Изучение вихревой структуры отрывных течений и методов управления отрывом на моделях крыльев при малых числах Рейнольдса

Павленко, Александр Михайлович

Изучение вихревой структуры отрывных течений и методов управления отрывом на моделях крыльев при малых числах Рейнольдса тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

Павленко, Александр Михайлович АВТОР

кандидата физико-математических наук УЧЕНАЯ СТЕПЕНЬ

Новосибирск МЕСТО ЗАЩИТЫ

2011 ГОД ЗАЩИТЫ

01.02.05 КОД ВАК РФ

Диссертация по механике на тему «Изучение вихревой структуры отрывных течений и методов управления отрывом на моделях крыльев при малых числах Рейнольдса»

Автореферат диссертации на тему "Изучение вихревой структуры отрывных течений и методов управления отрывом на моделях крыльев при малых числах Рейнольдса"

На правах рукописи

Павленко Александр Михайлович

ИЗУЧЕНИЕ ВИХРЕВОЙ СТРУКТУРЫ ОТРЫВНЫХ ТЕЧЕНИЙ И МЕТОДОВ УПРАВЛЕНИЯ ОТРЫВОМ НА МОДЕЛЯХ КРЫЛЬЕВ ПРИ МАЛЫХ ЧИСЛАХ РЕЙНОЛЬДСА

Специальность 01.02.05 — механика жидкости, газа и плазмы

АВТОРЕФЕРАТ ДИССЕРТАЦИИ на соискание учёной степени кандидата физико-математических наук

Новосибирск 2011

1 6 ИЮН 2011

4850520

Работа выполнена в Институте теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук

доктор технических наук Б.Ю. Занин доктор физико-математических наук Н.В. Семенов доктор технических наук В.М. Молочников

Институт теплофизики им. С.С. Кутателадзе СО РАН.

Защита состоится года в часов ЗО минут на заседании

диссертационного совета Д 003.035.02 при Институте теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук, по адресу: 630090, Новосибирск, ул. Институтская, 4/1.

Отзывы на автореферат, в двух экземплярах, заверенные печатью учреждения, просим направлять на имя ученого секретаря диссертационного совета Д 003.035.02.

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

Научный руководитель: Официальные оппоненты:

Ведущая организация:

Автореферат разослан <^^£1.2011 г.

Ученый секретарь диссертационного совета доктор технических наук

ф{ '7 И.М. Засыпкин

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Диссертация посвящена экспериментальному изучению вихревых структур, возникающих внутри области глобального срыва потока и методов управления обтеканием с помощью локального воздействия на моделях крыльев с учетом таких факторов, как форма профиля, удлинение крыла, скорость набегающего потока, углы скольжения и атаки. Методы основаны на полученных в предыдущих исследованиях данных о существовании трехмерной вихревой структуры внутри области отрыва.

Актуальность темы

Отрыв потока - это одно из физических явлений, возникающих при движении газов или жидкостей над твердой поверхностью или, наоборот, при движении тела в неподвижной жидкости или газе, заключающееся в том, что поток перестает двигаться вдоль поверхности и отходит от нее. Два фактора являются определяющими для возникновения отрыва потока: вязкость и изменение давления вдоль поверхности. Необходимым условием отрыва потока от поверхности является возрастание давления в направлении течения, т.е. положительный (неблагоприятный) градиент давления. Такие условия возникают, например, при обтекании крыла. Верхняя поверхность крыла обычно имеет выпуклую форму, что и приводит к появлению неблагоприятного градиента давления и отрыва потока в задней части крыла. Влияние вязкости приводит к тому, что вблизи поверхности поток теряет скорость из-за трения о поверхность, возникает тонкий слой воздуха, условно говоря, «прилипший» к поверхности, называемый пограничным слоем. В пограничном слое скорость движения воздуха увеличивается с увеличением расстояния от поверхности. Рассматриваемый в литературе отрыв потока во многих случаях является отрывом пограничного слоя. Под влиянием нарастающего давления происходит торможение потока, причем быстрее тормозятся частицы воздуха внутри пограничного слоя, поскольку у них меньше скорость и, следовательно, меньше запас кинетической энергии. В некотором сечении трение на стенке исчезает; это и есть точка отрыва потока. За этой точкой возникает возвратное течение от задней кромки крыла к передней.

ным, за исключением концевых эффектов. Последующие наблюдения показали, что эти предположения неверны, так как такие модели не учитывают трехмерность течения, присущую в большинстве случаев областям отрыва. Было обнаружено, что в случае глобального срыва потока с передней кромки крыла на верхней поверхности, внутри отрывной области, существуют крупномасштабные вихри в форме «грибообразных» структур, вращающиеся в плоскости крыла и создающие перетекание потока в поперечном направлении. Систематического изучения подобных явлений не проводилось. Не изучались различия трехмерных структур при срыве и при турбулентном отрыве, поведение этих структур при внешних воздействиях и причины их возникновения. Предполагалось лишь, что образование трехмерной картины течения связано с неустойчивостью течения в слое смешения над областью отрыва. Исследования развития возмущений в оторвавшемся течении могут пролить свет на этот вопрос. Хотя имеется большое количество работ по изучению отрывных течений, необходимо отметить, что их авторы подробно исследуют распределенные средние характеристики течения (распределение давления и средней скорости, суммарные аэродинамические характеристики и структуру течения) в двумерной постановке, но не приводят исследований влияния трехмерности течения на развитие возмущений. Ввиду этого важное новое направление в изучении отрывных течений, развиваемое в данной работе, - исследование их внутренней пространственной структуры.

Отрыв потока от поверхности крыла оказывает, как известно, большое влияние на аэродинамические характеристики, снижая подъемную силу и увеличивая лобовое сопротивление, и поэтому представляет собой явление нежелательное и требующее устранения. Проблема воздействия на отрыв не имеет однозначного решения из-за многообразия форм его существования, и для каждого типа отрыва выбор эффективных способов воздействия требует знания структуры данного отрывного течения и ее поведения под влиянием внешних возмущений. Существование крупномасштабных вихрей в области отрыва открывает новое направление в изучении срыва потока, так как принципиально изменяет физическую картину течения, первоначально предполагавшуюся двумерной, и требует создания новой модели явления отрыва, с учетом его трехмерности.

Новый способ улучшения обтекания - воздействие именно на крупномасштабные вихри, возникающие в зоне срыва. Оказалось, что эти вихри обладают восприимчивостью к внешним возмущениям, и это их свойство дает новые возможности для управления течением на поверхности крыла. Поэтому ис-

следования пространственной вихревой структуры отрывных течений имеют большое практическое значение.

Изучение отрывных течений очень важно для малоразмерных летательных аппаратов различного назначения, которые в настоящее время получают все более широкое распространение. Полетное число Рейнольдса по хорде крыла у таких летательных аппаратов лежит в диапазоне Яе = 105 - 10б. Связано это с несколькими причинами: их экономичностью, уникальными возможностями для ведения воздушного наблюдения и малой уязвимостью. Пути совершенствования обтекания определяются на основании полученных исследователями новых знаний о физических процессах, протекающих при взаимодействии летящего самолета с окружающим воздухом. Большое прикладное значение имеют, помимо прочего, исследования физических явлений, возникающих на крыле при различных углах атаки: течения в присоединенном пограничном слое на поверхности крыла при малых углах атаки, а также отрывных течений, возникающих при больших углах атаки, в том числе отрыва турбулентного пограничного слоя и срыва потока с передней кромки крыла. С точки зрения практической аэродинамики, интерес к природе течения в пограничном слое связан с решением проблемы ламинаризации обтекания, а исследования отрывных течений позволяют найти пути повышения несущих свойств крыла и разработать новые методы управления отрывом.

Цель и задачи работы

Основной целью данной диссертационной работы являлось экспериментальное изучение структуры отрывных течений с учетом трехмерности обтекания при числах Рейнольдса в диапазоне Ле = 105 - 10би исследование возможностей управления отрывом на прямом крыле при различных углах скольжения с помощью метода локального воздействия. Перед началом исследований были поставлены следующие основные задачи:

- выполнить экспериментальные исследования влияния удлинения модели и угла скольжения на вихревую структуру течения при глобальном срыве потока с помощью визуализации методом саже-масляных покрытий;

- изучить возможности управления обтеканием с помощью локализованного (точечного) источника возмущения в виде вдува воздуха внутри области срыва.

- исследовать развитие возмущений в отрывном течении на модели прямого крыла до и после локального воздействия в виде выступов формы конуса и ребра.

- найти возможности управления срывным обтеканием крыла при разных углах скольжения с помощью выступов, установленных внутри области отрыва.

