Развитие искусственных волновых пакетов в гиперзвуковом пограничном слое тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

Перечень основных обозначений

Введение

Глава I. Обзор современного состояния исследований в области устойчивости гиперзвукового пограничного слоя

1.1. Теоретические исследования устойчивости гиперзвукового пограничного

1.1.1. Линейная теория развития возмущений

1.1.2. Параболизованные уравнения устойчивости

1.1.3. Прямое численное моделирование

1.1.4. Исследования нелинейной стадии развития возмущений

1.1.5. Исследования влияния свойств реального газа на устойчивость пограничного слоя" ■

1.1.6. Влияние притупления передней кромки

1.1.7. Исследования устойчивости пограничного слоя с градиентом давления

1.1.8. Исследования восприимчивости пограничного слоя

1.2. Результаты экспериментальных исследований устойчивости и перехода в гиперзвуковом пограничном слое

1.2.1. Использование аэродинамических труб для исследования устойчивости и перехода гиперзвукового пограничного слоя

1.2.2. Влияние акустического шума на эффективность различных методов управления переходом

1.2.3. Исследования развития возмущений в пограничном слое

1.2.4. Экспериментальное исследование нелинейной фазы развития возмущений;

1.2.5. Исследование устойчивости пограничного слоя с градиентом давления

1.2.6. Экспериментальное исследование восприимчивости пограничного слоя

1.2.7. Использование искусственных возмущений для исследования устойчивости и восприимчивости пограничного слоя

1.3. Выводы по обзору

Глава II. Применение метода искусственных волновых пакетов при гиперзвуковых скоростях потока.

2.1. Гиперзвуковая аэродинамическая труба Т

2.2. Применение термоанемометра в гиперзвуковом потоке

2.2.1. Измерение характеристик среднего течения в пограничном слое

2.2.2. Измерение величин пульсаций в пограничном слое

2.3. Метод искусственных волновых пакетов

2.3.1. Источники возмущений

2.3.1.1. Точечный источник

2.3.1.2. Двумерный источник

2.3.2. Методика сбора и обработки экспериментальных данных

2.3.2.1. Система автоматизации эксперимента

2.3.2.2. Определение волновых характеристик возмущений

2.4. Исследования развития искусственных возмущений на плоской пластине

2.5. Выводы

Глава III. Исследование развития возмущений на модели конуса с углом сжатия.

3.1. Экспериментальное оборудование

3.1.1. Выбор конфигурации и установка моделей

3.1.2. Экспериментальные модели

3.2. Исследование параметров среднего течения

3.2.1. Распределение статического давления

3.2.2. Измерение профилей давления Ро' в пограничном слое

3.2.3. Результаты исследования среднего течения

3.2.4. Исследование распределения тепловых потоков на поверхности модели

3.3. Исследование развития возмущений в пограничном слое

3.3.1. Исследование развития естественных возмущений

3.3.2. Исследование развития искусственных возмущений

3.4. Выводы

Глава IV. Исследование восприимчивости пограничного слоя на передней кромке плоской пластины

4.1. Акустическое излучение источника возмущений

4.2. Методика проведения экспериментов

4.2.1. Экспериментальное оборудование и модели

4.2.2. Сбор и обработка экспериментальных данных

4.3. Результаты измерений

4.3.1. Исследование полей возмущений в свободном потоке

4.3.2. Течение над пограничным слоем модели

4.3.3. Измерения коэффициентов восприимчивости

4.4. Выводы

Исследования явления ламинарно-турбулентного перехода ведутся на протяжении всего XX столетия. Интерес к этой проблеме объясняется не только ее важностью с точки зрения фундаментальных исследований, но и большим прикладным значением. Информация о состоянии пограничного слоя чрезвычайно важна, так как положение ламинарно-турбулентного перехода сильно влияет на аэродинамические характеристики летательного аппарата (ЛА). Развитие авиации и увеличение скоростей полета стимулировали исследования в этой области.

Результаты исследований пограничного слоя при гиперзвуковых скоростях полета приобретают первостепенное значение при проектировании перспективных летательных аппаратов. Правильное предсказание положения перехода по траектории полета является необходимым условием для проектирования систем тепловой защиты и управления гиперзвуковых ЛА. Кроме того, даже незначительное смещение положения перехода вниз по потоку может привести к значительному снижению сопротивления летательного аппарата из-за особенностей его компоновки. Эксперименты, проведенные на ранних этапах изучения проблемы, показали невозможность прямого экспериментального моделирования этого явления в существующих аэродинамических установках вследствие сильной зависимости от большого количества параметров, воспроизвести которые не представляется возможным.

В настоящее время считается общепризнанной прямая связь возникновения турбулентности с потерей устойчивости исходного ламинарного течения, по крайней мере, для малой интенсивности возмущений во внешней среде [1]. Эта гипотеза нашла отражение в теоретических исследованиях Орра и более поздних работах Зоммерфельда и Гейзенберга. В конце 20-х годов Толлмин сформулировал работоспособную асимптотическую теорию, на основании которой Шлихтинг провел первые расчеты устойчивости пограничного слоя для конечных чисел Рейнольдса. К настоящему времени проведено большое количество теоретических и экспериментальных исследований устойчивости дозвукового пограничного слоя. Теория устойчивости для несжимаемого течения в целом правильно предсказывает влияние различных факторов на переход, и результаты, полученные на её основе, хорошо совпадают данными многочисленных экспериментов.

