Моделирование в аэродинамических трубах натурной структуры течения на крыловых профилях и управление их обтеканием тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ.

ВВЕДЕНИЕ.

ЧАСТЬ 1. НАТУРНЫЕ (ЛЕТНЫЕ) ИССЛЕДОВАНИЯ СТРУКТУРЫ

ТЕЧЕНИЯ НА ПОВЕРХНОСТИ КРЫЛЬЕВ.

Глава 1. Развитие возмущений при переходе к турбулентности в пограничном слое на крыле в полете.

1.1. Состояние исследуемого вопроса.

1.2. Описание планера и летающей лаборатории

ППЛЛ-М

1.3. Измерения атмосферной турбулентности.

1.4. Структура пограничного слоя на крыле планера и летающей лаборатории.

Глава 2. Визуализация перехода в пограничном слое на иоверхнос к: крыла в натурных условиях.

2.1. Описание метода визуализации сублимирующимся покрытиями.

2.2. Использование метода в летных исследованиях перехода.

2.3. Оценка достоверности метода по данным трубных исследований.

2.4. Применение метода для изучения обтекания выступающих элементов на поверхности крыла.

Выводы к части 1.

ЧАСТЬ 2. ОБТЕКАНИЕ РЕАЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ ПРИ

НАТУРНЫХ ЧИСЛАХ РЕЙНОЛЬДСА.

Глава 3. Исследования в аэродинамической трубе возникновения турбулентности в пограничном слое на крыле планера и летающей лаборатории.

3.1. Исследования турбулентности потока в открытой рабочей части аэродинамической трубы.

3.2. Развитие возмущений в пограничном слое на крыле планера и летающей лаборатории.

3.3. Сравнение результатов натурных и трубных исследований

Глава 4. Структура пограничного слоя на крыле высотного самолета и возможности ламинаризации обтекания.

4.1. Эксперименты на крыле без специальной обработки его поверхности.

4.2. Эксперименты на крыле с гладкой поверхностью.

4.2.1. Методика акустических исследований перехода с помощью датчиков пульсаций давления.

4.2.2. Структура течения в пограничном слое по данным акустических и термоанемометрических измерений.

4.2.3. Местоположение перехода в зависимости от режима обтекания.

Выводы к части 2.

ЧАСТЬ 3. ИССЛЕДОВАНИЯ ОБТЕКАНИЯ МОДЕЛЕЙ КРЫЛЬЕВ ПРИ МАЛЫХ УГЛАХ АТАКИ: ВОЛНОВЫЕ ПРОЦЕССЫ ПРИ ПЕРЕХОДЕ К ТУРБУЛЕНТНОСТИ.

Глава 5. Параметрические исследования волн неустойчивости при низкой турбулентности потока.

5.1. Постановка задачи и описание эксперимента

5.2. Среднее течение в пограничном слое.

5.3. Пульсации скорости в пограничном слое.

5.4. Закономерности возникновения волн неустойчивости.

5.5. Развитие волн неустойчивости на нижней поверхности модели крыла.

5.6. Расчетный анализ начального этапа возникновения волн неустойчивости.

Глава 6. Влияние умеренной турбулентности потока и акустического фона на волновые процессы в пограничном слое.

6.1. Обзор литературных источников.

6.2. Возникновение нескольких волновых пакетов в пограничном слое

6.3. Влияние степени турбулентности потока на параметры волн неустойчивости.

6.4. Сравнение структуры перехода в пограничном слое на высоконесущем профиле в разных аэродинамических трубах.

6.5. Сравнение структуры перехода в пограничном слое на ламинарном и высоконесущем профилях в промышленной аэродинамической трубе.

Выводы к части 3.

ЧАСТЬ 4. ИССЛЕДОВАНИЯ ОБТЕКАНИЯ МОДЕЛЕЙ КРЫЛЬЕВ ПРИ БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ:

ВИХРЕВАЯ СТРУКТУРА ОТРЫВНЫХ ТЕЧЕНИЙ.

Глава 7. Образование вихревых структур при отрыве турбулентного пограничного слоя.

7.1 Обзор литературы по трехмерной структуре отрывных течений.

7.2 Описание методики и условий эксперимента.

7.3 Картины течения при различных углах атаки и скоростях потока.

7.4 Картины течения при различных удлинениях крыла.

7.5 Влияние выступов на структуру течения.

7.6 Термоансмометрические измерения.

Глава 8. Исследования срыва потока и возможностей управления таким течением.

8.1 Пространственная структура течения при срыве.

8.2 Гистерезис срывного обтекания модели прямого крыла при изменении скорости потока.

8.3 Структура срыва в присутствии локализованных ис точников стационарных возмущений. Новый способ управления срывом.

8.4 Развитие неустойчивых колебаний при срыве.

Влияние акустического воздействия.

8.5 Управление ерьгоом при помощи устройств, имитирующих птичьи перья.

Выводы к части 4.

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 основаниии 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.

Ламинаризация обтекания, имеющая целью снижения сопротивления трения, является одним из основных способов уменьшения расхода дорогостоящего авиационного топлива. Мировые источники ископаемого топлива ограничены. Кроме того, сжигание топлива загрязняет окружающую среду, в связи с чем проблемы снижения потребления энергии сейчас широко обсуждаются во всем мире. Одним из средств для этого в перспективе является повышение стоимости энергии. Для будущих воздушных перевозок это означает еще более высокие эксплуатационные расходы из-за искусственно увеличенных цен на топливо. Поэтому поиск путей ламинаризации обтекания имеет большое как экономическое, так и природоохранное значение.

Ламинаризация обтекания представляет собой комплекс мер, предназначенных для получения протяженных ламинарных участков обтекания за счет смещения вниз по потоку зон перехода от ламинарного течения к турбулентному. Для осуществления таких мер необходимо, в первую очередь, знать структуру течения в пограничном слое и механизмы ламинарно-турбулентного перехода на поверхности летательных аппаратов в реальном полете.

Проблема ламинаризации обтекания в нашей стране впервые изучалась Г.И.Петровым [1] и Г.П.Свищевым [2]. Ими были поставлены экспериментальные натурные исследования течения в пограничном слое крыла [1] и специальных ламинарных крыльев [2] в ЦАГИ более 50 лет назад. Г.И.Петров обнаружил в натурных условиях на крыле самолета возрастающие колебания в ламинарном пограничном слое, предсказанные теорией гидродинамической устойчивости. Однако, эти результаты были обнародованы только недавно. Наиболее известны результаты Шубауэра и Скремстеда [3], которым удалось при очень низкой турбулентности потока в аэродинамической трубе экспериментально обнаружить собственные колебания пограничного слоя и их определяющую роль в процессе разрушения ламинарного режима. Их результаты также были несколько лет закрыты и опубликованы только в 1947 г. Исторический обзор создания теории устойчивости ламинарного пограничного слоя приведен в монографии Шлихтинга [4]. Однако в этой монографии практически не упоминаются труды советских ученых, которые, между тем, внесли крупный вклад в исследования данной проблемы.

Прежде всего, это пионерские работы Л.Д.Ландау, Г.П.Свищева, Г.И.Петрова, В.В.Струминского и представителей их научных школ, М.А.Гольдгнтика, Б.Н.Штерна и их учеников в Институте теплофизики в Новосибирске, В.Н.Жигулева, А.В.Тумина, А.В.Федорова и их учеников в

МФТИ, М.И.Рабиновича в Н.Новгороде, О.С. Рыжова и Е.Д.Терентьева с сотрудниками в ВЦ РАН, А.И.Рубана в ЦАГИ и других.

Важные экспериментальные результаты получены в работах

A.С.Гиневского и его коллег, В.И.Иевлева и А.А.Павельева с сотрудниками, А.Н.Секундова и его коллег в ЦИАМ, Л.Ф.Козлова и

B.В.Бабенко в Киеве.

Большой комплекс летных исследований перехода на различных летательных аппаратах ведется в ЦАГИ.

В ИТПМ СО РАН исследования проблемы перехода, начатые по инициативе академика В.В.Струмийского, успешно продолжаются и в настоящее время под руководством В.Я.Левченко, В.В.Козлова, Ю.С.Качанова, С.А.Гапонова и А.А.Маслова [5-8], а также В.С.Косорыгиным и В.И.Корниловым. Исследования в натурных условиях на метеоракетах проводятся под руководством А.М.Павлюченко [9].

Не менее важным, чем переход в пограничном слое, для практической аэродинамики является явление отрыва потока. Как отмечается в работе [10], при отрыве изменяются важнейшие интегральные характеристики крыла - сопротивление и подъемная сила. Исследования отрывных течений имеют целью увеличение несущих свойств и управляемости самолета. Управляя отрывом, создают требуемые управляющие усилия и моменты и обеспечивают допустимые тепловые потоки. Сложность и многообразие встречающихся в практике отрывных течений требуют детального изучения структур потоков и исследования их основных элементов: отрыва, смешения, присоединения и возвратного течения. Большой вклад в аэродинамику отрывных течений внесли советские ученые В.С.Авдуевский, О.М.Белоцерковский, С.М.Белоцерковский, В.В.Сычев, М.И.Ништ, В.Я.Нейланд, Л.В.Гогиш, Г.Ю.Степанов, Н.Ф.Краснов, В.Н.Кошевой, В.Т.Калугин, И.Т.Швец, Г.И.Таганов, Р.К.Тагиров, Ю.А.Демьянов, Г.И.Столяров, А.И.Зубков, Я.П.Коробов и другие.

Есть общее свойство течений в пограничном слое и при отрыве - это их гидродинамическая неустойчивость. Именно развитие неустойчивых колебаний в ламинарном пограничном слое приводит к возникновению турбулентности. С другой стороны, например, явление отрыва турбулентного пограничного пограничного слоя, имеет аналогию с переходом ламинарного пограничного слоя в турбулентный [11]. И при переходе и при отрыве на крыле возникают разнообразные вихревые структуры, определяющие картину течения.