Научная новизна работы

До сих пор не был изучен вопрос, как краевые условия влияют на образование парных крупномасштабных вихрей на поверхности модели крыла. Дело в том, что в предыдущих экспериментах обнаруживалась только одна пара вихрей в области срыва. Однако при отрыве турбулентного пограничного слоя в задней части крыла всегда образовывалось несколько пар вихрей; как следствие высказывались предположения, что в области срыва большое влияние оказывают краевые эффекты, и вихри образуются только у боковых кромок модели. Поэтому для того, чтобы проверить эти предположения, были проведены экспериментальные исследования на моделях с разным удлинением. В работе впервые продемонстрирована зависимость вихревой структуры срывного обтекания от удлинения крыла, которая показала, как краевые условия влияют на образование парных крупномасштабных вихрей. Также было показано, что на крыле большого удлинения при срывном обтекании образуется две пары крупномасштабных вихрей, появление которых является фундаментальным свойством отрывных течений.

Отрыв потока на крыле с нулевым углом скольжения исследован уже достаточно хорошо, однако данных о влиянии угла скольжения на вихревую картину течения пока известно очень мало. В то же время малоразмерные летательные аппараты могут попадать одновременно в режимы срыва и скольжения из-за большого влияния порывов ветра на их обтекание, и поэтому такие режимы требуют внимательного изучения. В работе впервые показаны процессы перестройки структуры вихревого течения на поверхности моделей крыльев разного удлинения в зависимости от угла скольжения. Показано, что увеличение угла скольжения приводит в некоторых случаях к устранению отрыва и присоединению потока.

формированию вихревых структур, то зона отрыва претерпевает существенные изменения, вплоть до ее полного исчезновения. Конус, ребро или вдув воздуха могут влиять на картину обтекания за счет того, что препятствуют поперечным течениям в области отрыва.

Впервые проведены сравнительные исследования развития возмущений в отрывном течении и после присоединения потока с помощью локального воздействия. Показано, что в обоих случаях ламинарно-турбулентный переход происходил вблизи передней кромки крыла. Найдено, что в результате искусственного присоединения значительно изменяется частота волны, развивающаяся при переходе. Показано, что в обоих случаях развивается субгармоника основной волны, и её амплитуда становится больше амплитуды основной волны. Обнаружен эффект увеличения амплитуды пульсаций вдоль хорды в срывном течении после ламинарно-турбулентного перехода за счет роста низкочастотных колебаний.

Впервые изучена возможность управления обтеканием с помощью локального воздействия в виде выступов, расположенных внутри области отрыва на крыле, при разных углах скольжения. Найдены места на поверхности крыла, в которых выступы оказывают максимальное воздействие вплоть до присоединения потока.

На защиту выносятся:

- результаты экспериментальных исследований влияния удлинения крыла на вихревую структуру отрывных течений, а также процессы перестройки структуры вихревого течения на поверхности моделей крыльев разного удлинения в зависимости от угла скольжения;

- результаты экспериментальных исследований возможности управления обтеканием модели прямого крыла с помощью точечного воздействия - локального вдува воздуха, расположенного внутри области срыва;

- результаты экспериментальных исследований развития возмущений в отрывном течении до и после локального воздействия в виде выступов при постоянных угле атаки и скорости набегающего потока;

- результаты экспериментальных исследований обтекания модели крыла, установленной под разными углами скольжения, в которых изучались возможности управления обтеканием с помощью локального воздействия в виде выступов.

Личный вклад автора

Автор принимал непосредственное участие в экспериментальных исследованиях на всех стадиях их проведения. Им обработаны, проанализированы и обобщены данные экспериментов. Автор участвовал в подготовке публикаций к печати. Все выносимые на защиту результаты получены лично соискателем. Результаты экспериментов опубликованы с разрешения соавторов.

Научная и практическая значимость работы

В данной работе выполнен комплекс экспериментальных исследований структуры вихревого обтекания крыловых профилей в зависимости от геометрии крыла, углов скольжения и атаки, скорости набегающего потока и возможностей управления с помощью нового метода - локального воздействия на отрыв при дозвуковых скоростях потока в малотурбулентных аэродинамических трубах. Внутренняя пространственная структура отрывных течений изучалась с учетом ее трехмерности.

Было показано, что вихревые структуры являются неотъемлемым свойством отрывных течений.

Предложен новый способ управления срывом, основанный на использовании локализованных (точечных) источников возмущений, устанавливаемых позади линии отрыва в области возвратного течения. Обнаружено, что в этом случае также изменяется пространственная вихревая структура течения. Такое воздействие позволяет управлять обтеканием и в некоторых случаях полностью устранять отрыв.

Полученные сведения могут использоваться для решения практических задач по изучению и совершенствованию обтекания летательных аппаратов и для уточнения физических моделей наблюдаемых явлений.

Достоверность результатов

Благодаря использованию в работе универсальных и отработанных методов экспериментального исследования, повторяемости результатов, полученных в опытах в разное время, была обеспечена достоверность полученных результатов. Результаты работы согласуются с опубликованными данными о характеристиках подобных течений и возможностях управления обтеканием. Данные, полученные в различных разделах работы, дополняют друг друга и дают целостную, физически непротиворечивую картину изучаемого явления.

Апробация работы

Основные материалы и результаты исследований докладывались и обсуждались на семинарах Института теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения РАН, а также на следующих конференциях: Всероссийской научной конференции студентов физиков 12 (2006, Новосибирск), Международной научной студенческой конференции (2006, 2007, 2008, Новосибирск), ICMAR (2007, 2008, 2010, Новосибирск), Устойчивость и турбулентность течений гомогенных и гетерогенных жидкостей (2008, 2010, Новосибирск), Фундаментальные основы МЭМС- и нанотехнологий (2009, 2010, Новосибирск), Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии (2009, Новосибирск), XXII Юбилейном семинаре с международным участием «Струйные, отрывные и нестационарные течения» (2010, Санкт-Петербург), XI Всероссийской школе-конференции молодых ученых «Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики» (2010, Новосибирск).

Публикации

Основные результаты, представленные в диссертации, опубликованы 18 печатных работах, 3 из которых в журналах, рекомендованных ВАК РФ. Получен патент.

Структура и объём работы

Диссертация состоит из введения, шести глав, заключения и списка цитируемой литературы. Объем диссертации насчитывает 130 страниц машинописного текста, включая 59 рисунков.

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Введение

Во введении обоснована актуальность темы исследования, отмечены ее научная новизна и практическая значимость, сформулированы цели и задачи работы, показано ее место среди других исследований обтекания крыльев. Кратко излагаются структура диссертации и основные вопросы, рассматриваемые в каждой главе.

Глава 1

Проведен обзор предыдущих теоретических, численных и экспериментальных работ, посвященных явлению отрыва потока и структуре отрывных те-

чений, а также методам управления отрывом и улучшения аэродинамических характеристик крыла. Показано, что различными авторами были предложены двумерные модели отрывных течений, которые не учитывают трехмерность течения, присущую, в большинстве случаев, областям отрыва. Также затронуты изученные проблемы ламинарно-турбулентного перехода и турбулизации оторвавшегося слоя. Отмечена особенность отрывных течений, называемая «гистерезис обтекания», при котором возможны два варианта обтекания - отрывное и присоединенное. Достаточно подробно рассмотрены известные способы управления обтеканием крыльев.

Глава 2

Во второй главе приводится описание аэродинамических установок, экспериментального оборудования, с помощью которого проводились исследования, представлены данные об используемых моделях крыльев и методах исследований.

Эксперименты выполнены в малотурбулентных аэродинамических трубах Т-324 и МТ-324 ИТПМ СО РАН. Степень турбулентности свободного потока в рабочей части составляла 8 < 0,04% ие = 0,4% соответственно. Для решения поставленных задач в работе было использовано 6 моделей крыльев.

Данные о структуре обтекания крыла были получены с помощью визуализации методами саже-масляных покрытий и шелковинок, а также методами термоанемометрии и пневмометрических измерений. Представлено подробное описание автоматического измерительного комплекса, с помощью которого были проведены измерения термоанемометром и датчиком давления.

Глава 3

В третьей главе представлены результаты экспериментального изучения вихревых структур, возникающих внутри области срыва на моделях прямых крыльев и в зависимости от геометрии крыла и угла скольжения.

Для ответа на вопрос о влиянии краевых эффектов на образование парных крупномасштабных вихрей в области срыва была получена зависимость вихревой структуры течения от удлинения крыла с помощью метода саже-масляных покрытий (рис. 1). Направление потока на картинах - сверху вниз. Установлено, что на крыле большого удлинения X - 10 (отношение размаха к хорде крыла) при отрывном течении образуются две пары вихрей, т.е. можно сделать вывод, что появление таких парных вихрей не является влиянием краевых эффектов, но является фундаментальным свойством отрывных течений.

Также в этой главе показаны процессы перестройки структуры вихревого течения на поверхности моделей крыльев разного удлинения в зависимости от угла скольжения. Продемонстрировано, что появление угла скольжения приводит к возникновению несимметричных вихревых структур и, при большом угле скольжения, к их полному исчезновению. Необходимо заметить, что на скользящих крыльях области отрывного обтекания могут близко соседствовать с областями присоединённого течения.