Исследование устойчивости сжимаемого пограничного слоя было начато в 40-е годы Лином и Лизом, за теоретическими работами которых последовали эксперименты Лауфера и Вребаловича. Несмотря на длительный период исследований, устойчивость сверх- и гиперзвукового пограничного слоя менее изучена. Это объясняется как трудностями теоретического анализа, так и сложностью постановки экспериментов. Тем не менее, успехи в разработке теоретических моделей и совершенствование вычислительных методов стимулируют проведение экспериментальных работ в области устойчивости сжимаемого пограничного слоя.

Большинство экспериментальных работ, выполненных в области гиперзвукового пограничного слоя, связаны, прежде всего, с исследованием положения перехода в зависимости от влияния различных факторов (единичное число Рейнольдса, температурный фактор, шероховатость поверхности, притупление передней кромки и др.). Исследования собственно устойчивости гиперзвукового пограничного слоя были выполнены, например, в работах [2, 3], где исследовалось развитие естественных возмущений. Недостаток этих работ - невозможность получения полной пространственной характеристики волнового поля возмущений в пограничном слое. Известные попытки исследования устойчивости гиперзвукового пограничного слоя с помощью искусственных возмущений [4, 5] нельзя назвать полностью удачными.

Для исследования устойчивости сверхзвукового пограничного слоя в ИТПМ СО РАН был разработан метод искусственных волновых пакетов, который сегодня с успехом применяется в нескольких научных центрах [6, 7, 8]. Его главное достоинство - возможность получения фазовой информации об исследуемых возмущениях. В силу некоторых особенностей моделирования гиперзвуковых течений в аэродинамических трубах (АДТ) применение данного метода при М > 5 требует дополнительных исследований. До настоящего времени данный метод не применялся для исследования гиперзвукового пограничного слоя.

Из-за сложности исследуемого явления большинство работ по устойчивости гиперзвукового пограничного слоя выполняется на моделях простой конфигурации: конус, плоская пластина или цилиндр. В месте с тем, для проектирования летательных аппаратов важно умение рассчитывать развитие возмущений в пограничном слое на более сложных поверхностях. Существующие теоретические работы в этом направлении показали, что присутствие локальных градиентов давления значительно влияет на характеристики устойчивости пограничного слоя, а экспериментальные работы в этой области при гиперзвуковых скоростях отсутствуют. В этом случае развитие возмущений имеет более сложный характер, и применение метода искусственных волновых пакетов позволит детально исследовать этот процесс.

При сверх- и гиперзвуковых скоростях течения остро стоит проблема восприимчивости пограничного слоя к внешним возмущениям. В этом случае основную роль приобретает влияние акустических возмущений, которые порождаются при обтекании частей летательного аппарата и работе двигательной установки. Не менее важно исследование восприимчивости к акустическим возмущениям с точки зрения использования аэродинамических труб для исследования перехода. Известно, что даже в малотурбулентных трубах уровень возмущений значителен, и прямое сравнение данных по измерению перехода с результатами расчета становится некорректным. Были выполнены теоретические и расчетные работы, в которых рассматриваются различные механизмы восприимчивости пограничного слоя. В то же время известные эксперименты при гиперзвуковых скоростях дают только качественные результаты о влиянии уровня шума на переход. Для сравнения с выводами теоретических исследований необходимо получение детальной экспериментальной информации, что, в свою очередь требует проведения экспериментов в контролируемых условиях. К настоящему времени, значительные успехи достигнуты в исследовании восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя и связаны с использованием искусственных возмущений. При гиперзвуковых скоростях подобные исследования не проводились.

Цель данной работы - разработка метода искусственных возмущений для применения в гиперзвуковом пограничном слое, экспериментальное исследование устойчивости пограничного слоя с градиентом давления и восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя к внешним акустическим возмущениям.

Диссертация состоит из введения, четырех глав и заключения.

4.4. Выводы

Выполнены экспериментальные исследования восприимчивости пограничного слоя на острой передней кромке плоской пластины к контролируемым акустическим возмущениям с частотой 50 и 31.6 кГц от трехмерного и двумерного источников возмущений при числе Маха набегающего потока М 2 5.92 и единичном числе Рейнольдса Ке1=12-106 м"1.

Исследовано пространственное поле акустических пульсаций во внешнем потоке, порождаемое источниками возмущений. Показано, что источники искусственных возмущений генерируют в свободном потоке акустическое поле, которое можно разбить на две части: излучение от покоящихся гармонических излучателей и от движущихся стационарных излучателей. Поле возмущений этих двух типов излучателей отличается ориентацией волнового вектора в плоскости ху.