В данной работе выполнен комплекс экспериментальных исследований физических явлений и структур, имеющих место при малых дозвуковых скоростях на поверхности крыльев при различных вариантах обтекания: в присоединенном пограничном слое, при возникновении отрыва турбулентного пограничного слоя и при срыве с передней кромки. Именно эти три типа течения последовательно сменяют друг друга при увеличении угла атаки крыла. Объектом исследований были возникающие над крылом вихревые структуры и их поведение при изменении условий обтекания в зависимости от числа Рейнольдса, угла атаки крыла, уровня турбулентности потока и под влиянием внешних воздействий. Необходимость проведения подобных исследований объясняется следующими соображениями.

Задачи исследований перехода к турбулентности в пограничном слое.

Проводимые в течение более ста лет во всем мире исследования возникновения турбулентности и ламинарно-турбулентного перехода достигли сейчас такой стадии, когда для дальнейшего совершенствования авиационной техники необходимо широкомасштабное изучение этих явлений в натурных условиях, опирающееся на фундаментальные результаты, полученные в теории и в экспериментах в аэродинамических трубах.

Натурные исследования ламинарно-турбулентного перехода представляются весьма актуальными в связи с тем, что при экспериментах в аэродинамических трубах в большинстве случаев не удается полностью смоделировать параметры, определяющие обтекание в натурных условиях

12,13]. Наиболее известная из таких проблем заключается в больших различиях чисел Рейнольдса, получаемых в аэродинамических трубах и в реальном полете.

Далее, на летательный аппарат в полете действует атмосферная турбулентность [14]. По аналогии с аэродинамической трубой мы можем говорить в этом случае о вихревых возмущениях, присутствующих в набегающем потоке. Кроме того, в полете существуют также такие возмущающие факторы, как акустика и вибрации самого летательного аппарата. Известно, что внешние возмущения оказывают сильное влияние на процесс перехода к турбулентности в пограничном слое. Поэтому весьма важным является вопрос о том, будут ли в условиях реального полета работать те физические механизмы, которые вызывают переход от ламинарного течения к турбулентному при моделировании в той или иной аэродинамической трубе. В частности, это касается полетов в экстремальных условиях, когда атмосфера сильно возмущена. Решение этого вопроса требует тщательного изучения величины и состава внешних возмущений и изучения их влияния на переход в натурных условиях, а также сравнения с результатами аналогичных исследований в аэродинамических трубах. Для того, чтобы при сравнении летных и трубных данных исключите влияние числа Рейнольдса и шероховатости поверхности, различных в полете и в трубе, следовало бы провести эксперименты в-аэродинамической трубе на натурном крыле при иолетиой скорости потока. Указанное сравнение позволило бы определить также те классы аэродинамических труб, в которых можно проводить исследования перехода к турбулентности в пограничном слое в условиях, близких к натурным.

Натурные исследования ламинарно - турбулентного перехода необходимо было дополнить экспериментами на моделях крыльев в малотурбулентной аэродинамической трубе для того, чтобы используя весь арсенал средств измерений, имеющийся в лабораторных условиях, получить полную картину течения на крыле, включая распределение средних и пульсационных составляющих скорости течения, амшштудно - частотные и фазовые характеристики развивающихся возмущений. Такие исследования позволили бы расширить понимание явлений, наблюдаемых в реальном полете.

Задачи исследований отрывных явлений«

Новое направление в изучении отрывных явлений, развиваемое в данной работе - изучение трехмерной структуры отрыва, возникающего на прямом двумерном крыле. Как предполагалось вплоть до начала восьмидесятых годов, в случае обтекания двумерного крыла течение в области отрыва также является двумерным, за исключением концевых эффектов, Последующие наблюдения показали, что эта предположения не верны. Было обнаружено, что в области отрыва 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, да и сами причины их возникновения. Предполагается лишь, что образование трехмерной картины течения связано с неустойчивостью течения в слое смешения над областью отрыва. Поэтому 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 проводят исследований влияния трехмерности течения на развитие возмущений.

В целом, данная работа посвящена изучению вихревых структур, возникающих из-за неустойчивости течения в основных, последовательно сменяющих друг друга при увеличении угла атаки, вариантах обтекания крыла: в присоединенном пограничном слое, при отрыве турбулентного пограничного слоя и при срыве с передней кромки.

В первой части диссертации (главы 1 и 2), излагаются результаты натурных (летных) исследований, проведенных на борту планера и летающей лаборатории на базе планера.

В первой главе диссертации описываются результаты экспериментального изучения влияния атмосферной турбулентности на структуру перехода в пограничном слое крыла в натурных условиях. Цель работы заключалась в исследовании восприимчивости пограничного слоя к внешним вихревым возмущениям. Эта проблема подробно изучается в экспериментах в аэродинамических трубах, поэтому данные аналогичные натурные исследования являются необходимым и закономерным тагом в ее решении.

Описанные в первой главе эксперименты включали в себя:

1. Измерения степени турбулентности набегающего потока при полете на различных высотах и в облаках.

2. Изучение структуры пограничного слоя на верхней поверхности крыла при полете в условиях с различной степенью турбулентности набегающего потока.

3. Изучение структуры пограничного слоя на нижней поверхности крыла.

В ИТПМ накоплен большой опыт исследований процесса перехода в пограничном слое на различных моделях в малотурбулентной аэродинамической трубе Т-324 с помощью термоанемометрических методов, что позволило успешно использовать имеющуюся аппаратуру для проведения натурных исследований и анализа полученных результатов. Наиболее подходящим летательным аппаратом для таких исследований был признан планер. По сравнению с самолетом планер, поскольку у него нет двигателя, имеет значительно более низкие уровни акустических и вибрационных возмущений. Современные планеры имеют высокую степень аэродинамического совершенства и слабо возмущают обтекающий поток. Все эти факторы, вместе взятые, крайне важны при проведении исследований с помощью термоанемометра. В данных экспериментах использовался чехословацкий планер Л-13 "Бланик". Кроме того, по техническому проекту ЦАГИ была изготовлена летающая лаборатория на основе такого же планера. Использование летающей лаборатории позволило провести натурные термо- и пневмометрические исследования обтекания специальной манжеты (отсека крыла), имеющей ламинарный профиль Вортмана РХ-67-170.

Вторая глава диссертации посвящена визуализации перехода в пограничном слое на крыле в реальном полете, что имеет большое практическое значение. Дело в том, что термоанемометрические измерения дают подробную информацию о состоянии пограничного слоя только в отдельных точках крыла. Но при решении задач ламинаризации надо знать состояние пограничного слоя на всей поверхности крыла, так как единичные неровности, заклепки, стыки обшивки или выступающие элементы конструкции могут изменить характер обтекания на значительной части крыла. Для получения общей картины обтекания крыла может применяться визуализация, в частности, методом сублимирующихся покрытий [15]. К достоинствам метода можно отнести простоту использования и хорошую сохранность картины визуализации после приземления, что особенно важно при изучении обтекания труднодоступных участков поверхности, не попадающих в поле обзора бортовой кинофоторегистрирующей аппаратуры. Кроме того, метод не требует внесения каких-либо изменений в конструкцию крыла, что особенно важно, как сказано выше, для серийных самолетов. Во второй главе диссертации описана методика и изложены результаты применения этого метода в натурных условиях. Кроме того, в работе сравниваются данные о положении перехода, полученные с помощью визуализации и термоанемометрии в полете и в аэродинамической трубе. Показано также, что этим методом можно исследовать потери в ламинарном обтекании от выступающих элементов крыла.

Во второй части диссертации (главы 3 и 4) излагаются результаты изучения структуры течения на крыльях в промышленной аэродинамической трубе малых скоростей с открытой рабочей частью при натурных числах Рейнольдса.

В третьей главе диссертации описываются результаты исследований в этой трубе реальных крыла планера и манжеты (отсека крыла) летающей лаборатории. Актуальность таких экспериментов объясняется изложенными ниже соображениями.

Числа Рейнольдса в натурном полете обычно значительно выше, чем в аэродинамических трубах. Это связано с ограничением размеров модели размерами рабочей части. Известно, что создание аэродинамических установок, имеющих натурные числа Рейнольдса, требует сложных конструктивных решений и больших финансовых затрат. Вместе с тем некоторые из существующих аэродинамических труб малых дозвуковых скоростей имеют открытые рабочие части достаточно больших размеров, и существуют такие летательные аппараты, как планеры, летающие именно при малых дозвуковых скоростях. Размеры планеров позволяют проводить исследования обтекания отдельных их частей, например, крыла или оперения, в этих аэродинамических трубах. Таким образом, при малых дозвуковых скоростях имеется возможность для сравнения результатов натурных и трубных исследований пограничного слоя, выполненных на одном и том же крыле и при одинаковых числах Рейнольдса.

Так как в реальном полете и в аэродинамической трубе причины появления внешних возмущений различны, то нельзя ожидать, что амплитуды и спектры этих возмущений будут одинаковы но величине и составу. Сопоставляя летные и трубные данные о характере течения в пограничном слое крыла, можно оценить влияние тех или иных внешних факторов на переход от ламинарного течения к турбулентному. Такое сопоставление проводится в третьей главе диссертации. Подобные данные представляют большой интерес, так как позволяют, в частности, определить те аэродинамические установки, в которых наиболее полно и точно моделируется "натурный" процесс перехода.

В четвертой главе изложены данные о структуре пограничного слоя на реальном крыле высотного самолета, полученные в указанной промышленной аэродинамической трубе. Для некоторых типов самолетов, летающих на больших высотах, также можно получить близкие к натурным числа Рейнольдса при подобных экспериментах. При полете на высоте 14-24 км натурные числа Рейнольдса соответствуют достижимым в аэродинамической трубе в диапазоне скоростей от 50 до 10 м/с. Ясно, что подобие по числу Маха при этом не обеспечивается. Но для дозвуковых режимов обтекания, когда на крыле отсутствуют сверхзвуковые зоны, сжимаемость слабо влияет на характер внешнего обтекания и местоположение зоны перехода. Одной из целей исследований было изучение возможностей ламинаризации обтеканиия крыла. Измерения проводились двумя способами: термоанемометром и с помощью датчиков пульсаций давления (микрофонов), вмонтированных заподлицо с поверхностью крыла. Полученные результаты сравнивались между собой.