ГЛ

а) Крыло малого удлинения X = 0,7.

-^¿л ! ! Г

б) Крыло умеренного удлинения Х = 2.

Южж

в) Крыло среднего удлинения X = 4,8. г) Крыло большого удлинения X = 10.

Рис. 1. Зависимость вихревой структуры течения от удлинения крыла.

Глава 4

Данная глава посвящена экспериментальному исследованию возможности управления обтеканием модели прямого крыла с помощью точечного воздействия — локального вдува, которое производилось внутри области отрыва. Метод основан на полученных в предыдущих исследованиях данных о существовании трехмерной вихревой структуры течения внутри области срыва. Объектом исследований являлась структура течения до и после локального воздействия воздухом.

Первая серия экспериментов проводилась на модели малого удлинения X = 0,7. Было обнаружено, что при срыве потока на крыле возникает пара крупномасштабных вихрей, вращающихся в плоскости крыла. Показано, что вдув через одно отверстие, расположенное между этими вихрями вблизи линии поперечного растекания потока, позволяет устранить срыв (рис. 2) и, судя по распределению статического давления на верхней поверхности модели, значитель-

точка вдува

гл \ а ^ \ 1 / 11 11 11

Рис. 2. Структура обтекания до и после локального вдува воздуха.

но увеличить несущие свойства крыла (рис. 3). Оказалось, что, изменяя местоположение отверстия вдува воздуха и его геометрические размеры, можно обеспечить полное или частичное присоединение потока.

Вторая серия экспериментов проводилась на крыле умеренного удлинения X = 2. В работе продемонстрирована эволюция развития вихревых структур с увеличением угла атаки до и после локального воздействия воздуха. Угол атаки изменялся с нулевого значения до критического, при котором наблюдается

Рис. 3. Распределение статического давления при двух режимах обтекания. х/Ь - продольная координата, отнесенная к хорде модели.

глобальный срыв потока. Было установлено, что точечное воздействие локального вдува на модели крыла может влиять на срыв потока, значительно уменьшая область отрыва, и тем самым может быть применено для управления обтеканием. Так, например, при воздействии вдува воздуха на угле атаки а= 14° происходит устранение срыва. На поверхности течение присоединяется и образуется локальная отрывная зона вблизи передней кромки крыла имеющая форму «бабочки» (рис. 4). Как показали термоанемометрические измерения, высота этой области не превышает 2 мм.

ЩИРРЯРЯ

уточка вдува

Рис. 4. Структура обтекания до и после локального воздействия вдува воздуха.

Глава 5

В пятой главе представлены результаты экспериментальных исследований обтекания модели прямого крыла, установленной под постоянным углом атаки, в режиме обтекания, при котором на поверхности крыла возникает срыв потока вблизи передней кромки или, при локальном воздействии, присоединенное течение с ламинарно-турбулентным переходом вблизи передней кромки крыла. В качестве локального воздействия использовались выступы в форме конуса или ребра, которые также устанавливались внутри области срыва. Впервые проведены сравнительные исследования развития возмущений при срыве и в присоединенном течении на одной модели крыла при одних и тех же скорости потока и угле атаки.

Было установлено, что точечное локальное воздействие внутри области срыва позволяет преобразовать течение из срывного в присоединенное (рис. 5). Термоанемометрические измерения, выполненные вдоль хорды модели на 1/4 части по размаху крыла, дали результаты, подтверждающие существование срыва потока без локального воздействия и присоединенное течение при

1ЯШ

\ш —>4г 1( \ \\Ш

\Щ / 1 1 II/

/Д1| V Ч 1 (х1

'л Г л *

а) срывной режим обтекания

б) присоединенное течение

Рис. 5. Структура течения до и после установки выступа в виде конуса.

локальном воздействии (рис. 6). В случае естественного обтекания профили средней скорости течения, начиная с точки х/Ь = 0,05, имеют отрывную форму (х/Ь - продольная координата, отнесенная к хорде модели). В режиме обтекания с локальным воздействием профили средней скорости имеют форму, показывающую, что от передней до задней кромки модели крыла течение присоединенное (рис. 6, а). Также была получена кривая нарастания пульсаций вдоль хорды крыла при обоих режимах обтекания. Изменение уровня возмущений вдоль линии равной средней скорости, составляющей 0,5 от скорости набегающего потока, что соответствует максимуму амплитуды пульсаций, показано на рис. 6, б. При обоих режимах обтекания наблюдаются пики амплитуды пульсаций при ламинарно-турбулентном переходе примерно в одной и той же области х/Ь = 0,08 - 0,1 над моделью крыла. Обнаружен эффект увеличения амплитуды пульсаций вдоль хорды в срывном течении после ламинарно-турбулентного перехода за счет роста низкочастотных колебаний. Необходимо отметить, что в режиме обтекания с локальным воздействием пик амплитуды пульсаций расположен над областью отрывного пузыря, существование которого было подтверждено визуализацией и измерениями статического давления на поверхно-

у, мм

х/И=0,27

х/Ь-0,62

-И

О 10 20 30 0 10 20 30 0 10 20 30 0 10 20 30 0 10 20 30 0 10 20 30 0 10 20 30

и, м/с

и'/ио, %

Рис. 6. Средняя скорость и амплитуда пульсаций

а - профили средней скорости, б - кривые нарастания пульсаций, о - течение без локального воздействия, • -течение с локальным воздействием.

сти модели крыла - «полочка» на графике при х/Ь = ОД (рис. 7). Эти измерения показали существенную разницу между уровнем разряжения над верхней поверхностью крыла потока в двух режимах обтекания.

Частотный состав пульсаций, развивающихся при переходе к турбулентности, показан на рис. 8. Переход от ламинарного к турбулентному течению происходит через развитие пакета волн неустойчивости, что наблюдается как в срывном режиме в области х/Ь = 0,053 - 0,066 (частота волны 3,2 кГц), так и в присоединенном течении при х/Ь = 0,067 - 0,075 (частота волны 8 кГц). Найдено,

что в обоих случаях развивается субгармоника основной волны и её амплитуда постепенно становится больше амплитуды основной волны. При смещении вниз по потоку (х/с = 0,8) нарастает амплитуда пульсаций в области низких частот, причем при срыве она больше, чем в присоединенном течении.

-о- срывной режим обтекания

-•- течение с локальным воздействием

Рис. 7. Распределение статического давления на верхней поверхности

крыла

Аи(0

2 4 6 8 10 12 14 16

Аи№

6 8 10 12 14 16

{, кГц

а) режим естественного обтекания. Рис. 8. Частотный состав пульсаций в пограничном слое вдоль хорды крыла.

£ кГц

б) течение с локальным воздействием.

Глава 6

Описанные выше эксперименты оставили открытым вопрос о возможности управления обтеканием крыла, установленном на разных углах скольжения, при срыве потока. Для решения этого вопроса были проведены экспериментальные исследования, описанные в данной главе. Как и в предыдущих исследованиях, локальное воздействие оказывалось внутри области срыва. Объектом исследований была структура течения до и после локального воздействия. Основным методом исследований была саже - масляная визуализация. Первым этапом экспериментов стало изучение эволюции вихревых структур в области отрыва при изменении угла скольжения. В экспериментах использовалась модель крыла умеренного удлинения X = 3,7. Результаты исследований показали, что область срыва, с образованием крупномасштабных вихрей и зоны возвратного течения, занимает почти всю площадь поверхности крыла при углах скольжения р = 0° и 15°, и только при р = 30° на половине по площади крыла наблюдалось безотрывное обтекание (рис. 9). При дальнейшем увеличении угла скольжения срыв потока с передней кромки исчезал, и на крыле наблюдалось присоединенное течение.

На втором этапе экспериментов было обнаружено, что выступы в виде конуса или ребра значительно изменяют картину течения ввиду того, что препятствуют поперечным течениям в области отрыва. Найдены места на поверхности крыла при разных углах скольжения, в которых ребра оказывают максимальное воздействие (рис. 10). Это область вблизи передней кромки модели вниз по потоку от фокуса вихря, в которой наблюдается возвратное течение. Эффект от выступов в виде конуса и ребра, установленных в одних и тех же местах вблизи передней кромки в области срыва, одинаков.

Рис. 9. Процессы перестройки вихревого течения в зависимости от угла скольжения.

Рис. 10. Влияние локального воздействия на структуру вихревого течения.

Заключение

В работе выполнен комплекс экспериментальных исследований отрывного обтекания моделей крыльев и возможностей управления отрывом с помощью локального воздействия с учетом таких факторов, как форма профиля, удлинение крыла, скорость набегающего потока, углы скольжения и атаки. Полученные сведения могут использоваться для решения практических задач по изучению и совершенствованию обтекания летательных аппаратов и для уточнения физических моделей наблюдаемых явлений.