Получено, что акустические волны, падающие на переднюю кромку, возбуждают в пограничном слое волны Толлмина-Шлихтинга. Получены коэффициенты восприимчивости пограничного слоя к внешним акустическим возмущениям с различной ориентацией волнового вектора в плоскости ху и хг. Показано, что, в случае трехмерного источника, коэффициенты восприимчивости максимальны для углов наклона волнового вектора в плоскости хг %«60°. Коэффициенты восприимчивости для акустических волн, порождаемых движущимися стационарными источниками, значительно превышают коэффициенты восприимчивости для акустических волн от покоящихся гармонических источников, что объясняется различием в ориентации волнового вектора в плоскости ху.

Заключение

Расширена область применения метода пространственно-волновых пакетов при исследовании устойчивости пограничного слоя до гиперзвуковых чисел Маха (М « 6). Создана автоматизированная система сбора и обработки экспериментальных данных, позволяющая проводить исследования развития искусственных возмущений при гиперзвуковых скоростях потока. Данная методика опробована при исследовании устойчивости гиперзвукового пограничного слоя. Получены характеристики развития искусственных возмущений в пограничном слое на модели плоской пластины.

Исследована устойчивость пограничного гиперзвукового слоя с градиентом давления. Получены средние и пульсационные характеристики пограничного слоя в течении с отрывом, реализованном на модели конуса с углом сжатия. Изучение процесса развития естественных возмущений показало, что влияние отрыва выборочно сказывается на возмущениях различных частотных диапазонов. При помощи метода искусственных волновых пакетов проведено исследование влияние отрывного течения на возмущения с различными характеристиками. Обнаружено, что наибольшие коэффициенты роста имеют наклонные волны, а также то, что линии отрыва и присоединения являются генераторами двумерных возмущений.

Выполнено экспериментальное исследование восприимчивости гиперзвукового (М = 5.92) пограничного слоя на передней кромке плоской пластины к внешним акустическим возмущениям. Исследованы характеристики возмущений в свободном потоке, определены параметры и волновой состав излучения. Показано, что при облучении передней кромки акустическими волнами в пограничном слое возбуждаются волны Толлмина-Шлихтинга. Исследована зависимость восприимчивости от характеристик внешнего излучения и показано, что коэффициент восприимчивости в значительной мере зависит от ориентации волнового вектора акустического поля. Получены численные значения коэффициента восприимчивости пограничного слоя к внешнему акустическому излучению.

1. Boundary Layer 1.stability Transition and Control. AIAA Paper N 940001, 1994.-20 p.

2. Stetson K.F., Thompson E.R., Donaldson J.S., Siler L.G. Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8. Part 1: sharp cone. AIAA-83-1761 Paper.

3. J. Poggie and R.L. Kimmel, "Disturbance Evolution and Breakdown to Turbulence in a Hypersonic Boundary Layer: Instantaneous Structure", AIAA Paper 97-0556, 1997.

4. Demetriades A. An experiment on the stability of hypersonic laminar boundary layers //1960 J. Fluid Mech.7 p. 385-396

5. James M. Kendall, Jr Supersonic boundary layer stability experiments, Air Force Report No. BSD-TR-67-213, Vol. 2

6. Maslov A.A., Kosinov A.D., Shevelkov S.G. Experiments on the stability of supersonic laminar boundary layers. J. Fluid Mech., v. 219,1990, p. 621-633.

7. Dale W. Ladoon and Steven P. Schneider, "Instability and Transition Experiments at Mach 4 Using an Electrical Discharge Perturber", ASME Fluids Engineering Division Summer Meeting FEDSM97-3112,1997.

8. D. Kastell, A.N. Shiplyuk, F.-R. Grosche, U.Ch. Dallmann. Experimental investigation of artificially generated disturbances in laminar hypersonic boundary layers. DLR IB 223-98 A29.

9. Теория пограничного слоя, Шлихтинг Г., перевод с немецкого, «Наука», Москва, 1969 г.

10. Качанов Ю.С., Козлов В.В., Левченко В.Я. Возникновение турбулентности в пограничном слое. Новосибирск: Наука, 1982,150 с.

11. Гапонов С.А., Маслов А.А. 1980 Развитие возмущений в сжимаемых потоках. Новосибирск: Наука.

12. Лин Ц.Ц. Теория гидродинамической устойчивости.- М.: Наука, 1958 г. 169 с.

13. Lees L. and Lin С.С., Investigation of the Stability of the Laminar Boundary Layer in a Compressible Fluid. TN-1115 September 1946, NASA, 83 p.

14. Dunn, D.W. and Lin C.C., On the Stability of the Laminar Boundary Layer in a Compressible Fluid. Jornal of Aeronoutical Science. Vol. 22, No. 7, July 1955, pp.455-477.

15. Lees L. and Reshotko E. Stability of the Compressible Laminar Boundary Layer. JFM Vol. 12, Part 4, April 1962, pp. 555 590.

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

17. Mack L.M. Linear Stability Theory and the Problem of Supersonic Boundary-Layer Transition. ALAA Jornal, 1975, v. 13, No.3, pp. 278-289.