Третья часть диссертации (главы 5 и 6) посвящена экспериментам на моделях крыльев в разных аэродинамических трубах. В экспериментах изучался процесс генерации волн неустойчивости в пограничном слое и рассматривалось влияние на этот процесс фоновых возмущений.

В пятой главе диссертации описываются результаты проведенных в малотурбулентной аэродинамической трубе Т-324 ИТПМ СО РАН параметрических исследований волновых процессов, протекающих при переходе, при различных скоростях потока и углах атаки модели крыла. Как известно, процесс перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный при малой интенсивности внешних возмущений состоит из трех условно разделяемых этапов: генерации волн пограничного слоя, их усиления по законам линейной теории и нелинейного разрушения ламинарного режима течения. Исследования первого этапа, генерации волн, пока не ответили на вопрос о том, какие факторы определяют частоту и длину волн, развивающихся в пограничном слое. Между тем это весьма важно для понимания процессов, происходящих при переходе. В результате исследований показано, что существуют определенные закономерности изменения параметров волн в зависимости от режима обтекания, не предсказываемые линейной теорией устойчивости. Кроме того, результаты экспериментов послужили основой для численных исследований устойчивости пограничного слоя.

В шестой главе рассматривается влияние внешних возмущений на генерацию волн в пограничном слое. В частности, показана роль акустических пульсаций, имеющихся в рабочей части аэродинамической трубы, а также влияние повышенной до умеренных значений турбулентности набегающего потока. Проведены эксперименты на одной и той же модели крыла в двух разных аэродинамических трубах и исследованы особенности ламинарно-турбулентного перехода на моделях одинакового размера, но с разной формой профиля крыла (ламинарный и высоконесущий профили).

Четвертая часть диссертации посвящена исследованиям обтекания моделей крыльев при больших углах атаки, когда имеют место отрыв турбулентного пограничного слоя или срыв потока с передней кромки. Как и в исследованиях присоединенного пограничного слоя, эксперименты были направлены на изучение вихревой структуры течения; при этом основное внимание было уделено изучению пространственной трехмерной картины течения при срыве и турбулентном отрыве на прямых двумерных крыльях. Изучение этих трехмерных явлений позволило значительно расширить наши представления об отрывных течениях и найти новые возможности для управления ими.

В седьмой главе диссертации описываются результаты исследований обтекания моделей крыльев при турбулентном отрыве потока с помощью двух методов - термоанемометрии и визуализации. С помощью визуализации обнаружены разнообразные картины течения в области отрыва в зависимости от скорости потока, угла атаки, удлинения крыла и в присутствии выступов на его поверхности. Термоанемометрические измерения, в свою очередь, показали, что при отрыве на прямом крыле существуют значительные изменения средней с*\ рости потока и амплитуды пульсаций в трансверсальном направлении, скоррелированные с имеющимися на крыле "грибообразными" структурами. Совместное использование этих методов позволило выявить трехмерную структуру течения й области отрыва и провести количественные измерения влияния трехмерности на средние и пульсационные параметры потока.

Восьмая глава диссертации посвящена исследованиям обтекания моделей крыльев при срыве потока с передней кромки. Возникновение срыва потока приводит к резкому изменению аэродинамических характеристик крыла - уменьшению подъемной силы и возрастанию лобового сопротивления. Поэтому срыв представляет из себя явление нежелательное и требующее устранения. Один из путей управления срывом основан на понимании той важной роли, которую играют неус тойчивые возмущения, развивающиеся в отрывных потоках. Этот путь предс тавляется весьма перспективным, так как структура течения в области ламинарного отрыва существенно зависит, как показано в [5], от развивающихся возмущений. Воздействуя на эти возмущения, можно уменьшить или вообще ликвидировать срыв потока. В [5] было показано, что при срыве потока с крыла с профилем Жуковского акустическое воздействие значительно изменяет структуру среднего течения и приводит к устранению отрыва.

Этот способ воздействия с помощью акустических колебаний был применен в настоящей работе для управления срывом потока на нескольких моделях крыльев, в'том числе на новом высоконесущем профиле для спортивных самолетов. Основное внимание уделялось изучению физического механизма воздействия акустики на сдвиговый слой. Было обнаружено явление необратимого присоединения потока при звуковом воздействии на гистерезисных режимах обтекания, которое удалось объяснить, рассматривая изменения трехмерной пространственной структуры отрыва при варьировании скорости потока.

Другим способом управления срывом является использование стационарных источников возмущений типа турбулизаторов и выступов различной формы. В диссертации описываются результаты исследований, проведенных для экспериментального изучения влияния таких возмущающих факторов, показавшие, что существуют новые возможности управления обтеканием с помощью воздействия на вихревую структуру срывного течения. Продемонстрировано, что срывом можно управлять, используя устройства, имитирующие птичьи перья.

В конце каждой части диссертации сформулированы полученные результаты. Общие выводы даны в заключении.

Автор защищает:

- результаты натурных (летных) исследований процесса ламинарно -турбулентного перехода в пограничном слое на крыльях; данные о влиянии атмосферной турбулентности на процесс перехода, а также конкретные методики термоанемометрических измерений и визуализации перехода сублимирующимися покрытиями в летных условиях;

- результаты исследований обтекания реальных крыльев в промышленной аэродинамической трубе при натурных числах Рейнольдса и сравнение результатов летных и трубных экспериментов; результаты проведенной ламинаризации обтекания крыла высотного самолета;

- результаты исследований в малотурбулентной аэродинамической трубе волновых процессов при переходе в пограничном слое на моделях

20 крыльев; данные о влиянии параметров набегающего потока на характеристики волн неустойчивости;

- результаты исследований обтекания моделей крыльев при больших углах атаки, когда возникает отрью турбулентного пограничного слоя или срыв потока; данные, свидетельствующие о трехмерной структуре течения при таких видах отрыва на прямом (двумерном) крыле; новые способы управления срывом.

ВЫВОДЫ К ЧАСТИ 4.

1. Впервые выполнены систематические исследования трехмерной структуры течения при отрыве турбулентного пограничного слоя и при срыве на прямых крыльях. С помощью визуализации обтекания продемонстрированы как общие свойства картин течения, заключающиеся в образовании крупномасштабных вихрей, вращающихся в плоскости крыла, так и их различия в зависимости от типа отрыва, при изменении условий обтекания и под влиянием внешних воздействий.

2. Показано, что именно трехмерностью картины течения объясняется явление гистерезиса срывного обтекания крыла, установленного под постоянным углом атаки, при изменении скорости потока. Оказалось, что при увеличении скорости присоединение потока к поверхности крыла происходит постепенно, начиная с краев модели, а при уменьшении скорости поток остается полностью присоединенным, пока это возможно, а затем происходит восстановление срыва сразу на всей поверхности крыла.

3. Показаны новые возможности управления срывом с помощью звука. Обнаружен эффект необратимого присоединения потока при акустическом воздействии на гистерезисных режимах обтекания (после

314 выключения звука поток остается присоединенным). Продемонстрированы изменения пространственной картины течения под влиянием внешних акустических возмущений, что свидетельствует о восприимчивости крупномасштабных вихревых структур к внешним воздействиям.

4. Предложен новый способ управления срывом, основанный на использовании локализованных (точечных) источников возмущений, установливаемых не на передней кромке крыла, 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 срыв. Также получены положительные результаты при управлении срьюом с помощью устройств, имититующих птичьи перья.

5. Начатое в данной работе изучение пространственных характеристик отрывных течений, в том числе вихревых структур, чувствительных к изменению условий обтекания и слабым внешним воздействиям -перспективное направление исследований, позволяющее получить более точные представления о фундаментальных свойствах отрывных течений и найти эффективные способы управления ими.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В данной работе выполнен комплекс экспериментальных исследований структуры течения на поверхности крыльев при дозвуковых скоростях потока в полете и в аэродинамических трубах. Основное внимание уделялось изучению физических процессов, происходящих при переходе к турбулентности в пограничном слое и при отрыве потока. 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:

1.Получены натурные данные о развитии возмущений в пограничном слое на крыльях летательных аппаратов. Экспериментально показано, что переход от ламинарного течения к турбулентному в пограничном слое на крыле в полете происходит в результате развития волновых колебаний в виде пакета волн неустойчивости, аналогично тому, как это наблюдается при экспериментах в малотурбулентных аэродинамических трубах. При полете в сильно возмущенной атмосфере (в облаках и на малой высоте) пульсации потока на ламинарном участке пограничного слоя увеличиваются, но механизм перехода сохраняется прежний.

2. Найден класс промышленных аэродинамических труб с открытой рабочей частью, эксперименты в которых обеспечивают достоверное моделирование в наземных условиях "натурной" структуры течения в пограничном слое крыла. Показано, что несмотря на умеренный уровень турбулентности набегающего потока (0,3 - 0,4 %), присущий установкам данного типа и высокий уровень фоновых акустических возмущений, такие эксперименты дают близкие к летным данцые о местоположении перехода и о физическом механизме этого процесса на реальных крыльях. Это позволяет широко использовать аэродинамические трубы данного класса для экспериментальной отработки путей ламинаризации обтекания перспективных летательных аппаратов.

3. В результате проведенных в такой аэродинамической трубе экспериментов получены данные о структуре течения в пограничном слое на реальном крыле высотного самолета при натурных числах Рейнольдса. Найдены принципиальные отличия в механизме перехода на данном крыле, имеющем "полочное" распределение давления. Показано, что устранение технологических неровностей на его поверхности приводит к значительному увеличению протяженности ламинарного участка течения в пограничном слое. Получены данные' о местоположении перехода в зависимости от скорости потока и угла атаки крыла, которые могут быть использованы для оценки реальной дальности и продолжительности полета этого самолета.