Основные результаты работы заключаются в следующем:

• Определена структура вихревого обтекания моделей крыльев при различных углах скольжения (в диапазоне от 0° до 45°) и атаки (в диапазоне от 0° до 21°). Показано влияние этих параметров на процессы перестройки течения вблизи поверхности моделей крыльев. Найдено, что увеличение угла скольжения приводит, в некоторых случаях, к устранению отрыва и присоединению потока. Определен критерий по удлинению крыла, при котором происходит деление и образование новых крупномасштабных вихревых пар.

• Используя полученные данные о картине отрывного обтекания, предложен новый метод локального воздействия на структуру течения. Показано,

= 30°

что преобразовать течение из срывного в присоединенное можно с помощью локального воздействия в одной точке на поверхности модели, причём эта точка находится внутри области срыва.

• Показано, что в качестве локального воздействия можно использовать как точечный вдув воздуха, так и выступы в виде ребер или конусов. Продемонстрировано, что механизм воздействия во всех этих случаях имеет общую природу, вследствие того, что создается препятствие поперечным течениям в области отрыва, которое, в свою очередь, приводит к значительному изменению картины обтекания.

• Установлено, что точечное локальное воздействие на модели крыла может влиять на срыв потока при всем его многообразии, вплоть до полного устранения отрыва, если заранее известна структура течения вблизи крыла. Тем самым этот метод может быть применен для управления обтеканием.

Литература

В разделе цитируемой литературы указано 125 ссылок на источники.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ДИССЕРТАЦИИ ОПУБЛИКОВАНЫ В СЛЕДУЮЩИХ РАБОТАХ

Статьи в рецензируемых журналах, рекомендованных ВАК для публикации основных результатов диссертации

1. Занин Б. Ю., Зверков И. Д., Козлов В. В., Павленко А. М. О новых методах управления дозвуковыми отрывными течениями // Вестник НГУ. Серия Физика. 2007. Том 2, выпуск 1. С. 10-18.

2. Занин Б.Ю., Козлов В.В., Зверков И.Д., Павленко A.M. Вихревая структура отрывных течений на моделях крыльев при малых скоростях потока // Известия РАН. Механика жидкости и газа. 2008. № 6. С. 114- 120.

3. Павленко A.M., Занин Б.Ю., Катасонов М.М., Зверков И.Д. Преобразование структуры отрывного течения с помощью локального воздействия //Теплофизика и аэромеханика. 2010. Т. 17, №1. С. 17-22.

Патент

4. Патент РФ № 2328411. Способ управления отрывом потока / Занин Б.Ю., Козлов В.В., Зверков И.Д., Павленко А.М; заявитель и патентообладатель ИТПМ СО РАН; заявл. 07.07.2006; опубл. 10.07.2008.

Материалы конференций

5. Павленко A.M. Применение локального вдува для управления срывом потока на модели крыла // Материалы докладов конференции ВНКСФ-12. Новосибирск, 2006. С. 675.

6. Павленко A.M. Применение локального вдува для управления срывом потока на модели крыла // Материалы докладов конференции МНСК XLIV. Новосибирск, 2006. С. 42.

7. Павленко A.M. Управление обтеканием модели крыла с помощью локального вдува воздуха // Материалы докладов конференции MHCKXLV. Новосибирск, 2007. С. 39.

8. Zanin B.Yu., Kozlov V.V., Zverkov I.D., Pavlenko A.M. Receptivity of subsonic separated flows to external influence // Int. Conference on the Methods of Aerophysical Research: Proc. Part. 1. Novosibirsk, 2007. P. 210-215.

9. Павленко A.M. Пространственная структура отрывного течения до и после точечного воздействия // Материалы докладов конференции МНСК XL VI. Новосибирск, 2008. С. 104.

Ю.Павленко A.M., Зверков И.Д. Особенности обтекания скользящего крыла малоразмерного летательного аппарата (MJIA) // Устойчивость и турбулентность течений гомогенных и гетерогенных жидкостей: тезисы докладов. Выпуск 11. Новосибирск, 2008. С. 237.

11.Павленко А.М., Занин Б.Ю., Катасонов М.М., Зверков И.Д. Переход к турбулентности в отрывном течении до и после локального воздействия // Фундаментальные основы МЭМС- и нанотехнологий: тезисы докладов. Новосибирск, 2009. С. 41.

12.Павленко A.M. Развитие возмущений в отрывном течении до и после локального воздействия // Тезисы докладов VII всероссийской конференции молодых ученых «Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии». Новосибирск, 2009. С. 172-174.

13.Павленко A.M. Обзор новых результатов по локальному управлению отрывными течениями // Устойчивость и турбулентность течений гомогенных и гетерогенных жидкостей: доклады всероссийской молодежной конференции. Выпуск 12. Новосибирск, 2010. С. 229-232.

14.Павленко A.M. Восприимчивость отрывных течений к возмущениям от локальных источников // Фундаментальные основы МЭМС- и нанотехно-логий: тезисы докладов. Новосибирск, 2010. С. 105.

15.Zanin B.Yu., Zverkov I.D., Kozlov V.V., Pavlenko A.M. Three-dimensional vortex structures on a swept wing at low Reynolds numbers // Int. Conference on the Methods of Aerophysical Research: Proc. Part. 1. Novosibirsk, 2008. P. 210-211.

16.3анин Б.Ю., Козлов B.B., Зверков И.Д., Павленко A.M. Управление отрывом с помощью локального воздействия // Тезисы докладов XXII Юбилейного семинара с международным участием «Струйные, отрывные и нестационарные течения». Санкт-Петербург, 2010. С. 218-219.

17.PavIenko A.M., Zanin B.Yu., Katasonov M.M. Experimental study of separated flows structure and methods of flow separation control // Int. Conference on the Methods of Aerophysical Research: Abstr. Pt. 1. Novosibirsk, 2010. P. 203-204.

18.Павленко A.M., Занин Б.Ю., Катасонов M.M. Влияние локальных источников возмущения на структуру отрывного течения при малых числах Рейнольдса // Тезисы докладов XI Всероссийской школы-конференции молодых ученых «Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики». Новосибирск, 2010. С. 71.

Ответственный за выпуск А.М. Павленко

Подписано к печати 19.05.2011 Усл. печ. л 1.0, Уч.-изд. л. 1.0, Тираж 100, Заказ № 7 Формат бумаги 60x84/16

Отпечатано на ризографе ЗАО "ДокументСервис" 630090, Новосибирск-90, Институтская, 4/1

Содержание диссертации автор исследовательской работы: кандидата физико-математических наук, Павленко, Александр Михайлович

Основные условные обозначения.

Введение.

Глава I. Обзор.

1.1. Явление отрыва потока и структура отрывных течений.

1.2. Методы управления отрывом и улучшения аэродинамических характеристик крыла.

Глава II. Методы исследований.

2.1. Аэродинамические установки и координатные устройства.

2.2. Экспериментальные модели крыльев.

2.3. Методики экспериментов.

2.3.1. Визуализация методом саже-масляных покрытий и шелковинок.

2.3.2. Термоанемометрические измерения.

2.3.3. Методика пневмометрических измерений.

Глава III. Вихревая структура отрывных течений на прямом и скользящем крыле.

3.1. Условия проведения эксперимента.

3.2. Зависимость структуры обтекания от удлинения крыла.

3.3. Процессы перестройки структуры вихревого течения на поверхности моделей крыльев разного удлинения в зависимости от угла скольжения.

3.3.1. Крыло умеренного удлинения.

3.3.2. Крыло среднего удлинения.

3.3.3. Крыло большого удлинения.

3.4. Выводы к главе III.

Глава IV. Управление обтеканием модели с помощью локального вдува воздуха.

4.1. Условия проведения эксперимента.

4.2. Влияние локального воздействия при срывном режиме обтекания на крыле малого удлинения.

4.3. Эволюция развития вихревых структур с увеличением угла атаки до и после локального воздействия.

4.4. Выводы к главе IV.

Глава V. Преобразование структуры отрывного течения с помощью выступов.

5.1. Условия проведения эксперимента.

5.2. Влияние выступов на вихревую структуру.

5.3. Развитие возмущений в отрывном течении до и после локального воздействия.

5.4. Выводы к главе V.

Глава VI. Изучение возможностей управления отрывом с помощью локального воздействия при различных углах скольжения.

6.1. Условия проведения эксперимента.

6.2. Трансформация отрывной зоны с изменением угла скольжения.

6.3. Влияние выступов на вихревую структуру обтекания.

6.4. Выводы к главе VI.