18. Malik, M.R. Prediction and Control of Transition in Hypersonic Boundary Layers , AIAA Paper 87-1414, 1987.

19. Malik, M.R. Prediction and Control of Transition in Supersonic and Hypersonic Hypersonic Boundary Layers, AIAA J., Vol. 27, No. 11, pp. 1487-1493.

20. Гапонов С.A. 1977 Взаимодействие сверхзвукового пограничного слоя с акустическими возмущениями. Известия Академии Наук СССР.Журнал механики жидкости и газа. 6, с. 51-56.

21. Mack L.M. On the Inviscid Acoustic-mode Instability of Supersonic Shear Flows, Jornal of Theoretical and Computational Fluid Mechanics, 1989.

22. Malik, M.R. & Macaraeg M. G., 1993 Supersonic Modes in Hypersonic Boundary-Layers, NASP Transition Workshop HYFLITE, Nov. 1-2,1993, NASA Langley Center.

23. Malik, M.R. Boundary-Layer Transition Prediction Toolkit, AIAA 97-1904,1997.

24. Hall. P. The linear development of Goertler vortices in graving boundary layers. J. Fluid Mech. V.130, 1983, pp. 41-58.

25. Herbert Т., Bertolotti F. Stability analysis of nonparallrel boundary layers. Bull. As. Phys. Soc., Vol. 32, 1987, p. 2079.

26. Bertolotti F., Herbert T. Analysis of the Linear Stability of Compressible Boundary Layers using the PSE. J. Theor. Comput. Fluid Dyn., Vol. 3, 1991, pp. 117-124.

27. Herbert T. Theory of Instability and Transition. In Instability and Transition, Vol.1, Springer-Verlag, 1990, pp.20-31.

28. Chang C-L., Malik M.R. Erlebacher, G. and Huasaini M.Y. Compressible Stability of Growing Boundary Layers Using Parabolised Stability Equtions, AIAA Paper 91-1636, 1991.

29. Fasel H. Numerical Simulation of Instability and Transition in Boundary Layer Flows. In Laninar-Turbulent Tansition, Springer-Verlag, 1990, pp.587-598.

30. Herbert, T. Exploring transition by computer. J. of Appl. Num. Math. 1989.

31. Rai M.M. , Moin P., Direct Numerical Simulation of Transition and Turbulence in a SpatiallyEvolving boundary Layer. AIAA Paper 91-1607, 1991.

32. Erlebacher, G. Bokhary S.H. and Huasaini M.Y.Parallerization of a Three-Dimentional Compressible Ttansition Code. AIAA J. V.28, No.l, 1990, pp. 83-90.

33. H. Bestek , W. Eisler, Direct numerical simulation of transition in Mach 4.8 boundary layer at flight conditions. In Engineering Turbulence modelling and Experiments 3, w.Rodi and Bergeles (Editors), 1996, pp.611-620.

34. Сидоренко H.B., Тумин A.M. 1981 Гидродинамическая устойчивость течений в пограничном слое сжимаемого газа. Механика неоднородных сред, Новосибирск, ИТПМ, стр. 29-45.

35. Жигулев В.Н. Тумин A.M. Возникновение турбулентности, Новосибирск, Наука, 1987.

36. H.L. Reed, R. Kimmel, S. Schneider, D. Arnal. Drag Prediction and Transition in Hypersonic Flow. AIAA Paper N 97-1818, 1997. 21 p.

37. Thamm, A., W. Wolz, and H.F. Fasel, "Numerical simulation of spatially growing three-dimensional disturbance waves in compressible boundary layers", in Lamonar-Turbulent Transition, ed. D.Arnal, R.Michel, Berlin, Springer-Verlag , 1990

38. Ng, L., Erlebacher, G., Zang, T.A. and Pruett, D., "Compressible Secondary Instability Theory Parametric Studies and Prospects for Predictive Tools", Paper No. 23, Eighth NASP Simposium, 1990.

39. Malik, M. R.,T. Zang and D.M. Bushnell, "Boundary Layer transition in Hypersonic Flows" AIAA Paper 90-5232, 1990.

40. Demetriades, A., Hypersonic Viscous Flow over Slender Cone, Part III: Laminar Instability and Transition," AIAA Paper 74-535,1974.

41. Malik, M. R., "Stability theory for chtmically reacting flows", in Lamonar-Turbulent Transition, ed. D.Arnal, R.Michel, Toulouse, France, Springer-Verlag pp. 251-260,1990

42. Wright, R.L. & Zoby, E.V. Flight boundary Layer Transition Measurements jn a Slender Cone at Mach 20", AIAA Paper 77-719.

43. Chang, C.-L., Vinh, N. & Malik, M. R. 1997 "Hypersonic boundary Layer Stability with Chemical Reaction using PSE", AIAA Paper 97-2012.

44. Stuckert, G.K. and H.L. Reed "Linear disturbances in hypersonic, chemically reacting shock layers", AIAA J., v. 32, n. 7, pp. 1384-1393,1994.