4. Обнаруженные в полете волновые процессы в пограничном слое крыла воспроизведены и подробно исследованы на моделях крыльев в аэродинамических трубах. Получены количественные данные о распределении средних скоростей течения над поверхностью моделей и об амплитудных, частотных и фазовых характеристиках развивающихся возмущений. Выявлен физический механизм возникновения волн неустойчивости при низкой и умеренной турбулентности потока, суть которого состоит в том, что в обоих случаях развитие неустойчивых колебаний начинается после появления точки перегиба на профилях средней скорости под воздействием неблагоприятного градиента давления. Обнаружено, что положение точки перегиба относительно критического слоя является важным фактором, определяющим характер процесса развития возмущений. Найдены неизвестные ранее зависимости частоты и длины волн неустойчивости от скорости потока и уровня внешней турбулентности. Показано, что длина волны неустойчивости и толщина пограничного слоя связаны между собой в соотношении, предсказанном в теории гидродинамической устойчивости.

5. Реализован новый подход к исследованиям явления отрыва потока, имеющий целью систематическое изучение его пространственной трехмерной природы. Показано, что вихревые структуры являются неотемлемым свойством отрывных течений, В аэродинамических трубах зафиксировано многообразие форм вихревого течения при отрыве турбулентного пограничного слоя и при срыве на прямых крыльях. Обнаружены как общие свойства таких течений, выражающиеся в образовании крупномасштабных парных вихрей, вращающихся в плоскости крыла, так и отличия в топологии вихревых структур в зависимости от типа отрыва, краевых условий, удлинения крыла и других факторов. Существование таких вихрей открывает новое направление в изучении турбулентного отрыва и срыва потока, так как принципиально изменяет физическую картину течения, первоначально предполагавшуюся двумерной и требует создания новой модели явления отрыва, с учетом его трехмерности.

6. Предложены новые способы управления обтеканием, основанные на воздействии на вихревую структуру течения при срыве потока. Установлено, что создавая локальные источники возмущений внутри самой области отрыва, можно добиться как частичного, так и полного присоединения потока. Выявлены новые, возможности управления срывом с помощью внешнего звукового воздействия на процесс развития неустойчивых колебаний течения: обнаружен эффект необратимого устранения срыва, когда поток остается присоединенным после выключения звука. Начатое в данной работе изучение восприимчивости крупномасштабных вихревых структур в отрывных течениях к внешним воздействиям - перспективное направление исследований, позволяющее найти эффективные способы управления обтеканием.

1. Свшцев Г.П. Некоторые проблемы аэрогазодинамики и теплофизики вработах Г.И.Петрова // Гидроаэромеханика и космические исследования. М., Наука, 1985. - с.5-10.

2. Свищев Г.П., Белостоцкий В.В., Лапин А.А. Исследование самолета Як7 с ламинарными крыльями II Труды ЦАГИ, 1946. 30 с.

3. Schubauer G.B., Scramsted Н.К. Laminar boundary layer oscillation andstability of laminar flow // JAS. 1947. - V.14.N2.

4. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. M.: Наука, 1969. - 744 с.

5. Козлов В.В. Изучение последовательных стадий перехода к турбулентности в дозвуковых сдвиговых течениях.: Дисс. докт.физ.-мат. наук. Новосибирск, 1985. - 516 с.

6. Качанов Ю.С. Резонансная природа возникновения турбулентности впограничном слое : Дисс. докт. физ.-мат. наук Новосибирск, 1990. -461 с.

7. Левченко В.Я. Генерация и развитие возмущений при переходе ктурбулентности в пограничном слое : Дисс. докт. физ.-мат. наук. Новосибирск, 1980 299 с.

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

9. Павлюченко А.М., Брагин О.А. Исследование аэрофизических и динамических характеристик на летном осесимметричном комплексе с головной частью многоразового использования// Сиб. физ.-техн. ж. -1992. вып. 1 - с.66 -76.

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

11. Гогиш Л.В., Степанов Г.Ю. Отрывные и «авитационные течения. -М.:Наука,1990. 384 с.

12. Харитонов A.M. Проблемы повышения адекватности моделирования задач аэрогазодинамики в аэродинамических трубах // Проблемы моделирования в аэродинамических трубах.- Новосибирск, 1989. т.1 -с.5-20.

13. Пфеннингер У., Грат Е. Летные испытания предназначенной для уменьшения сопротивления системы отсасывания пограничного слоя через большое количество узких щелей на отсеке крыла с обтекателем самолета Ф-94А. // Перевод №71 - БНИ ЦАГИ, 1963г. - 15 с.

14. Хинце И.О. Турбулентность, ее механизм и теория. М.: Физматгиз, 1963. - с.680.

15. Миронов А.Д., Замятин A.M., Королев A.A. и др. Методы аэрофизических исследований в полете. М.: Машиностроение, 1985. -112 с.

16. Винничеснко Н.К., Пинус Н.З., Шметер С.М., Шур Г.Н. Турбулентность в свободной атмосфере. 2-е изд., пер., доп. - Д.: Гидрометеоиздат, 1976. - 287 с.

17. Скорер Р. Аэрогидродинамика окружающей среды. М.: Мир,1980. -549 с.

18. Яглом A.M. Закономерности мелкомасштабной турбулентности в атмосфере и океане (к 40-летию теории локально-изотропной турбулентности) // Изв. АН СССР. ФАО. 1981. - т.17,№ 12. - с.1235-1257.

19. Колмогоров А.Н. Локальная структура турбулентности в несжимаемой жидкости при очень больших числах Рейнольдса // Докл. АН СССР. -1941. т.30,№4. - с.299-303.

20. Колмогоров А.Н. Рассеяние энергии при локально-изотропной турбулентности //Докл. АН СССР. 1941. - т.32, №1. - с.19-21.

21. Ламли Дж.Л., Пановский Г. А. Структура атмосферной турбулентности. -М.: Мир, 1966. 264 с.

22. Минин А.С., Яглом A.M. Статистическая гидромеханика. 4.2. М.: Наука, 1967. - 720 с.

23. Воронцов П.А. Турбулентность и вертикальные токи в пограничном слое атмосферы. JL: Гидрометеоиздат, 1966. - 296 с.

24. Конелл Дж. Методы измерения атмосферной турбулентности // Турбулентность. Принципы и применения. М.: Мир, 1980. - с.407-442.

25. Lilly D.K. Lenschow D.H. Aircraft measurements of the atmospheric mesoscales using an inertial reference system // Facilities for Atmospheric Research. National Center for Atmospheric Research. Boulder, Colorado, 1971. - v.19. - p.2-8.

26. Винниченко H.K. Опыт применения термоанемометра на самолете // Труды ЦАО. -1962. вып.42. - с. 147-154.

27. Otten E.J., Pavel A.L., Rose W.S., Finley W.E. Atmospheric turbulence measurements from a subsonic aircraft // AIAA J. 1982. - v.20,N5. - p.610-611.

28. Tieleman H.W., Tauvoularis S.C. An instrumentation system for the measurements of atmospheric turbulence // J.Ind. Aerodyn. 1977. - v.2,Nl. - p.49-63.

29. Винниченко H.K. Турбулентность в ясном небе на высотах 6-12 км //Изв. АН СССР. ФАО. 1968. - т.2,№11. - с.1135-1141.

30. Merceret F.J. Airborne hot film measurements of the smallscale of atmospheric turbulence during GATE // J, Atmos.Sci.- 1976. v.33,N9. -p. 1739-1746.

31. Shein C.M., Tennekes H., Lumley J.L. Airborne hot-wire measurements of the small-scale structure of atmospheric turbulence // Phys. Fluids. 1971. -v.l4,N2. - p.201-215.

32. Пинус H.3., Литвинова В.Д. Некоторые результаты экспериментальных исследований мелкомасштабной турбулентности в слоистообразных облаках // Изв. АН СССР. ФАО. 1980. - т.16,№8. - с.800-806.

33. Taylor R.J. Aircraft measurements of dissipation of turbulent kinetic energy 11 Quart.J. Roy. Meteorol. Soc. 1972. - v.98,N417. - p.658-661.

34. MacCready P.B. Turbulence measurements by sailplane // J. of Geophys. Res. 1962. - v.67,N3. - p.1041-1050.

35. MacCready P.B. The inertial subrange of atmospheric turbulence / J. of Geophys. Res. 1962. - v.67,N3. - p.1051-1059.

36. Силаева В.И., Шметер C.M. Турбулентность внутри кучевых облаков и в их окрестностях /ЛГруды ЦАО. 1977. - вын.128. - с.63-72.

37. Мазин И.П., Силаева В.И., Струнин М.А. Турбулентные пульсации горизонтальной и вертикальной компонент скорости ветра в облаках различных форм // Изв.АН СССР. ФАО. -1984. т.20,№1. - с.10-18.

38. Пинус Н.З. Экспериментальные исследования мелкомасштабной турбулентности и турбулентного обмена в циклонах и антициклонах умеренных широт// Изв. АН СССР. ФАО. 1983. - т.19,№2. - с.135-147.

39. Зозуля В.Б., Черановский О.Р. Управление ламинарным обтеканием крыла в свободном полете // Гидромеханика. КиевД972. - вып.20. -с.3-7.

40. Runyan L.J., Cerge-Falvy D. Amplification factors corresponding to transition on an unswept wing in free flight and on a swept wing in wind tunnel//AIAA Paper. 1979. - N79-0267.