Введение диссертация по механике, на тему "Изучение вихревой структуры отрывных течений и методов управления отрывом на моделях крыльев при малых числах Рейнольдса"

Актуальность темы. При разработке перспективных летательных аппаратов большое внимание уделяется вопросам совершенствования обтекания для уменьшения расхода топлива, увеличения дальности полета и пассажировместимости самолета, улучшения устойчивости и управляемости в экстремальных ситуациях и, в конечном счете, для повышения конкурентоспособности данного образца авиационной техники. Пути совершенствования обтекания определяются на основании полученных исследователями новых знаний о физических процессах, протекающих при взаимодействии летящего самолета с окружающим воздухом. Большое прикладное значение имеют, помимо прочего, исследования физических явлений, имеющих место на крыле при различных углах атаки: течения в присоединенном пограничном слое на поверхности крыла при малых углах атаки, а также отрывных течений, возникающих при больших углах атаки, в том числе отрыва турбулентного пограничного слоя и срыва потока с передней кромки крыла. С точки зрения практической аэродинамики, интерес к природе течения в пограничном слое связан с решением проблемы ламинаризации обтекания, а исследования отрывных течений позволяют найти пути повышения несущих свойств крыла и разработать новые методы управления отрывом.

Отрыв потока — это одно из физических явлений, возникающих при движении газов или жидкостей над твердой поверхностью или, наоборот, при движении тела в неподвижной жидкости или газе, заключающееся в том, что поток перестает двигаться вдоль поверхности и отходит от нее. Два фактора являются определяющими для возникновения отрыва потока: вязкость и изменение давления вдоль поверхности. Необходимым условием отрыва потока от поверхности является возрастание давления в направлении течения, т.е. положительный (неблагоприятный) градиент давления. Такие условия возникают, например, при обтекании крыла. Верхняя поверхность крыла обычно имеет выпуклую форму, что и приводит к появлению неблагоприятного градиента давления и отрыва потока в задней части крыла. Влияние вязкости приводит к тому, что вблизи поверхности поток теряет скорость из-за трения о поверхность, возникает тонкий слой воздуха, условно говоря, «прилипший» к поверхности, называемый пограничным слоем. В пограничном слое скорость движения воздуха увеличивается с увеличением расстояния от поверхности. Рассматриваемый в литературе отрыв потока во многих случаях является отрывом пограничного слоя. Под влиянием нарастающего давления происходит торможение потока, причем быстрее тормозятся частицы воздуха внутри пограничного слоя, поскольку у них меньше скорость и, следовательно, меньше запас кинетической энергии. В ч некотором сечении трение на стенке исчезает; это и есть точка отрыва потока. За этой точкой возникает возвратное течение от задней кромки крыла к передней.

Изучение отрыва потока было и остается задачей многочисленных исследований. В результате различными авторами предложены двумерные модели отрывных течений и вплоть до начала 8Ох гг. предполагалось, что в случае обтекания двумерного крыла течение в области отрыва также является двумерным, за исключением концевых эффектов. Последующие наблюдения показали, что эти предположения неверны, так как такие модели не учитывают трехмерность течения, присущую в большинстве случаев областям отрыва. Было обнаружено, что в случае глобального срыва потока с передней кромки крыла на верхней поверхности, внутри отрывной области, существуют крупномасштабные вихри в форме «грибообразных» структур, вращающиеся в плоскости крыла и создающие перетекание потока в поперечном направлении. Систематического изучения подобных явлений не проводилось. Не изучались различия трехмерных структур при срыве и при турбулентном отрыве, поведение этих структур при внешних воздействиях и причины их возникновения. Предполагалось лишь, что образование трехмерной картины течения связано с неустойчивостью течения в слое смешения над областью отрыва. Исследования развития возмущений в оторвавшемся течении могут пролить свет на этот вопрос. Хотя имеется большое количество работ по изучению отрывных течений, необходимо отметить, что их авторы подробно исследуют распределенные средние характеристики течения (распределение давления и средней скорости, суммарные аэродинамические характеристики и структуру течения) в двумерной постановке, но не приводят исследований влияния трехмерности течения на развитие возмущений. Ввиду этого важное новое направление в изучении отрывных течений, развиваемое в данной работе, — исследование их внутренней пространственной структуры.

Новый способ улучшения обтекания — воздействие именно на крупномасштабные вихри, возникающие в зоне срыва. Оказалось, что эти вихри обладают восприимчивостью к внешним возмущениям, и это их свойство дает новые возможности для управления течением на поверхности крыла. Поэтому исследования пространственной вихревой структуры отрывных течений имеют большое практическое значение.

Изучение отрывных течений очень важно для малоразмерных летательных аппаратов различного назначения, которые в настоящее время получают все более широкое распространение. Полетное число Рейнольдса по хорде крыла у таких летательных аппаратов лежит в диапазоне Яе = 10э - 106. Связано это с несколькими причинами: их экономичностью, уникальными возможностями для ведения воздушного наблюдения и малой уязвимостью. Пути совершенствования обтекания определяются на основании полученных исследователями новых знаний о физических процессах, протекающих при взаимодействии летящего самолета с окружающим воздухом. Большое прикладное значение имеют, помимо прочего, исследования физических явлений, возникающих на крыле при различных углах атаки: течения в присоединенном пограничном слое на поверхности крыла при малых углах атаки, а также отрывных течений, возникающих при больших углах атаки, в том числе отрыва турбулентного пограничного слоя и срыва потока с передней кромки крыла. С точки зрения практической аэродинамики, интерес к природе течения в пограничном слое связан с решением проблемы ламинаризации обтекания, а исследования отрывных течений позволяют найти пути повышения несущих свойств крыла и разработать новые методы управления отрывом.

Целью данной диссертационной работы являлось экспериментальное изучение структуры отрывных течений с учетом трехмерности обтекания при числах Рейнольдса в диапазоне Яе = 105-106 и исследование возможностей управления отрывом на прямом крыле при различных углах скольжения с помощью метода локального воздействия. Перед началом исследований были поставлены следующие основные задачи: а) выполнить экспериментальные исследования влияния удлинения модели и угла скольжения на вихревую структуру течения при глобальном срыве потока с помощью визуализации методом саже-масляных покрытий; б) изучить возможности управления обтеканием с помощью локализованного (точечного) источника возмущения в виде вдува воздуха внутри области срыва; в) исследовать развитие возмущений в отрывном течении на модели прямого крыла до и после локального воздействия в виде выступов формы конуса и ребра; г) найти возможности управления срывным обтеканием крыла при разных углах скольжения с помощью выступов, установленных внутри области отрыва.

Научная новизна. До сих пор не был изучен вопрос, как краевые условия влияют на образование парных крупномасштабных вихрей на поверхности модели крыла. Дело в том, что в предыдущих экспериментах обнаруживалась только одна пара вихрей в области срыва. Однако при отрыве турбулентного пограничного слоя в задней части крыла всегда образовывалось несколько пар вихрей; как следствие высказывались предположения, что в области срыва большое влияние оказывают краевые эффекты, и вихри образуются только у боковых кромок модели. Поэтому для того, чтобы проверить эти предположения, были проведены экспериментальные исследования на моделях с разным удлинением. В работе впервые продемонстрирована зависимость вихревой структуры срывного обтекания от удлинения крыла, которая показала, как краевые условия влияют на образование парных крупномасштабных вихрей. Также было показано, что на крыле большого удлинения при срывном обтекании образуется две пары крупномасштабных вихрей, появление которых является фундаментальным свойством отрывных течений.

Отрыв потока на крыле с нулевым углом скольжения исследован уже достаточно хорошо, однако данных о влиянии угла скольжения на вихревую картину течения пока известно очень мало. В тоже время малоразмерные летательные аппараты могут попадать одновременно в режимы срыва и скольжения из-за большого влияния порывов ветра на их обтекание, и поэтому такие режимы требуют внимательного изучения. В работе впервые показаны процессы перестройки структуры вихревого течения на поверхности моделей крыльев разного удлинения в зависимости от угла скольжения. Показано, что увеличение угла скольжения приводит, в некоторых случаях, к устранению отрыва и присоединению потока.

В работе впервые продемонстрирована возможность управления отрывным обтеканием крыла с помощью локального воздействия в виде точечного вдува воздуха или выступа в форме конуса или ребра. Отличие этого метода в том, что влияние оказывается внутри области срыва, тем самым воздействие происходит на внутреннюю вихревую структуру. Существует тесная взаимосвязь между вихрями и областью отрыва в целом. Если помешать формированию вихревых структур, то зона отрыва претерпевает существенные изменения, вплоть до ее полного исчезновения. Конус, ребро или вдув воздуха могут влиять на картину обтекания за счет того, что препятствуют поперечным течениям в области отрыва.

Достоверность полученных результатов. Благодаря использованию в работе универсальных и отработанных методов экспериментального исследования, повторяемости результатов, полученных в опытах в разное время, была обеспечена достоверность полученных результатов. Результаты работы согласуются с опубликованными данными о характеристиках подобных течениях и возможностей управления обтеканием. Данные, полученные в различных разделах работы, дополняют друг друга и дают целостную, физически непротиворечивую картину изучаемого явления.