45. Malik, M.R., Spall, R.E. & Chang, C.-L. "Effect of Nose Bluntness on Boundary Layer Stability and Transition" AIAA Paper 90-0112, 1990.

46. Stetson K.F., Thompson E.R., Donaldson J.C., Siler L.G. Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8. Part 2: Blunt Cone- AIAA Paper 84-00006, 1984.

47. Obremski, H.J., Morkovin, M.V., Landahl, M., Wazzan, A.R., Okamura, T.T. & Smith, A.O.M. 1969 A portfolio of stability characteristics of incompressible boundary layers. AGARD Report No. 134.

48. Van Drist, E.R. & Blumer, C.B. 1963 Boundary layer transition, free stream turbulence and pressure gradient effects. AIAA J., 1, No. 6, pp.1303.

49. Shapiro, N.M. 1956 Effect of pressure gradient and heat transfer on the stability of the compressible laminar boundary layers. J. Aeronaut. Sci., 23, pp.81—83.

50. Weil, H. 1951 Effect of pressure gradient on stability and skin friction in laminar boundary layers in compressible fluids. J. Aeronaut. Sci., 18, pp. 311—318.

51. Malik, M.R. 1987 Prediction and control of transition in hypersonic boundary layers. AIAA-87-1414 Paper.

52. Arnal, D.,Vignau, F. & Laburthe, F. 1991 Recent supersonic transition studies with emphasis on the swept cylinder case. In: Boundary Layer Transition and Control. The Royal Aeronautical Society, Cambridge, U.K.

53. Zurigat, Y.H., Nayfeh, A.H. & Masad, J. A. 1990 Effect of pressure gradient on the stability of compressible boundary layers. AIAA-90-1451 Paper.

54. Lysenko, V.I. 1993 High-speed boundary layer stability and transition. Engin. Trans., 41, No. 1, pp. 31 -50.

55. Gaponov, S.A. & Petrov, G.V. 1986 Development of disturbances in a supersonic boundary layer over a convex surface. In: Proceeding of the Third Asian Congress of Fluid Mech., ed. T.Matsui, Tokyo, pp.527-530.

56. Eli Reshotko. Progress, Accomplishments and Issues in Transition Research. AIAA Paper N 97-1815,1997.- 11 p.

57. Bushnell, D.M. "Notes on initial disturbance fields for the transition problem", in Instability and Transition, vol. 1 ed. by M.Y. Hussaini and R.G. Voigt, Springer-Verlag, pp. 217-232,1990.

58. Morkovin, M.V.: On Transition Experiments at Moderate Supersonic Speeds. Jornal of Aeronautical Science. July 1957, pp. 480-486.

59. Gaponov S.A. 1995 On the interaction of a supersonic boundary layer with acoustic waves. J. Thermophysics & Aeromechanics. 3, pp. 181-189.

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

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

62. Mack L.M. 1975 Linear stability theory and the problem of supersonic boundary layer transition. AIAA J. 13, pp. 423-448.

63. Федоров A.B., Хохлов А.П. 1991 Возбуждение неустойчивых мод в сверхзвуковом пограничном слое акустическими волнами. Известия Академии Наук СССР .Журнал механики жидкости и газа. 4, с. 67-74.

64. Федоров А.В., Хохлов А.П. 1992 Восприимчивость сверхзвукового пограничного слоя к акустическим возмущениям. Известия Академии Наук СССР.Журнал механики жидкости и газа. 1, с. 40-47.

65. Гапонов С.А. 1995 -О взаимодействии сверхзвукового пограничного слоя с внешними акустическими возмущениями. Теплофизика и аэромеханика.Т. 3, № 2, 1995, с. 209-217.

66. А. Поуп, К. Гойн. Аэродинамические трубы больших скоростей, М. Мир, 1968.

67. Laufer J. 1961 Aerodynamic noise in supersonic wind tunnels. JAS, v.28, No.9, pp. 685-692.

68. Pate, S.R. and C.J. Shueler, "Radiated aerodynamic noise effect on boundary layer transition in supersonic and hypersonic wind tunnels", AIAA J., vol. 7, n. 3, pp.450-457, 1969.

69. Fisher, D.F. and Dougherty, Jr., «Flight and wind-tunnel corellation of boundary layer transition on the AEDC transition cone", NASA TM 84902, 1982.

70. Donaldson, J. and S. Coulter, "A reveiw of freestreem flow fluctuation and steady-state flow quality measurements in the AEDC/VKF supersinic tunnel A and hypersonic tunnel B", AIAA Paper 95-6137, 1995

71. Bergstrom, E.R. and S. Raghaunathan, "Nonstationarity in gun tunnel flows', AIAA Jornal vol.15, n.9, pp. 1362-1364,1977.

72. Stetson, K.F., "Hypersonic transition testing in wind tunnels", in "Instability and Transition", Rpoceedings of a Wokshop held in Hampton, VA, vol.1, ed. by M.Y. Hussaini and R.G. Voight, Springer-Verlag, pp.91-100, 1990.