41. Lowndes J.C. Low-cost sailplane developed for test // Aviat. Week and Space Technol. 1980. - v.U3,N5. - p.38-39.

42. Jenkins M.W.M. Free flight research at Lockheed-Georgia // SAE Techn. Pap. Ser. -1981. N81-0567. - 23 p.

43. Gilford B. What have you done to my Caprony? // Aerokurier. 1982. -v.26,N4. - p.446-451.

44. Ostrowski J., Litwinczuk M., Turkowski L. Zjawiska oplywu kadlubow szybowcow i ukladow skrzydlo-kadlub // Arch. Budowy Maszyn. 1978. -T.25,N1. - p.91-104.

45. Althaus D., Strunz M. Eine methode zur bestunmung der lage des grenzschichtumschlags II Zeitschrift fur Flugwissenschagten. 1967. - heft 6,N15. - s. 197-202.

46. Selinger P.F. Segelflud Symposium der DFVLR // Flug Revue + Flugwelt. -1979.-NL-p.64-65.

47. Rose W.C., Johnson D.A., Otten L.J. Summary of all cycle II. 5 aerodynamic shear- and boundary layer measurements // Aero-Opt. Phenom.- N.Y., 1982.- p.294-305.

48. Герасимов Ю.Я., Грачев B.C., Кабуров И.С. и др. Исследование обтекания сечения крыла самолета в полете и в аэродинамической трубе// Учен, записки ЦАГИ. -1982. t.XIII,JSB. - с.1-11.

49. Croom С.С., Manuel G.S., Stack J.P. Tollmien-Schlichting instabilities in laminar flow in-flight detection//SAE.Techn. Pap. Ser.,1987,No.87-1016, 8p.

50. Runyan J.L., Steers L.L. Boundary layer stability analysis of a natural laminar flow glove on the F-lll TACT airplane // Viscous How Drag Reduction : Progress in Astronautics and Aeronautics. -1980. v.72. - p.17-32.

51. Holms B.J., Obara C.J. Observations and implications of natural laminar flow on practical airplane surfaces // J. Aircraft. 1983. - v.20,N.12.

52. Holmes B.J., Obara C.J., Yip L.P. Natural laminar flow experiments on modern airplane surfaces // NASA TP. 1984. - N2256.

53. Van Dan C.P., Holmes B.J. Boundary-layer transition effects on airplane stability and control // J.Aircraft. 1988. - v.25,N6. - p.702-709.

54. Майли С.Дж., Ховард P.M., Холмс Б.Дж. Влияние следа за винтом на ламинарный пограничный слой на крыле самолета // АКТ. -1989. №11.- с.70-77.

55. Holmes B.J., Howard R.M., Miley S J. Wing laminar boundary layer in the presence of a propeller slipstreams // J.Aircraft. 1988. - v.25,N7.- p.606-611.

56. Ahmed A., Wentz W.H., Nyenhuis R. In-flight boundary-layer transition measurements on a swept wing // J.Aircraft. 1989. - v.26,Nll. - p.979-985.

57. Horstmann K.H., Quast., Redeker G. Flight and windtunnel investigations on boundary-layer transition // J.Aircraft 1990. - v.27,N2. - p.146-150.

58. Хортеманн K.X., Куэст А., Редекер Г. Летные и трубные исследования перехода пограничного слоя II АКТ.-1990. №10. - с.84-90.

59. Henke R., Vunch F.X., Quast A. Natural laminar flow : a wind tunnel test campaign and comparison with flight test data // AIAA Paper. 1990. - N90-3045 - 8p.

60. Henke R., Munch F.X. Laminar flow experiments with a large half model in transonic flow //Proc. 17-th congress ICAS, Sept. 1990, Stockholm. 1990. -Paper N90 - 364. r 8 pp.

61. Павлюченко A.M., Брагин О.А., Тютин А.А. Летные измерения температуры и давления на спасаемых головных частях метеоракет типа М100 и "Облако" // Изв. СО АН СССР, Серия техн. наук. 1983. -№3,вып.1. - с.46-54.

62. Исследования NASA по снижению вязкостного сопротивления II Техн.инф. ЦАГИ. -1983. №20. - с.14-20.

63. Wagner R.D., Fisher М.С. Developments in the NASA transport aircraft laminar flow program II AIAA Paper. 1983. - N90. - 11 pp.

64. Laminar flow testing // Aerosp. Eng. 1989. - v.9,Nl. - p. 13-16.

65. Тенденции и перспективы уменьшения сопротивления дозвуковых транспортных самолетов // Техинф. ЦАГИ. -1989. №1. - с.1-7.

66. Исследования NASA по разработке летательных аппаратов // Тех.инф. ЦАГИ. -1990. №17. - с.1-14.

67. Bushnell D. Supersonic aircraft drag reduction // AIAA Pap. -1990. N1596. - p.1-24.

68. Wagner R.D., Bartlett D.W., Collier F.S. Laminar flow the past, present and prospecta // AIAA Pap. - 1989. - N89-989. - p.1-21.

69. Sapuppo J., Archer R.D. Fully laminar flow section // J. Aircraft. 1982. -v. 19,N5. - p.406-409.

70. Исследования в области перспективных гражданских самолетов в США // Тех.инф. ЦАГИ. 1985. - №16. - с. 1-20.

71. Holmes B.J., Obara C.J., Gregorek G.M. Hoffman M.J., Freuhler R.J. Flight investigations of natural laminar flow on the Bellanca Scyrocket II// SAE Paper. 1983. - N83-0717.

72. Россия. Исследования естественной ламинаризации // Экспресс-информация ЦАГИ, Сер.АРТ. -9.11,92, №1737. -с.6-7.

73. Федоренко Г.А. Размеры технологических зон с повышенными требованиями к состоянию поверхности крыльев с обычными и сверхкритическими профилями // Техн.возд.флота. 1991. - №3 (491). -с.36-39.

74. Redeker G., Horstmann К.Н., et al. Design of a natural laminar flow glove for a transport aircraft // AIAA 8th Appl. Aerodyn. Conf.: Collect.Techn. Pap. Ptl 1990. - p.375-384.

75. Horstmann K.H., Redeker G., et.al. Flight tests with a natural laminar flow glove on a transport aircraft // AIAA 8th Appl.Aerodyn. Conf.: Collect. Techn. Pap.Pt 1. P.385-392.

76. Davis R.E. Probablity of laminar flow loss because of ice crystal encounters // Laminar flow control. 1981 Research and Technilogy Studies. NASA-CP-2218. - 1982. - p.75-94.

77. Davis R.E. Cloud particle effects on laminar flow and instrumentations for their measurements aboard a NASA LFC aircraft // AIAA Paper. 1983. -N83-2734.-10 pp.

78. Whites R.C., Sudderth R.W., Wheldon W.C. Laminar flow control on the X-21. // Astronaut Aeronaut. 1966. - v.4,N7. - p.30-62.

79. Wilson V.E. SPFB titanium consept for structural efficiency // Laminar flow control. 1981 Research and technilogy studies: NASA-CP-2218. 1982. -p. 95-110.

80. Williams N.R. SPF/DB titanium LFC porous panel consept //Laminar flow control. 1981. Research and technology studies: NASA-CP-2218. 1982. -P.110-138.

81. Bennet J.A., Brandt L.B. External aerodynamic design for a laminar flow control on a Lochheed Jet Star wing //13th Congr. Int. Counc. Aeron. Sci. & AIAA Aircraft Syst. and Techn. Conf. : ICAS Proc. 1982. - v.l,s.l. -p. 190-202.

82. Pearce W.E. Progress at Douglas on laminar flow control applied to commercoal transport aircraft //13th Congr. Int. Counc. Aeron. Sci. & AIAA Aircraft Syst. and Techn. Conf. : ICAS Proc. 1982. v.2,s.l. - p.811-817.

83. Pfenninger W., Reed H.L., Dagenhart J.R. Design considerations of advanced supercritical low drag suction airfoils // Viscous Flow Drag Reduction : Progress in Astronautics and Aeronautics. 1980. - v.72. - p.249-271.

84. Maddalon D.V., Collier F.S., Montoya L.C., Land C.K. Transition flight experiments on a swept wing with suctions // AIAA Pap. 1989. - N89-1983. - p. 1-24.

85. Wagner R.D., Maddalon D.V., Fisher D.F. Laminar flow control leading-edge systems in simulated airline service // J.Aircraft.- 1990. v.27,N3. -p.239-244.

86. США. Испытания системы управления ламинаризацией обтекания крыла на самолете Боинг 757-200 / Экспрес-информ.ЦАГИ. 21.11.90. -№1635. - с.2-3.

87. Casamayon J. P. LvOnera se penche sur la laminarite hybride // Airet cosmos / Aviatmag. -1992. N1376. - p.32-33.

88. Tomas A.S.W. The control of boundary-layer transition using a wave-superposition principle// J.Fluid Mech. 1983. - v.137. - p.233-250.

89. Liepmann H.W. Nosenchuck D.M. Active control of laminar-turbulent transition // Journal Fluid Mech. 1982. - v.118. - p.201-204.

90. Гилев B.M. Возбуждение и развитие гармонических возмущений и волновых пакетов в пограничном слое и их использование для активноговоздействия на процесс перехода : Автореф. дис. канд.физ.-мат.наук. -Новосибирск, 1985. -18 с.

91. Gilev V.M. Tollmien-Schlichting wave excitation on the vibrator and laminar-turbulent transition control // Proc.II IUTAM Symposium on Laminar-Turbulent Transition, Novosibirsk, 1984. BerIin:Springer-Verlag, 1985. - p.243~248.

92. Ермолаев В.П., Киринов Ю.В., Озеров В.Н. и др., Управление развитием возмущений в пограничном слое IIУчен, записки ЦАГИ. -1990. т.21,№1. с.1-10.

93. Walsh М.J. Drag characteristics of V-groove and transverse curvature riblets INiscous Flow Drag Reduction: Progress in Astronautics and Aeronautics, 1980. v.72. - p. 168-184.

94. Grooves reduce aircraft drag // Mech. Eng. 1981. - v.103,N3. - p.71.

95. Walsh M.J., Sellers W.L., MacGinley C.B. Riblet drag reduction at flight conditions // J.Aircraft. 1989. - v.26,N6. - p.570-575.

