(2003).

95. Фомин B.M., Маслов А.А., Кудрявцев A. H., Миронов С.Г., Поплавская T.B., Цырюльников И.С. Активное управление возмущениями в гиперзвуковом ударном слое // ДАН. 2007. Т. 414. №2. С. 14-16.