73. Wilkinson, S.P., S.G. Anders, F.-J. Chen and J.A.White, "Status of NASA Lagley quiet-flow facility developments", AIAA Paper 94-2498, 1994.

74. Chen F.J., M.R. Malik and I.E. Beckwith, "Boundary Layer transition on a cone and flat plate at Mach 3.5", AIAA J., vol. 27, n. 6, pp.687-693, 1989.

75. Reshotko E.A. Aprogram for transition research // AJAA Jornal vol.13, n.3, pp.261265, 1975.

76. S.P. Schneider, S.H. Collicott, J.D. Schmisseur, D. Ladoon, R.A. Randall, S.E. Munro and T.R. Saiyer."Laminar-Turbulent Transition research in the Purdue Mach-4 Quiet Flow Ludwieg Tube", AIAA Paper 96-2191, 1991.

77. S. Wilkinson, "A Review of Hypersonic Boundary Layer Stability Experiments in a Quiet Mach 6 Wind Tunnel", AIAA Paper 97-1819,1997.

78. A.E. Blanchard, J.T. Lachowicz and S.P. Wilkinson, "NASA Langley Mach 6 Quiet Wind Tunnel Performance" AIAA Jornal, vol.35, n.l, 1997.79 T-325

79. Beckwith I., F. Chen, S.Wilkinson, M.Malik, and D. Tuttle, "Design and operational features of low-disturbance wind tunnel at Nasa Langley for Mach numbers from 3.5 to 18", AIAA Paper 90-1391, 1990.

80. Pate, S.R., "Supersonic boundary layer transition: effect of roughness and freestream disturbances", AIAA Jornal v.9, n.5, pp.797-803, 1971.

81. Chen, F.-J, "Boundary layer transition extent measurements on a cone and flat plate at Mach 3.5", AIAA Paper 93-0342, 1993.

82. Stetson, K.F., and Rushton, G.H.,"A Shock Tunnel Investigation of the Effect of Nose Bluntness, angle of attck and Boundary Layer Cooling on Boundary Layer Transition at Mach Number of 5.5", AIAA Jornal, v.5, n.5., 1967.

83. Kendall J.M. 1975 -Wind tunnel experiments relating to supersonic and hypersonic boundary-layer transition. AIAA J. 13, N 3, pp 290-299.

84. Demetriades, A.,"New Experiments on Hypersonic Boundary Layer Stability Including wall temperature Effect", Proceedings of the Heat Transfer and Fluid Mechanics Institute, pp.39-54, 1978.

85. Stetson K.F., Thompson E.R., Donaldson J.C., Siler L.G. Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8. Part 3: Sharp cone at angle of attack. AIAA Paper N85-0492, 1985.-24 p.

86. Stetson K.F., Kimmel R.L. On hypersonic boundary layer stability // N.Y., 1992. (Paper/AIAA; N 92-0737).

87. Stetson K.F., Thompson E.R., Donaldson J.C., Siler L.G. Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8. Part 4:Unit Reynolds Number and Environmental Effecs. AIAA Paper N 86-1087, 1986.

88. Mack, L.M., "Stability of Axisymmetric Boundary Layers on Sharp Cones at Hypersonic Mach Numbers", AIAA Paper 87-1413,1987.

89. R.Kimmel, A.Demetriades, J.Donaldson, "Space-Time Corellation Measurements in a Hypersonic Transitional Boundary Layer", AIAA Paper 95-2292,1995.

90. J. Poggie and R.L. Kimmel, "Disturbance Evolution and Breakdown to Turbulence in a Hypersonic Boundary Layer: Ensemble-Averaged Structure", AIAA Paper 97-0555,1997.

91. Kendall J.M. 1990 Boundary layer receptivity to freestream turbulence. AIAA Paper 90-1504.

92. Fu Y., Hall P. (1992) Nonlinear development and secondary instability of large amplitude Goertler vortices in hypersonic boundary layers. Eur. J. Mech. B, v.l 1, p.465-510.

93. Saric W.S. (1994) Goertler vortices. Ann. Rev. Fluid Mech. v.26 p.379-409.

94. Kosinov, A.D., Maslov, A.A. & Shevel'kov, S.G. 1992 The effect of rarefaction waves on the stability of supersonic boundary layer at an axisymmetrical model. Russian JTAM, 2, No. 4, pp. 283 293.

95. Kosinov, A.D. & Shevel'kov, S.G. 1991 Experimental investigation of separation and stability of supersonic laminar boundary layer. Proc. IUTAM Symp. Berlin: Springer-Verlag, pp. 741-745.

96. Маслов А.А., Шевельков С.Г. 1985 Особенности перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на конусе. Изв. АН СССР, МЖГ, № 6, 1985, с. 2327.

97. Lachowicz J.T., Chokani N., S.P. Wilkinson, "Hypersonic boundary layer stability over a flared cone in a quiet tunnel", AIAA Paper 96-0782. 1996. 10 p.