Научная и практическая ценность. В данной работе выполнен комплекс экспериментальных исследований структуры вихревого обтекания крыловых профилей в зависимости от геометрии крыла, углов скольжения и атаки, скорости набегающего потока и возможностей управления с помощью нового метода - локального воздействия на отрыв при дозвуковых скоростях потока в малотурбулентных аэродинамических трубах. Внутренняя пространственная структура отрывных течений изучалась с учетом ее трехмерности.

Было показано, что вихревые структуры являются неотъемлемым свойством отрывных течений.

Предложен новый способ управления срывом, основанный на использовании локализованных (точечных) источников возмущений, устанавливаемых не на передней кромки, а позади линии отрыва в области возвратного течения. Обнаружено, что в этом случае также изменяется пространственная вихревая структура течения. Такое воздействие позволяет управлять обтеканием и, в некоторых случаях, полностью устранять отрыв.

На защиту выносятся результаты экспериментальных исследований влияния удлинения крыла на вихревую структуру отрывных течений, а также процессы перестройки структуры вихревого течения на поверхности моделей крыльев разного удлинения в зависимости от угла скольжения; результаты экспериментальных исследований возможности управления обтеканием модели прямого крыла с помощью точечного воздействия — локального вдува воздуха, расположенного внутри области срыва; результаты экспериментальных исследований развития возмущений в отрывном течении до и после локального воздействия в виде выступов при постоянных угле атаки и скорости набегающего потока; результаты экспериментальных исследований обтекания модели крыла, установленной под разными углами скольжения, в которых изучались возможности управления обтеканием с помощью локального воздействия в виде выступов.

Апробация работы. Основные материалы и результаты исследований докладывались и обсуждались на семинарах Института теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения РАН, а также на следующих конференциях: Всероссийская научная конференция студентов физиков 12 (2006, Новосибирск), Международная научная студенческая конференция (2006, 2007, 2008, Новосибирск), 1СМАЯ (2007, 2008, 2010, Новосибирск), Устойчивость и турбулентность течений гомогенных и гетерогенных жидкостей (2008, 2010, Новосибирск), Фундаментальные основы МЭМС- и нанотехнологий (2009, 2010, Новосибирск), Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии (2009, Новосибирск), XXII Юбилейный семинар с международным участием «Струйные, отрывные и нестационарные течения» (2010, Санкт-Петербург), XI Всероссийская школа-конференция молодых ученых «Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики» (2010, Новосибирск).

Публикации. Основные результаты, представленные в диссертации, опубликованы 18 печатных работах, 3 из которых в журналах, рекомендованных ВАК РФ. Получен патент.

Структура и объём диссертации. Диссертация состоит из введения, шести глав, заключения и списка цитируемой литературы. Объем диссертации насчитывает 130 страниц машинописного текста, включая 59 рисунков.

Заключение диссертации по теме "Механика жидкости, газа и плазмы"

Основные результаты работы заключаются в следующем:

Определена структура вихревого обтекания моделей крыльев при различных углах скольжения (в диапазоне от 0° до 45°) и атаки (в диапазоне от 0° до 21°). Показано влияние этих параметров на процессы перестройки течения вблизи поверхности моделей крыльев. Найдено, что увеличение угла скольжения приводит, в некоторых случаях, к устранению отрыва и присоединению потока. Определен критерий по удлинению крыла, при котором происходит деление и образование новых крупномасштабных вихревых пар.

• Используя полученные данные о картине отрывного обтекания, предложен новый метод локального воздействия на структуру течения. Показано, что преобразовать течение из срывного в присоединенное можно с помощью локального воздействия в одной точке на поверхности модели, причём эта точка находится внутри области срыва.

Показано, что в качестве локального воздействия можно использовать как точечный вдув воздуха, так и выступы в виде ребер или конусов. Продемонстрировано, что механизм воздействия во всех этих случаях имеет общую природу, вследствие того, что создается препятствие поперечным течениям в области отрыва, которое, в свою очередь, приводит к значительному изменению картины обтекания.

Установлено, что точечное локальное воздействие на модели крыла может влиять на срыв потока при всем его многообразии, вплоть до полного устранения отрыва, если заранее известна структура течения вблизи крыла. Тем самым этот метод может быть применен для управления обтеканием.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ.

Список источников диссертации и автореферата по механике, кандидата физико-математических наук, Павленко, Александр Михайлович, Новосибирск

1. Чжен П. Отрывные течения. // Т 1. М.: Мир, 1972. 300 с.

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

3. Horton Н.Р. A semi-empirical theory for the growth and bursting of laminar separation bubbles.//Aeronaut. Research Council CP. 1967. No. 1073.

4. Жук В.И., Рыжов О.С. Свободное взаимодействие и устойчивость пограничного слоя в несжимаемой жидкости. // Докл. АН СССР. 1980.1. Т. 253(6). С.1326-1329.

5. Smith F.T. On the non-parallel flow stability of Blasius boundary layer. // Proc. Roy. Soc. London Sr. A. 1979. Vol. 366. P. 91-109.

6. Briley W.R. A numeral study of laminar separation bubble using the Navier-Stokes equations. //J. Fluid Mech. 1971. Vol. 47. P. 713-736.

7. Bestek H., Gruber K., Fasel H. Self-exited unsteadiness of laminar separation bubbles caused by natural transition. // The Prediction and Exploitation of separated Flow / Royal Aeronautical Society. London, 1989. P. 14.1-14.16

8. Dallmann U., Herberg Т., Gebing H., Su W.H., Zhang H.Q. Flow field diagnostics: Topological flow changes and spatio-temporal flow structure. AIAA Paper N95-0791. 1995.

9. Gaster M. The structure and behavior of separation bubbles. ARC R and M 3595. 1967.

10. Arena A.V., Mueller T.J. Laminar separation, transition, and turbulent reattachment near the leading edge of airfoils. // AIAA J. 1980. Vol. 18(7). P. 747-753.

11. Rannacher J., Untersuchung von geraden ebeden Fluge 1 gittern im kritischen Reynoldszahlbereich. // Kurzfassung in Maschinenbautechnik. 1969.

12. Gates E.M. Observation of transition on some axisymmetric bodies. // Laminar-Turbulent Transition. Eds. R. Epper, H. Fasel. Berlin: SpringerVerlag. 1980. P. 351-353.

13. Brendel M., Mueller T.J., Boundary-layer measurements on an airfoil at low Reynolds numbers. // J. Aircaft. 1988. Vol. 25. P. 612-617.

14. Cousteix J., Pailhas G. Étude exploretore d'un prosessus de transition laminaire-turbulent au voisinage du decollement d'une couche laminare. // La Recherche Aérospatinale. 1979. № 3. P. 213-218.

15. Leblanc P., Blackweier R., Liebec R. Experimental results on separation on two airfoil at low Reynolds numbers. // 29th Aerospace Sciences Meeting. Reno. USA. 1991.

16. Бойко A.B., Довгаль A.B., Козлов В.В., Щербаков В.А. Неустойчивость и восприимчивость пограничного слоя в окрестности двумерных неоднородностей поверхности. // Изв.СО АН СССР. Сер. техн. наук. 1990. Вып. 1. С. 50-56.

17. Довгаль А.В., Козлов В.В. Устойчивость отрывного течения в двугранном угле. // Изв.СО АН СССР. Сер. техн. наук. 1984. Вып. 1(4). С. 47-51.

18. Masad J.A., Nayfeh А.Н. Stability of separating boundary layers. // Fourth Intern. Conf. of Fluid Mench.Vol. 1. Alexandria. 1992. P. 261-278.

19. Masad J.A., Nayfeh A.H. The influence of imperfections on the stability of subsonic boundary layers. // Instabilities and Turbulence in Engineering Flows / Eds. D.E. Ashpis et al. Netherlands: Kluwer. 1993. P. 65-82.

20. Бойко A.B., Довгаль A.B., Козлов В.В. и др. Отрыв ламинарного течения на двумерном препятствии в пограничном слое. Новосибирск, 19886. (Препринт / АН СССР. Сиб. отд-ние. Ин-т теорет. т прикл. механики; 7-88).

21. Левченко В.Я., Володин А.Г., Гапонов С.А. Характеристики устойчивости пограничных слоев. Новосибирск: Наука. Сиб. отд-ние, 1975.

22. Герценштейн С.Я. О влиянии единичной шероховатости на возникновение турбулентности. // Изв.СО АН СССР. Механика жидкости и газа. 1966. № 2. С. 163-166.

23. Klebanoff P.S., Tidstrom K.D. Mechanism by which a two-dimensional roughness element induces boundary-layer transition. // Phys. Fluids. 1972. V. 15(7). P. 1173 1188.

24. Michalke A. On the inviscid instability of wall-bounded velocity profiles close to separation // Z. Flugwiss. Weltraumforsch. 1990. Vol. 14. P. 2431.