96. Choi K.-S. Near wall structure of a turbulent boundary layer with riblets // J.Fluid Mech. 1989. - v.208. - p.417-458.

97. Уолш M.Д. Сопротивление пластины с продольными пазами и ребрами // Снижение вязкостного трения. М.: Маш., 1984.

98. Енютин Г.В., Дашков Ю.А., Самойлова Н.В. и др. Экспериментальное иследование влияния продольного оребрения на сопротивление трения плоской пластины //Изв. АН СССР, МЖГ. 1987. -№2.

99. Белов И.А., Енютин Г.В., Литвинов В.М. Влияние продольного и поперечного оребрения плоской пластины на ламинарно-турбулентный переход // Учен, записки ЦАГИ. 1990. - т. XXI,№6 - с.107-111.

100. Бутылин И.Д., Ермолаев В.П., Озеров В.Н., Фомин В.М. Летные исследования влияния микрорифления поверхности на изменение сопротивления // Учен, записки ЦАГИ. -1991. т. XXII,№2. - с.43-50.

101. Западная Европа. Летные испытания самолета Эрбас Индастри А320 с риблетами II Экспресс-инф. ЦАГИ, APT. 02.04.90. - №1601. - с.1.

102. Flight International //1990. v.l37,N4202. - p.39.

103. Экспериментальные исследования уменьшения турбулентного трения на оребренных поверхностях // Тех.инф. ЦАГИ. -1989,№1. с.7-19.

104. Гудилин И.В., Енютин Г.В., Ким А.Ю. и др. Экспериментальное исследование совместного влияния продольного оребрения и разрушителей вихревых структур на турбулентное трение //Учен, записки ЦАГИ. 1989. - т.ХХ,№6. - с.8-14.

105. Белов И.А., Литвинов В.М. Исследование возможности управления ламинарно-турбулентным переходом с помощью ламинаризующих пластин // Учен, записки ЦАГИ. 1990. - т.ХХ1,№3. - с.39-46.

106. Техническое руководство по планеру Л-13 "Бланик". ЧССР, г.Куновице, Национальное предприятие ЛЕТ. -1969. - 36 с.

107. Армонайтис Ю., Ласаускас Э., Рокицкий М.И. Техническое описание иневмометрической планерной летающей лаборатории манжетного типа. Лит. ССР, г.Пренай,Экспериментальный завод спортивной авиации. -1983.-49 с.

108. Занин Б.Ю. Методические исследования процесса перехода ламинарного течения в турбулентное в пограничном слое на крыловом профиле в натурных условиях.- Новосибирск, 1982. с.24 (Отчет / АН СССР. Сиб.отделение. Ин-т теор. и прикл. механики, №1273).

109. Занин Б.Ю., Козлов В.В., Рыцарев В.М. Применение термоанемометра для измерения степени турбулентности в пограничном слое атмосферы. Новосибирск, 1980. - с.24-34 (Препринт / АН СССР. Сиб. отделение, Ин-т теор. и прикл. механики, №41).

110. Занин Б.Ю. Применение термоанемометра для измерения степени турбулентности в пограничном слое атмосферы // Гидрогазодинамика и теплообмен в конденсированных средах. Новосибирск, 1981. - с.70-75.

111. Goldschmidt V.W., Eskinazi S. Tho-phase turbulent flow in a plane jet// J. Appl. Mech. -1966. v.33E. - p.735-747.

112. Занин Б.Ю., Козлов В.В. Натурные исследования структуры пограничного слоя // Учен, записки ЦАГИ. 1983. - т.14,№6. - с.109-112.

113. Zanin B.Yu. Transition at natural conditions and comparuson with the results of wind tunnel studies // Proc. IIIUTAM Symposium on LaminarTurbulent Transition, Novosibirsk, 1984. Berlin: Springer -Ver., 1985. -p.541-546.

114. Косорыгин B.C. Лабораторный комплекс для изготовления миниатюрных термоанемометрических датчиков с нагреваемой нитью. -ИТПМ СО АН СССР, Новосибирск, 1982. 20 с.(Деп. в ВИНИТИ 02.08.1982, №4166-82).

115. Занин Б.Ю. Переход к турбулентности на крыле в полете и в аэродинамической трубе при одинаковых числах Рейнольдса // Изв.СО АН СССР, Сер.техн.наук. 1988. - №18,вып.5. - с.51-53.

116. Пилипенко А.А. Натурные исследования перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный // IV Всесоюзная школа по методам аэрофизических исследований. Тез. докладов. Новосибирск, 1986. -вып.4. - с. 139.

117. Занин Б.Ю. Структура пограничного слоя на нижней поверхности крыла в полете и в аэродинамической трубе //Учен, записки ЦАГИ. 1991. -т.ХХП,№3. - с.118-122.

118. Main-Smith J.D. Chemical solids as diffusible coating films for visual indications of boundary-layer transition in air and water //Brit. A.R.C. -1950. v.III. - R& M N2755. - p.1745-1760

119. Owen P.R. Ormerod A.O. Evaporation from the surface of a body in an airstreem (With particular to the chemical method of indicating boundary-layer transition) //Brit A.R.C. -1951. v.l. - R& M N2875. - p.l65-206.

120. Занин Б.Ю. Визуализация перехода в пограничном слое сублимирующимися покрытиями // Учен, записки ЦАГИ. 1986. - т. XVII,№4. - с.84-89.

121. Занин Б.Ю. Отработка методики визуализации процесса перехода от ламинарного течения к турбулентному в натурных условиях на планере. -Новосибирск, 1984. с.25. (Отчет/ АН СССР. Сиб.отделение. Ин-т теор. и прикл.механики, №1456).

122. Чжен П. Отрывные течения, т.2. М.: Мир.- 1973. - с.13-15.

123. Занин Б.Ю. Исследование перехода на ламинарном профиле FX-67-170 на летающей лаборатории и в аэродинамческой трубе. Новосибирск, 1986. - 35 с. (Отчет/ АН СССР. Сиб. отделение. Ин-т теор. и прикл. механики, №1608).

124. Занин Б.Ю. Некоторые закономерности возникновения волн неустойчивости на крыле в полете и в аэродинамической трубе // Проблемы моделирования в аэродинамических трубах, т.1: Сборник трудов международного семинара. Новосибирск, 1989, с. 148-156.

125. Горлин С.М., Слезингер И.И. Аэромеханйческие измерения (методы и приборы). М.: Наука, 1964.

126. Бибиков Ю.Ю., Межакова Э.С., Оревков П.П. и др. Аппаратные и програмные средства для измерения стационарных и нестационарных давлений // Вопросы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов. М.: ЦНТИ "Волна", 1985.

127. Брэдшоу П. Введение в турбулентность и ее измерение.- М.: Мир, 1974. 278 с.

128. Поляков Н.Ф. Ламинарный пограничный слой в условиях "естественного" перехода к турбулентному течению //Развитие возмущений в пограничном слое. Новосибирск, 1979. - с.23-67.

129. Довгаль А.В., Козлов В.В. Влияние акустических возмущений на структуру течения в пограничном слое с неблагоприятным градиентом давления II Изв.АН СССР, МЖГ. 1983. - №2. - с.48-52.

130. Бутылин И.Д., Фомин В.М., Шуров А.А. Управление отрывом пограничного слоя //Учен, записки ЦАГИ. 1991. - т.ХХИ,№3. - с. 133138.

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

132. Трынкин В.Р., Евтюшкин JI.B., Данилов А.С. Термоанемометр постоянного сопротивления ТПС-2М. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР, 1978.

133. Emmons H.W. The laminar-turbulent transition in a boundary layer. Part 1. //J. Aeronaut. Sci. -1951. v.18,N7. - p.490-498.

134. Klebanoff P.S., Tidstrom K.D., Sargent L.M. The threedimensional nature of boundary-layer instability // J.Fluid Mech. 1962. - v. 12, part 1. - p,l-34.

135. Klebanoff P.S., Tidstrom K.D. Evolution of amplified waves leading to transition in a boundary layer with zero pressure gradient. NACA TN. -1959. - D-195.

136. Wignanski I., Sokolov M., Fridman D. On a turbulent "spots" in a laminar boundary layer // J.Fluid Mech. 1976. - v.78, part.4. - p.785-819.

137. Лавров Ю.В., Филиппов B.M. Экспериментальное исследование перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на стенках рабочей части аэродинамической трубы//Учен, записки ЦАГИ. 1972. -т.III,№2. - с.60-68.

138. Грек Г.Р., Козлов В.В., Рамазанов М.П. Ламинарно-турбулентный переход при повышенной турбулентности набегающего потока (обзор) //Сиб.физ.-техн.журнал. -1991. вып.6. - с.106-137.

139. Keith W.L., Hurdis D.A., Abraham В.М. A comparison of turbulent boundary layer wall-pressure spectra // Trans. ASME. J. Fluid End. 1992. -v.ll4,N3. - p.338-347.

140. Ковальногов C.A., Тер-Григорян В.Ю., Шаповалов Г.К. Исследование аэродинамических особенностей обтекания моделей с помощью тонкопленочных емкостных датчиков пульсаций давления //Учен, записки ЦАГИ. 1991. - т.ХХП,№2. - с.124-129.

141. Занин Б.Ю., Федоров А.В. Акустические измерения структуры пограничного слоя // Моделирование в механике. Новосибирск, 1991. -т.5(22),№3. - с.40-48.

142. Грек Г.Р., Козлов В.В., Рамазанов М.П. Ламинарно-турбулентный переход при повышенной турбулентности набегающего потока // Изв.АН СССР, МЖГ. 1988. - №6.

143. Грек Г.Р., Козлов В.В., Рамазанов М.П. Ламинарно-турбулентный переход при повышенной степени турбулентности набегающего потока в градиентном течении // Изв. СО АН СССР, Сер. техн. наук 1989. -вып.З.