98. Mack L.M. 1984 Boundary-layer linear stability theory. In R. Michel, ed., «Special Course of Stability and Transition of Laminar Flow», AGARD-Report-709, pp. 3.13.81.

99. Косинов А.Д., Маслов A.A., Шевельков С.Г. Развитие пространственных волновых пакетов в сверхзвуковом пограничном слое // Препринт ИТПМ СО АН СССР № 17-85, 1985.

100. Маслов A.A., Семенов Н.В. 1986 Возбуждение собственных пульсаций пограничного слоя внешним акустическим полем. Известия Академии Наук СССР. Журнал механики жидкости и газа. 3, с. 74-78.

101. Maslov A.A., Semionov N.V. 1987 Acoustic disturbances and supersonic boundary layer. In Problems of nonlinear acoustic. Novosibirsk, pp. 132-134.

102. Kosinov A.D., Maslov A.A., Semionov N.V., Shevelkov S.G. 1990 Wave structure of artificial disturbances in a supersonic boundary layer on a flat plate. J. AMTP. 31, pp. 250-252.

103. Semionov N.Y., Kosinov A.D., Maslov A.A. 1996 Experimental investigation of supersonic boundary layer receptivity. Transitional boundary layer in aeronautics. Noth-Holland, Amsterdam, pp. 413-420

104. Kosinov A.D., Maslov A.A., Semionov N.V. 1996 Modified method of experimental study of supersonic boundary layer receptivity. Proc. of ICMAR, Novosibirsk, pp. 161-166.

105. Kosinov A.D., Maslov A.A., Semionov N.V. 1996 Modified method of experimental study of supersonic boundary layer receptivity. Proc. of ICMAR, Novosibirsk, pp. 161-166.

106. Schubauer, G.B. & Skramstad, H.K. Laminar boundary layer oscillations and transition on a flat plate. 1948 NASA TR 909, Washington, D.C.

107. Laufer, J. & Vrebalovich, T. 1960 Stability of supersonic laminar boundary layer on an insulated flat plate. J. Fluid Mech.9 p. 257-299.

108. Косинов А.Д., Маслов A.A., Семенов H.B. Метод введения искусственных возмущений в сверхзвуковой поток // Препринт ИТПМ СО АН СССР № 34-83, 1983.

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

110. Dale W. Ladoon and Steven P. Schneider, "Measurements of Controlled Wave Packets at Mach on a Cone at Angle of Attack", AIAA Paper 98-0436, 1998.

111. John D. Schmisseur, "Receptivity of the boundary layer on a Mach-4 elliptic cone to laser generated localised freestream perturbations", Doctoral dissertation, 1997

112. T.C. Corke and D.A. Cavalieri, "Controlled Experiments on Instabilities and Transition to Turbulense in Supersonic Boundary Layers" AIAA Paper 97-1817.

113. V.I. Borodulin, V.R. Gaponenko, Y.S. Kachanov, Method of introduction of normal instability modes into the 3D boundary layer, ICMAR Proceedings Part 2, Novosibirsk, 1996, P. 39-45.

114. Григорьев В. Д., Клеменков Г.П., Омелаев А.И., Харитонов A.M. Гиперзвуковая аэродинамическая труба Т-326 // Аэрофизические исследования. Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР, 1972.

115. Григорьев В.Д., Клеменков Г.П., Пирогов А.И., Яковлева Н.В. Гиперзвуковая аэродинамическая труба Т-326 ИТПМ. Методическое исследование полей скорости и температур. / Отчет № 1129 ИТПМ. Новосибирск, 1976.

116. Абрамович Г. Н. Прикладная газовая динамика. М.: Наука. Гл. ред. физ.-мат.лит., 1991.

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

118. Ярин Л.П., Генкин А.Л., Кукес В.И. Термоанемометрия газовых потоков // Л.: Машиностроение, 1983. 198 с.

119. Лебига В.А. Термоанемометрия сжимаемых потоков // Новосибтрск, Изд-во НГТУ, 1997. 81 с.

120. Bestion D., Gavigilo J. Comparison between constant-current and constant-temperature anemometers in high speed flows // Rev. Sci. Instrum. 1983, 54(11), p. 15131524.

121. Demetriades A. and Anders S. G. Characteristics of hot-films anemometers for use in hypersonic flows // AIAA Jorhal, 1990, vol. 28, N 11, p. 2003-2005.

122. Kovasznay L.S. 1950 The hot-wire anemometer in supersonic flow. J.Aero Sciences, 17, p. 565-573.119

123. Зиновьев B.H., Лебига В.A. 1990 Термоанемометрические измерения в сжимаемых потоках.Изв. АН СССР, Серия Тех. Наук, 5, с. 22-31.

124. Stainback Р.С., Wagner R.D. 1972 A comparison of disturbance levels measured in hypersonic tunnels using a hot-wire anemometer and pitot pressure probe. AIAA Paper, 1972, No. 72-1003, 15 p.

125. Kosinov A.D., Semionov N.V., Ermolaev Yu.G. Automated measuring method of noise level in T-325 test section // 1996, Proc. of ICMAR, Novosibirsk, pp. 131-136.