25. Taghavi H., Wazzan A.R. Spatial stability of some Falkner Skan profiles with reversed flow. // Phys. Fluids. 1974. Vol. 17(12). P. 2181-2183.

26. Nayfeh A.H., Ragab S.A., Masad J.A. Effect of a bugle on the subharmonic instability of boundary layers // Phys. Fluids A. 1990. Vol. 2(6). P.937-948.

27. Browand F.R. An experimental investigation of the instability of incompressible separated shear layer. // J. Fluid Mech. 1966. Vol. 26. P. 281-307.

28. Kachanov Yu., Levchenko V.Ya. The resonant interaction of disturbances at laminar-turbulent transition in a boundary layer. // J. Fluid Mech. 1984. Vol. 138. P. 209-247.

29. Miksad R.W. Experiment on the non-linear stages of free-shear layer transition. // J. Fluid Mech. 1972. Vol. 56. P. 695-719.

30. Sato H. Further investigation on the transition of two-dimensional separated layers at subsonic speed. // J. Phys. Soc. Japan. 1959. Vol. 14(12). P. 1797-1810.

31. Бойко A.B., Довгаль A.B., Козлов B.B. Нелинейные взаимодействия возмущений при переходе к турбулентности в зоне отрыва ламинарного пограничного слоя. // Изв. СО АН СССР. Сер. техн. наук. 1988а. Вып. 5(18). С. 44-49.

32. Качанов Ю.С., Козлов В.В., Левченко В.Я. Эксперименты по нелинейному взаимодействию волн в пограничном слое. Новосибирск. 19786. (Препринт / АН СССР. Сиб. отделение. Ин-т теорет. и прикл. механики; 16-18).

33. Miksad R.W., Jones F.L., Powers E.J. Measurements of nonlinear interactions during natural transition of a symmetric wake. // Phys. Fluids. 1983. Vol.26. P. 1402-1409.

34. Hasan M.A.Z. The flow over a backward-facing step under controlled perturbation: laminar separation. // J. Fluid Mech. 1992. Vol. 238. P. 73-96.

35. Roos F.W., Kegelman J.T. Control of coherent structures in reattaching laminar and turbulent shear layers. // AIAA J. 1986. Vol. 24. P. 1956-1963.

36. Sigurdson L.W., Roshko A. The structure and control of a turbulent reattaching flow. // Turbulence Management and Relaminarization / Eds. H.W. Liepmann, R. Narasimha. Springer-Verlag. 1988. P. 497-514.

37. Kiya M., Shimizu M., Mochizuki O., Ido Y., Tezuka H. Active forcing of an axisymmetric leading-edge turbulent separation bubble. // AIAA Pap. No. 93-3245. 1993.

38. Hammond D.A., Redekopp L.G. Local and global instability properties of separation bubbles. // Eur. J. Mech., B/Fluids. 1998. Vol. 17(2). P. 145-164.

39. Bogucki D.J., Redekopp L.G. A mechanism for sediment resuspension by internal solitary waves. // Geophysical Research Letters. 1999. Vol. 26(9). P. 1317-1320.

40. Hein S., Theofilis V., Dallmann U. Unsteadiness and three-dimensionality of steady two-dimensional laminar separation bubbles as result of linear instability mechanisms. // DLR IB. Goettingen. 1998. No. 223-98 A 39.

41. Choi D.H., Kang D.J. Calculation of separation bubbles using a partially parabolized Navier-Stokes procedure. //AIAA J. 1991. Vol. 29(8). P. 1267.

42. Crimi P., Reeves B.L. Analysis of leading-edge separation bubbles on airfoils. // AIAA J. 1976. Vol. 14. P. 1548-1555.

43. Vatsa V.N., Carter J.E. Analysis of airfoil leading-edge separation bubbles. //AIAA J. 1984. Vol. 22. P. 1697-1704.

44. Dini P., Maughmer M.D. A locally interactive laminar separation bubble model. // AIAA Paper № 90-0570. 1990.

45. Dini P., Selig M.S., Maughmer M.D. Simplified linear stability transition prediction method for separated boundary layers. // AIAA J. 1992. Vol. 30. P.1953-1961.

46. Drela M., Giles M.B. Viscous-inviscid analysis of transonic and low Reynolds number airfoils. // AIAA J. 1987. Vol. 25. P. 1347-1355.

47. Van Ingen J.L. Research on laminar separation bubbles at Delft University of Technology. // Separated Flows and Jets / Eds. V.V.Kozlov, A.V.Dovgal. Berlin: Springer-Verlag. 1991. P. 537-556.

48. В.В.Козлов Физика структуры потоков. Отрыв потока. // Соросовский образовательный журнал. 1998. №4 (29). С.86-94.

49. Bippes Н., Jacob Н., Turk М. Experimental investigations of the separated flow around a rectangular wing. // DFVLR-FB. 1981. №81. 12 (in German). 55pp.

50. Bippes H. Experimental investigation of topological structures in three-dimensional separated flow. // Boundary-Layer Separation ( eds. F.T.Smith, S.N.Brown). Berlin: Springer-Verlag. 1987. P. 379-382.

51. Tobak M., Peake D.J. Topological structures on three-dimensional separated flows. //AIAA Pap. 1981. №81. 1260. 17pp.

52. Dallman V. Topological structures on three-dimensional vortex flow separation. // AIAA Pap. 1983. №83.1735. 25pp.

53. Weihs D., Katz J. Cellular patterns in poststall flow over unswept wings. // AIAA J. 1983. Vol.21. №12. P.1757-1759.

54. Нейланд В .Я., Столяров Г.И. Об одном виде отрывного течения на прямоугольном крыле. // Учен, записки ЦАГИ. 1982. Т. 13. №1. С. 83-88.

55. Нейланд В.Я., Столяров Г.И., Табачников В.Г. Влияние относительной толщины прямоугольного крыла малого удлинения и числа Рейнольдса на режимы перестройки структуры обтекания. // Учен, записки ЦАГИ. 1985. T.XYI. № 3. С. 1-10.

56. Головкин М.А., Горбань В.П., Симусева Е.В., Стратонович А.Н. Обтекание прямого крыла при стационарных и квазистационарных внешних условиях. // Учен, записки ЦАГИ. 1987. т.ХУШ,№ 3. С. 1-12.

57. Вгоегеп А.Р., Bragg М.В. Spanwise variation in the unsteady stalling flowfields of two-dimensional airfoil models. // AIAA J. 2001. vol.39, No.9. P.1641-1651.

58. Traub L.W., Cooper E. An experimental investigation of pressure measurements and airfoil characteristics at low Reynolds numbers. // J. Aircraft. 2008. vol.45. No.4. P.1322-1333.

59. Bastedo Jr.W.G., Mueller T.J. Spanwise variation of laminar separation bubbles on wings at low Reynolds numbers. // J. of Aircraft. 1986. v.23№9. P.687-694.

60. Huang R.F., Lin C.L. Vortex shedding and shear-layer instability of wing at low Reynolds number. // AIAA J. 1995. v.33. №8. P.1398-1403.

61. Huang R.F., Lee H.W. Effects of freestream turbulence on wing-surface flow and aerodynamic performance. // J.Aircraft. 1999. vol.36. No.6. P. 965-972.

62. Gresham N.T., Wang Z., Gursul I. Self-indused roll oscillations on non-slender wings. // AIAA J. 2009. vol.47. No.3 P. 481-483.

63. Бузыкин О.Г., Казаков A.B., Шустов A.B. Численное моделирование аэродинамических характеристик малоразмерного летательного аппарата. //Ученые записки ЦАГИ. 2010. Том XLI. №5. С. 21-32.

64. Свищев Г.П. Некоторые проблемы аэрогазодинамики и теплофизики в работах Г.И.Петрова. // Гидроаэромеханика и космические исследования. М. Наука. 1985. С. 5-10.

65. Свищев Г.П., Белостоцкий В.В., Лапин А.А. Исследование самолета Як-7 с ламинарными крыльями. // Труды ЦАГИ. 1946. С. 30.

66. Schubauer G.B., Scramsted Н.К. Laminar boundary layer oscillation and stability of laminar flow. // JAS. 1947. V.14. N2.

67. Козлов B.B. Изучение последовательных стадий перехода к турбулентности в дозвуковых сдвиговых течениях. // Дисс. докт.физ.-мат. наук. Новосибирск. 1985. С. 516.

68. Качанов Ю.С. Резонансная природа возникновения турбулентности в пограничном слое : Дисс. докт. физ.-мат. наук. Новосибирск. 1990. С. 461.

69. Левченко В.Я. Генерация и развитие возмущений при переходе к турбулентности в пограничном слое : Дисс. докт. физ.-мат. наук. Новосибирск, 1980. С. 299.

70. Гапонов С.А., Маслов А.А. Развитие возмущений в сжимаемых потоках. //Новосибирск: Наука. 1980. С. 144.