144. Грек Г.Р., Козлов В.В., Рамазанов М.П. Моделирование возникновения турбулентного пятна из нелинейного волнового пакета // Моделирование в механике. Новосибирск, 1989. - т.3(20),№1.

145. Taylor G.I. Statistical theory of turbulence. V. Effect of turbulence on boundary layer // Proc.Roy. Soc. London, 1936. - A 156.

146. Zanin B.Yu. Laws of generation of instability waves in laminar separation of the flow from the airfoil // IUTAM-symposium "Separated flow and jets". Abstracts. Novosibirsk, 1990. - p.128.

147. Занин Б.Ю. О параметрах волн неустойчивости в пограничном слое //ИФЖ. 1987. - т.53,Ж. - с. 624-629.

148. Багаев Г.И., Голов В.К., Медведев Г.В., Поляков Н.Ф. Аэродинамичеекия труба малых скоростей Т-324 с пониженной степенью турбулентности // Аэрофизические исследования. -Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР, 1972. с.5-9.

149. Van Ingen J.L. Research on laminar separation bubbles at Delft university of technology // Proc. IUTAM-Symposium "Separated flow and jets", Novosibirsk, 1990. Berlin.: Springer, 1991 - p.537-556.

150. OvMeara M.M., Mueller I.J. Laminar separation bubble characteristics on an airfoil at low Reynolds number // AIAA J. 1987. - v.25,N8. - p.1033-1041.

151. Bastedo W.G., Mueller I.J. Spanwise variation of laminar separation bubbles on wings at low Reynolds number // J.Aircraft. 1986. - v.23,N9. - p.687-694.

152. Brendel M., Mueller T.J. Boundary-layer measurements on an airfoil at low Reynolds number //J.Aircraft. 1988. - v.25,N7 - p.612-617.

153. Michalke A. On the instability of wall-boundary layers close to separation // Proc. IUTAM-Symposium "Separated flow and jets", Novosibirsk, 1990. -Berlin.: Springer, 1991 p.557-564.

154. Dovgal A.V., Kozlov V.V., Michalke A. Laminar boundary layer separation instabiliuy and associated phenomena // Prog. Aerospace Sci. 1994. - v.30. -p.61-94.

155. Arena A.V., Mueller T.J. Laminar separation, transition and turbulent reattachment near the leading edge of airfoils // AIAA J. 1980. -v. 18. -p.747-753.

156. Leblanc P., Blackwelder R., Liebeek R. Experimental results on laminar separation on two airfoils at low Reynolds numbers //Proc. 20th Aerosp. Sci. Meet. Reno, USA. - 1991.

157. Boiko A.V., Dovgal A.B., Kozlov V.V. Nonlinear interactions between perturbations in transition to turbulence in the zone of laminar boundary-layer separation // Sov.J. Appl. Phys. 1989. - v.3. - p.46-52.

158. Browand F.K. An experimental investigation of the instability of an incompressible separated shear layer // J.Fluid Mech. 1966. - v.26. - p.281-307.

159. Miksad R.W. Experiments on the nonlinear stages of free shear layer transition //J.Fluid Mech. 1972. - v.56. - p.695-719.

160. Sato H. Futher investigation on the transition of two-dimensional separated layers at subsonic speed // J.Phys. Soc. Japan. 1959. - v. 14 - p.53-80.

161. Kachanov Yu.S., Levchenko V.Ya. The resonance interaction of disturbances at laminar-turbulent transition in a boundary layer //J.Fluid Mech. 1984. - v.138.- p.209-247.

162. Paterson R.W., Vogt P.G., Finr M.R., Munch C.L. Vortex noise of isolated airfoils // AIAA Paper. 1972. - N72-656.

163. Ardey H., Bataille J. Noise generated by airfoil profiles placed in a uniform laminar flow // J.Fluid Mech. 1983. - v.134. - p.33-47.

164. Диковская Н.Д., Занин Б.Ю. Экспериментальные и численные исследования устойчивости предотрывного течения на крыловом профиле // ПМТФ. 1999. - т.40, №1. - с.126-132.

165. Muti Lin J.С., Pauly L.L. Low-Reynolds-number separation on an airfoil//AIAA Journal.- 1996.- v.34, №8.- p.1570-1577.

166. Monkewitz P.A., Huerre P. The influence of the velocity ratio on the spatial instability of mixing layers//Phys. Fluids.- 1982.- v.25.- p.l 137-1143.

167. Галкин B.M., Занин Б.Ю., Купарев В.А. Расчет параметров волн неустойчивости в предотрывной области // Сиб. физ.-техн. журн.-1993.-вып.2.-с.25-28.

168. Dikovskaya N.D., Zanin B.Yu. Verification of the stability calculation of the boundary layer flow on the wing profile//Proc. of 8-th Intern, conf. on the methods of aerophys. research. Novosibirsk,!996. - Part 2. - pp.58-63.

169. Hanifi A. Stability characteristics of the supersonic boundary layer on a yawed cone//Licentiate thesis, TR1TA-MEK. -Technical Report 1993, №6. -Royal Inst, of technology.- Stockholm, Sweden.

170. Уэллс мл. Влияние турбулентности набегающего потока на переход в пограничном слое //РТК. -1967. т.5,№1. - с.219-221.

171. Спенглер Дж.Г., Уэллс мл. Влияние возмущений свободного потока на переход в пограничном слое /РТК. 1968. - т.6,№3. - с.227-229.

172. Филлипов В.М. Экспериментальное исследование влияния градиента давления на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный //Учен, записки ЦАГИ. 1975. - т.6,№6. - с.114-118.

173. Barnes F.H. A hot-wire anemometer study of the effect of disturbances on laminar boundary layer on a flat plate //Ph. Diss. Thesis. Edinburgh, 1966.

174. Качанов Ю.С., Козлов B.B., Левченко В.Я. Генерация и развитие возмущений малой амплитуды в ламинарном пограничном слое при налиии акустического поля //Изв. СО АН СССР, Сер.техн. наук. 1975. - №13,вып.3. - с. 18-26.

175. Betchov R., Szewchuk A. Stability of shear layer between parallel streams // Phys.Fluids. 1963. - v.6. - p.1391-1396.

176. Betchov R. Transition // Handbook of Turbulence, v.l. Plenum Publ. Corp., 1977. - p.147-164.

177. Дородницын A.A., Лойцянский Л.Г. К теории перехода ламинарного слоя в турбулентный // Прикл.матем. и мех. 1945. - т.9,вып.4. - с.269-284.

178. Остославский И.В., Свшцев Г.П. Расчет точки перехода ламинарного пограничного слоя крыла в турбулентнй //Труды ЦАГИ. 1975. -вып.1725. - с.1-11.

179. Kozlov L.F. Optimal suction of the boundary layer taking account of initial turbulence and surface roughness //J. Fluid Mech. 1968. - v.31. - p.53-64.

180. Driden H.L. Boundary layer flow near flat plates //Proc. 14th Int. Congress for Appl. Mech. Cambridge, England,1934. - p.175.

181. Driden H.L. Airflow in the boundary layer near a plate // NASA Rep. -1936. N562.

182. Косорыгин B.C., Поляков Н.Ф., Супрун Т.Т., Эпик Э.Я. Развитие возмущений в ламинарном пограничном слое пластины при повышенной турбулентности внешнего потока // Неустойчивость до- и сверхзвуковых течений. Новосибирск, 1982. - с.85-92.

183. Rogler H.L., Peshotko Е. Disturbances in a boundary layer introduced by a low intensity an-ay of vortices // SIAM J. Appl. Mech. 1975. - v.28,N2. -p.431-462.

184. Качанов Ю.С., Козлов В.В., Левченко В.Я. Возникновение волн Толлмина-Шлихтинга в пограничном слое при воздействии внешних возмущений //Изв.АН СССР, МЖГ. 1978. - №5. - с.85-94.

185. Власов Е.В., Гиневский A.C., Каравасов Р.К., Почкина К.А. Индуцирование перехода пограничного слоя акустическими возмущениями //Труды ЦАГИ. 1975. - вып. 1707. - с.3-36.

186. Власов Е.В., Гиневский A.C. Влияние акустических возмущений на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный //Учен, записки ЦАГИ. 1971. - т.И,№2. - с.1-10.

187. Гиневский A.C., Власов Е.В., Колесников A.B. Аэроакустические взаимодействия.- М.: Машиностроение, 1978. -177 с.

188. Поляков Н.Ф. Индуцирование гидродинамических волн в ламинарном пограничном слое продольным звуковым полем // Симпозиум по физике акустико-гидродинамических явлений. М., Наука, 1975. - с.216-223.

189. Michel F., Schilz W. Untersuchungen zur akustischen Beein-flussung der Stromungsgrenzschicht in Luft // Acoustics. 1964. - v.l4,N6. - p.325-331.

190. Довгаль A.B., Козлов В.В., Левченко В.Я. Экспериментальное исследование реакции пограничного слоя на внешние периодические возмущения //Изв. АН СССР, МЖГ. 1980. - №4. - с.155-159.

191. Ruban A.I. On the Tollmien-Schlichting wave generation by sound // Proc. II IUTAM Symposium "Laminar-Turbulent Transition", Novosibirsk, 1984. Berlin: Springer-Verlag, 1985. - p.313-320.

192. Козлов Л.Ф., Бабенко B.B. Экспериментальные исследования пограничного слоя. Киев: Наукова думка, 1978. -184 с.

193. Косорыгин B.C., Левченко В.Я., Поляков Н.Ф. К вопросу о возникновении волн в ламинарном пограничном слое// Неустойчивость до- и сверхзвуковых течений. Новосибирск, 1982. - с.44-52.

194. Kosorygin V.S., Levchenko V.Ya., Polyakov N.Ph. On generation and evolution of waves in a laminar boundary layer //Proc. II IUTAM Symposium "Laminar-Turbulent Transition", Novosibirsk, 1984. Berlin: Springer-Verlag, 1985. - p.233-242.