126. Kosinov A.D., Semionov M.V., Ermolaev Yu.G. On modeling of laminar-turbulent transition of supersonic boundary layer in controlled conditions // 1996, Proc. of ICMAR, Novosibirsk, pp. 137-142.

127. Maslov A.A., Sidorenko A.A., Shiplyuk A.N. On an experimental technique for the study of hypersonic boundary layer stability .Proceeding of ICMAR'96, part 2, Novosibirsk, Russia, 1996, p. 175-179.

128. Marple S.L., Jr. Digital spectral analysis with application. 1987 Prentice-Hall Inc., Englewood Cliffs, New Jersey.

129. Макс Ж. Методы и техника обработки сигналов при физических измерениях: в 2-х томах. Пер. с франц. М.: Мир, 1983

130. Маслов А. А., Сидоренко А. А., ШиплюкА.Н. Экспериментальное исследование естественных возмущений в гиперфвуковом пограничном слое плоской пластины // ПМТФ, т. 38, N 1,1997, с. 71-75.

131. Горлин С.М., Слезингер И.И. Аэромеханические измерения. Методы и приборы. М., Наука, 1964.

132. Бабенко К.И., Воскресенский Г.П., Любимов А.Н., Русанов В.В. Пространственные течения идеального газа около гладких тел.- М.:Наука.-1964. 505 с.

133. Pressure and flow field study at Mach number 8 of flow separation on a flat plate with deflected trailing-edge flap. 1968, NASA Tech. Rep. TN D-4308

134. П. Чжен, Отрывные течения. Том 1, М.: Мир. 1972, 300 с.

135. Башуров В.В., Бойчук JI.H., Воронцов С.С., Вышенков Ю.И. Модульная измерительная тепловизионная система ТВ—М. // В сб. Тепловидение. — М., МИРЭА — 1986, —№6.

136. Воронцов С.С., Коробейников Ю.Г., Сапогов Б.А. Исследование теплообмена на моделях из теплоизолятора с применением системы ТВ-ЭВМ (сфера) // Отчет ИТПМ N 1306, Новосибирск, 1982.

137. Maslov А.А., Sapogov В.А. and Shiplyuk A.N. 1996 A technique for the heat flux determination in an aerophysical experiment. Thermophysics and Aeromechanics, Vol. 3, No. 2, P. 157-163.

138. H.L. Boerrigter, J-M. Charbonnier, M.K. Elbay Application of quantitative infrared thermography to the study of boundary layer transition in hypersonic flow // Preprint 1993-30 von Karman Institute for Fluid Dinamics, 1993, 15 c.

139. Laufer J. 1964 — Some statistical properties of the pressure field radiated by a turbulent boundary layer. Physics of fluid, vol.7, No. 8, p. 1191-1197.

140. Lebiga V.A., Zinoviev V.N. 1997 — Fluctuation characteristics of flows in test sections of high-speed wind tunnels. AGARD-CP-585 Aerodynamics of wind tunnels circuits and their components, pp. 31-1—31-9.

141. Maslov A.A., Shiplyuk A.N., Sidorenko A.A. 1997 Study related to hypersonic boundary layer stability on a cone with a flare. Preprint/ RAS SB, IT AM N 2-97, Novosibirsk, 40p.

142. Сидоренко А.А., Шиплюк A.H. Развитие естественных и искусственных возмущений в гиперзвуковом пограничном слое на плоской пластине // Устойчивость гомогенных и гетерогенных жидкостей. Новосибирск: НГАС, 1996, с. 65-65.

143. Маслов А.А., Сидоренко А.А., Шиплюк А.Н. Использование искусственных возмущений для исследования устойчивости гиперзвукового пограничного слоя // Теплофизика и Аэромеханика, t.4,N 4,1997, с. 429-433.

144. Maslov, A.A., Mironov, S.G., Shiplyuk, A.N., Sidorenko, A.A. Experimental Investigation of Super and Hypersonic Boundary Layer Transition // Contributions of the157

145. German Hypersonic Research Centers and DLR to the GAMM Annual Meeting 1997, Ed. By E. Krause, 1997,pp.5-12

146. A.A. Maslov A.N. Shiplyuk, A.A. Sidorenko and D. Arnal. Leading edge receptivity of the hypersonic boundary layer on a flat plate // Preprint N 1-98 IT AM SB RAS, 1998

147. A.A. Maslov A.N. Shiplyuk, A.A. Sidorenko and Ph. Tran. Experimental investigation of the hypersonic boundary layer stability on a cone with a flare // Methods of Aerophysical Research: Proc.Int.Conf. Pt 2.-Novosibirsk, 1998, p. 156-162.

148. A.A. Maslov, A.N. Shiplyuk, A.A. Sidorenko and Ph. Tran. Leading edge receptivity of the hypersonic boundary layer to 3D acoustic waves.// Methods of Aerophysical Research: Proc.Int.Conf. Pt 2.-Novosibirsk, 1998, p. 162-168.