71. Павлюченко A.M., Брагин О.А. Исследование аэрофизических и динамических характеристик на летном осесимметричном комплексес головной частью многоразового использования. // Сиб. физ.-техн. ж. 1992. Вып. 1.С. 66 -76.

72. Краснов Н.Ф., Кошевой В.Н., Калугин В.Т. Аэродинамика отрывных течений. //М.:Наука. 1988. 351 с.

73. Гогиш JI.B., Степанов Г.Ю. Отрывные и кавитационные течения. // М.:Наука. 1990. 384 с.

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

75. Каравосов P.K., Прозоров А.Г. Влияние звукового облучения на обтекание крыла при малых числах Рейнольдса. // Труды ЦАГИ. 1976. №1790. С. 12-23.

76. Козлов В.В. Отрыв потока от передней кромки и влияние на него акустических возмущений. // ПМТФ. 1985. №2. С. 112 115.

77. Довгаль A.B., Козлов В.В., Симонов O.A. Звуковое возбуждение возмущений ламинарного течения на скользящем крыле. // Современные проблемы механики жидкости и газа. Тезисы докладовнаучной школы-конференции. Иркутск. 1988. С. 220 221.

78. Довгаль A.B., Козлов В.В. Влияние акустических возмущений на структуру течения в пограничном слое с неблагоприятным градиентом давления. // Изв. АН СССР. Мех-ка жидк. и газа. 1983. № 2. С. 48 -52.

79. Довгаль A.B., Козлов В.В. Восприимчивость отрывных течений к акустическим возмущениям. // Тезисы докладов III Всесоюзного симпозиума по физике акустико-гидродинамических явлений и опто-акустике. Ташкент, 1982. С. 32.

80. Довгаль A.B., Козлов В.В. Влияние акустических возмущений на структуру течения в пограничном слое с неблагоприятным градиентом давления. // Новосибирск, 1981. 19 с. (Препринт / АН СССР. Сиб. отд-ние. Ин-т теорет. и прикл. механики; № 8 — 81).

81. Жигулев С.В., Федоров А.В. Исследование влияния ультразвукового акустического поля на отрыв пограничного слоя на профиле. // Уч.зап.ЦАГИ. 1990. Т.21. №6. С.58 66.

82. Kozlov V.V., Lushin V.N., Zanin B.Yu. Separated flow reattachment at an airfoil under sonic effect. // Separated Flows and Jets: Proc. IUTAM. Symp. p. 525-528 /Eds. V.V. Kozlov, A.V. Dovgal /, Berlin, Springer- Verlag. 1991.

83. Лушин B.H. Обтекание крыла конечного размаха при внешнем звуковом воздействии. // Сиб. физ.-техн. журн. 1992. №4. С.64-68.

84. Kozlov V.V., Grosche F.-R., Dovgal A.V., Bippes H., Kuhn A., Stiewitt H. Control of leading- edge separation by acoustic excitation. // DLR-IB. 1993. №222-93 (in German). P. 50.

85. Бойко A.B., Довгаль A.B., Занин Б.Ю., Козлов B.B., Лушин В.Н., Сызранцев В.В. Топология глобального отрыва на модели крыла в присутствии источников стационарных возмущений. // Теплофизика и аэромеханика. 1995. Т.2. №1. С. 37 45.

86. Занин Б.Ю., Козлов В.В., Маврин О.В. О способе управления глобальным отрывом потока. // Теплофизика и аэромеханика. 1997. Т.4. №4. С. 381-385

87. J.Aircraft. 2007. vol.44. No.l. P. 337-340. 99.Seshagiri A., Cooper E., Traub L.W. Effects of vortex generators on an airfoil at low Reynolds numbers. // J. Aircraft. 2009. vol.46. No.l. P.l 16-122.

88. Parker К., Soria J., von Ellenrieder K.D. Thrust measurements from a finite-span flapping wing. // AIAA J. 2007. vol.45. No.l. P. 58-70.

89. Meier R., Hage W., Bechert D.W., Shaltz M., Knacke Т., Thiele F. Separation control by self-activated movable flaps. // AIAA J. 2007. vol.45. No.l P.191-199.

90. Зверков И.Д., Занин Б.Ю. Влияние формы поверхности крыла на отрыв потока. // Теплофизика и аэромеханика. 2003. Т. 10. №2. С. 205213.

91. Струминский В.В. Аэродинамика стреловидных крыльев. // Труды Цаги. 1948. №059. С.66.

92. Арнаутов Е.В., Лучинский М.Н. Явления, возникающие при некоторых отрывных течениях на несущих поверхностях. // Техника Воздушного Флота. 2003. №4. С. 38-39.

93. Колин И.В., Марков В.Г., Суханов В.Л., Трифонова Т.И., Шуховцов Д.В. Исследования развития нестационарного отрыва потока на модели со стреловидным крылом. // МЖГ. 2009. №5. С. 60-67.

94. Jaroch М. Oil flow visualization experiments in the separated and reattachment regions of the flow past a trasverse flat plate with a long splitter plate. // Z. Flugwiss. Weltraumforsch. 1987. v.l 1 .P. 230-236.

95. Ruderich R., Fernholtz H.H. An experimental investigation of a turbulent shear flow with separation, reverse flow, and reattachment. // J. Fluid Mech. 1986. V.163.P. 283-322.

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

97. Молочников В.М., Михеев Н.И., Паерелий A.A., Хайрасов K.P. Отрыв потока за выступом в канале при ламинарном режиме течения. // Теплофизика и аэромеханика. 2009. Т. 15. №4.С. 611-622.

98. Козлов А.П. Проявление трехмерности в двумерных отрывных течениях. // Докл. РАН 1994.Т.338. №3. С. 337-339.

99. Ш.Ларичкин В.В. Аэродинамика цилиндрических тел и некоторые инженерные задачи экологии. // Новосибирск.: Изд-во НГТУ. 2006. С. 304.

100. Корнилов В.И. Пространственные пристенные турбулентные течения в угловых конфигурациях. Новосибирск: Наука. Сибирская издательская фирма РАН, 2000. С. 399.

101. Дьяченко А.Ю., Терехов В.И., Ярыгина Н.И. Обтекание турбулентным потоком поперечной каверны с наклонными боковыми стенками. //ПМТФ. 2006. Т.45. №5. С. 68-76.

102. Давлетшин И.А., Михеев Н.И., Молочников В.М. Отрыв пульсирующего потока. // Доклады академии наук, 2007. Том 417. №6. С. 760-763.

103. Михеев Н.И. Динамика пространственных полей поверхностного трения в турбулентном отрывном течении. Доклады академии наук. 1999. Т.364. №4. С. 479-482.

104. Пб.Багаев Г.И., Голов В.К., Медведев Г.В., Поляков Н.Ф. Аэродинамическая труба малых скоростей Т-324 с пониженной степенью турбулентности. // Аэрофизические исследования. Новосибирск. 1972. С. 5-8.

105. Поляков Н.Ф. Методы исследований характеристик потока в малотурбулентной аэродинамической трубе и явлений перехода в несжимаемом пограничном слое. // Диссертация на соискание ученой степени канд. техн. Наук. Новосибирск. 1973.

106. Зверков И.Д. Экспериментально исследование отрывного обтекания прямых крыльев с гладкой и волнистой поверхностью при малых числах Рейнольдса. // Диссертация кандидата технических наук. Новосибирск. 2004. С. 131.

107. Довгаль A.B., Жаркова Г.М., Занин Б.Ю., Коврижина В.Н. Применение жидкокристаллических покрытий для исследования отрыва потока. // Учен. зап. ЦАГИ. 2001. Т.32. №3-4. С. 157 164.

108. Козлов А.П., Михеев Н.И., Молочников В.М., Сайкин А.К. Термоанемометрические измерения поверхностного трения в отрывных течениях. // Издательство «Абак», Казань. 1998. С. 137.

109. Занин Б.Ю., Козлов В.В., Зверков И.Д., Павленко A.M. Вихревая структура отрывных течений на моделях крыльев при малых скоростях потока. // Известия РАН. Механика жидкости и газа. 2008. №6. С. 114-120.

110. Занин Б. Ю., Зверков И. Д., Козлов В. В., Павленко А. М. О новых методах управления дозвуковыми отрывными течениями. // Журнал Вестник НГУ. Серия Физика. 2007. Том 2, выпуск 1. С. 10-18.

111. Занин Б.Ю., Козлов В.В., Зверков И.Д., Павленко A.M. Способ управления отрывом потока. // Заявитель и патентообладатель ИТПМ СО РАН; заявл. 07.07.2006; опубл. 10.07.2008.

112. Занин Б.Ю., Козлов В.В. Способ управления срывом потока.// Патент РФ на изобретение, 1999. №2128601.

113. Павленко A.M., Занин Б.Ю., Катасонов М.М., Зверков И.Д. Преобразование структуры отрывного течения с помощью локального воздействия. // Теплофизика и аэромеханика. 2010. Том 17. №1. С. 17-22.