195. Занин Б.Ю. Возникновение нескольких волновых пакетов в пограничном слое на профиле крыла //Учен, записки ЦАГИ.- 1990. -т.ХХ1,№1. с.94-97.

196. Довгаль A.B., Козлов В.В., Косорыгин B.C., Рамазанов М.П. Влияние возмущений на структуру течения в области отрыва И ДАН СССР. -1981. т.258,№1.

197. Косорыгин B.C., Поляков Н.Ф. Возбуждение неустойчивых волн в дозвуковом ламинарном пограничном слое звуком //VI Всесоюзный съезд по теоретической и прикладной механике. Анн. докладов -Ташкент, 1986. с.375.

198. Гуляев А.Н., Козлов В.Е., Кузнецов В.Р., Минеев Б.И., Секундов А.Н. Взаимодействие ламинарного пограничного слоя с внешней турбулентностью II Изв. АН СССР, МЖГ. 1989. - №5. - с.55-65.

199. Довгаль A.B., Занин Б.Ю. Влияние турбулентности набегающего потока на развитие возмущений в течении с отрывом пограничного слоя // Неустойчивость до-и сверхзвуковых течений. Новосибирск,1982.-с.77-84.

200. Занин Б.Ю. Возникновение волн неустойчивости в пограничном слое при умеренной турбулентности потока//Изв.РАН, МЖГ. 1994,№1. -с.49 - 54.

201. Косорыгин B.C., Левченко В.Я., Поляков Н.Ф. Ламинарный пограничный слой при умеренной турбулентности потока. Новосибирск, 1988. - с.ЗО. - (Препринт / АН СССР Сиб.отделение Ин-т теорет. и прикл.механики, №16-88).

202. Занин Б.Ю., Лушин В.Н. Сравнительные исследования обтекания профиля крыла в двух аэродинамических трубах //Сиб.физ.- техн.журнал. 1991. - вып.2.- с.99-103.

203. Кашафутдинов С.Т., Кочеловский Ю.А., Лушин В.Н., Чернов Л.Г., Грунин Е.П. Профиль крыла пилотажно-акробатического самолета //А.с. 1420822А1 (СССР).

204. Winkelmann А.Е. Flow field studies behind a wing at low Reynolds number//AIAA Pap. -1990. №90-1471. - 18pp.

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

206. 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.

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

208. Dallman V. Topological structures on three-dimensional vortex flow separation//AIAA Pap. 1983. - №83-1735. - 25pp.

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

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

211. 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.

212. Колмаков Ю.А., Рыжов Ю.А., Столяров Г.И., Табачников В.Г. Исследование структуры обтекания прямоугольного крыла Х=5 на больших углах атаки/ЛГруды ЦАГИ. 1985. - вып.2290. - с.84-89.

213. Головкин М.А., Горбань В.П., Симусева Е.В., Стратонович А.Н. Обтекание прямого крыла при стационарных и квазистационарных внешних условиях II Учен, записки ЦАГИ. -1987. t.XYHI,№ 3. - с.1-12.

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

215. Трещевский B.H., Волков Л.Д., Короткин А.И. Аэродинамический эксперимент в судостроении. Л.:Судостроение,1976. - с.136-149.

216. Kiya М., Sasaki К. Structure of large-scale vortices and unsteady reverse flow in the reattaching zone of a turbulent separation bubble//J. Fluid Mech.1985. v.154. - p.463-491.

217. Jaroch M. Oil flow visualisation experiments in the separated and reattachment regions of the flow past a trasverse flat plate with a long splitter plate//Z. Hugwiss. Weltraumforsch. 1987. -v.ll. - p.230-236.

218. Ruderich R., Fernholz 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. .

219. Papadopoulos G., Otugen M.V., Vradis G.C. The three-dimensional separated flow structure in a variable aspect ratio sudden expansion duct//AIAA Pap. 1993. - №93-0213. - 8pp.

220. Козлов А.П. Проявление трехмерности в двумерных отрывных течениях//Докл. РАН 1994. - т.338, № 3. - с.337-339.

221. Бойко А.В., Довгаль А.В., Занин Б.Ю., Козлов В.В. О пространственной структуре отрывных течений на крыловых профилях(обзор)// Теплофизика и аэромеханика 1996.-т.3,№1. - с.1-14.

222. Занин Б.Ю. Гистерезис отрывного обтекания модели прямого крыла при изменении скорости потока//ПМТФ. 1997. - т.38, №5. - с.80-84.

223. Бойко А.В., Довгаль А.В., Занин Б.Ю. Козлов В.В., 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.

224. Занин Б.Ю., Козлов В.В., Маврин О.В. О способе управления глобальным отрывом потока/ЛГеплофизика и аэромеханика. 1997. - т.4, №4. - с.381-385.

225. Лушин В.Н. Экспериментальное исследование ламинарно-турбулентного перехода и отрыва потока на моделях крыльев самолетов: Дис.канд. техн.наук. Новосибирск, 1992. - 118 с.

226. Leconte J. On the influence of musical sounds on the flame of a jet of coalgas // Philosophical Magazine. 1858. - v.15. - p.235-239.

227. Schubauer G.B., Skramstad H.K. Laminar boundary-layer oscillations and transition on a flat plate // NACA Rept. 1948 - N909.

228. Peterca J.A., Richardson P.D. Effects of sound on separated flow // J.Fluid Mech. 1969. - v.37. - Pt.2. - p.265-287.

229. Roos F.W., Kegelman J.T. Control of coherent structures in reattaching laminar and turbulent shear layers // AIAA J. 1986. - v.24,N12. - p.1956-1963.

230. Chang P.K. Drag reduction of an airfoil by injection of sound energy // J. of Aerospace sci. 1961. - v.28,N9. - p.742-743.

231. Collins F.G., Zelenewitz J. Influence of sound upon separated flow over wings // AIAA J. 1975. - v.13.N3.

232. Ahuja K.K., Burrin R.H. Control of flow separation by sound //AIAA Pap. -1984. N2298-84.

233. Zaman K.B.N.Q., Bar-Sever A., Mangalam S.M. Effect of acoustic excitation on the flow over a low-Re airfoil // J.Fluid Mech. 1987. - v.182. - p.127-148.

234. Hsiso F.B., Lin C.F., Shyu J.Y. Control of waliseparated flow by internal acoustic excitation // AIAA J. 1990. - v.28,N8. - p.1440-1446.

235. Nishioka M., Assai M., Yoshida S. Control of flow separation by acoustic excitation // AIAA J. 1990. - v.28,Nll. - p.1909-1915.

236. Жигулев C.B., Федоров A.B. Исследование влияния ультразвукового акустического поля на отрыв пограничного слоя на профиле //Учен, записки ЦАГИ.-J980. т.XXI,№6. - с.58-66.

237. Каравосов Р.К., Прозоров А.Г. Влияние звукового облучения на обтекание крыла при малых числах Рейнольдса //Труды ЦАГИ. 1976. -№ 1790.

238. Collins F.G. Boundary-layer control on wings using sound and leading-edge separations // AIAA J. -1981. v.l9,N2. - p.129-130.

239. Fei-Bin Hsiao, Chin-Fung Liu, Jong-Yaw Shyu. Control of wall-separated by internal acoustic excitation // AIAA J. 1990. - v.28,N8. - p.1440-1446.

240. Huang L.S. Maestrello L., Bryant T.D. Separation control over an airfoil at high angles of attack by sound emanating from the surface // AIAA Pap. -1987. N87 - 1261.

241. Бойко A.B., Довгаль A.B. Неустойчивость локальных отрывных течений к возмущениям малых амплитуд//Изв. СО РАН, Сиб. физ.-техн. журн. -1992. Вып.З - с. 19-24.341

242. Козлов В.В. Отрыв потока от передней кромки и влияние на него акустических возмущений IIПМТФ. 1985. - №2. - с.112-115.

243. Лушин В.Н. Обтекание крыла конечного размаха при внешнем звуковом воздействии //Сиб. физ.-техн.журн. 1992. - №4. - с.64-68.

244. Kozlov V.V., Grosche F.-R., Dovgal A.V., Bippes H., Kuhn A., Stiewitt H. Control of leading edge separation by acoustic excitation IIDLR-IB. - 1993. - N222-93 (in German). - 50 p.

245. Занин Б.Ю., Козлов B.B., Лушин В.Н. Управление глобальным отрыйом потока при помощи акустического воздействия. Новосибирск, 1990. - 15 с. - (Препринт / АН СССР. Сиб. отд. Ин-т теорет. и прикл.механики; №2-90).

246. Kozlov V.V., Lushin V.N., Zanin B.Yu. Separated flow reattachment at an airfoil under sonic effect // Proc. IUTAM-Symposium "Separated flow and jets", Novosibirsk, 1990. Berlin: Springer,1991. - p.516-528.

247. Занин Б.Ю., Козлов В.В., Лушин В.Н. Управление отрывом потока на прямом и скользящем крыле при помощи звукового воздействия // Сиб.физ.-техн.журнал. 1992. - вып.З. - с.32-36.1. АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО

248. ГЕНЕРАЛЬНЫЙ ДЕПАРТАМЕНТ РАЗВИТИЯ445633, ТОЛЬЯТТИ, УЛ. ЗАСТАВНАЯ, 2 ТЕЛЕФОН: 33-36-56 ТЕЛЕТАЙП: 290 222 ТОПАЗ ТЕЛЕКС: 214 147 Т1Т РУ ТЕЛЕФАКС: (8469) 37-24-74мр 4,31. На №.-ОТ.

249. УТВЕРЖДАЮ -^Славный ' конструктор 0^В1;ОВАЗ"1. П.М.Прусов1. О "УО £ 1999 г.1. АКТо внедрении результатов научных иследований

250. Начальник Управления специальных испытаний

251. Начальник Отдела аэроклиматических исследований^. А.В.Балыкинф. 1331. Тип. 15А39