Развитие методов весовых, тепловых и пульсационных измерений в гиперзвуковых потоках тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

На правах рукописи

Шишпок Александр Николаевич

Развитие методов весовых, тепловых и пульсационных измерений в гиперзвуковых

потоках

01.02.05- механика жидкости, газа и плазмы

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук

Новосибирск 1997

Работа выполнена в Институте теоретической и прикладной механики Сибирского отделения РАН

Научный руководитель:

доктор физико-математических наук, профессор Маслов A.A.

Официальные оппоненты:

доктор физико-математических наук, профессор Востриков A.A. доктор технических наук, профессор Лебига В. А,

Ведущая организация:

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

Защита состоится « » 1998г в часов на заседании

диссертационного совета К.003.22.01 по присуждению ученой степени кандидата наук в Институте теоретической и прикладной механики Сибирского отделения РАН по адресу: 630090, Новосибирск 90, ул. Институтская 4/1.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ИТПМ СО РАН.

Автореферат разослан « »декабря 1997 г.

Ученый секретарь диссертационного тютя

д.ф.-м.н.

Корнилов В.И.

Общая характеристика работы

Актуальность темы

Одной из современных задач конструкторов летательных аппаратов является создание летательных аппаратов (ЛА) для гиперзвуковых скоростей полета, что стимулирует развитие экспериментальной гиперзвуковой аэрогазодинамики. Для проектирования гиперзвуковых ЛА необходимо не только изучение интегральных характеристик обтекания ЛА (аэродинамические характеристики, тепловые потоки), но также и более глубокое понимание физики процессов, что ставит задачи изучения структуры течения (особенно в пристенной области) и нестационарных процессов в таких потоках. Для выполнения этих задач необходимо развивать имеющиеся методы экспериментальных исследований и создавать новые. Экспериментальные исследования гиперзвуковых течений более сложны и их методы менее разработаны, чем методы измерений для сверхзвуковых потоков из-за трудностей, связанных с высокой энтальпией и низкой плотностью исследуемых течений. В последнее время идет быстрое развитие вычислительной техники, компьютерных систем сбора данных и автоматизации управления, появляется новая элементная база, что ставит задачи развития методов, основанных на новых подходах.

В ИТПМ СО РАН имеются гиперзвуковые аэродинамические трубы Т-327, Т-326, на которых выполняется большой объем бюджетных, хоздоговорных и контрактных исследований. В данной работе ставилась задача развития методов экспериментальных исследований на этих установках, которые позволили бы проводить надежные весовые измерения, повысить точность тепловизионных измерений тепловых потоков, исследовать параметры гиперзвуковых сдвиговых слоев в течениях низкой плотности, исследовать нестационарные процессы в гиперзвуковых пограничных слоях. Выбор этих методик определялся необходимостью выполнения исследований по грантам РФФИ, хоздоговорных работ с предприятиями России и зарубежных контрактов.

Цель работы

1. Отработка методики весовых измерений в двух гиперзвуковых аэродинамических трубах Т-327 и Т-326 ИТПМ СО РАН и исследование аэродинамических характеристик тестовых моделей;

2. Повышение точности тепловизионных измерений тепловых потоков на моделях из теплоизолятора и проведение измерений тепловых потоков;

3. Развитие метода измерений плотности и пульсаций плотности в гиперзвуковых потоках низкой плотности с помощью электронно-пучковой флюоресценции азота и исследование устойчивости гиперзвукового ударного слоя на плоской пластине;

4. Развитие методики термоанемометрических измерений для гиперзвуковых скоростей с использованием современных методов измерений и исследование развития естественных возмущений в пограничном слое плоской пластины.

Научная новизна

1. Уточнены аэродинамические характеристики тестовых моделей.

2. Предложена методика расчета тепловых потоков по измеренным значениям температуры поверхности в зависимости от времени для моделей из теплоизолятора, которая учитывает кривизну поверхности и продольное перетекание тепла. Метод основан на расчете конечно-разностным методом одномерных нестационарных дифференциальных уравнений теплопроводности в системе координат, связанной с поверхностью модели.

3. Развит метод измерений плотности и пульсаций плотности в гиперзвуковых потоках низкой плотности с помощью электронно-пучковой флюоресценции азота, позволяющий получать спектры, фазовые скорости, пространственную корреляцию, углы распространения волн, коэффициенты нарастания естественных возмущений. Впервые экспериментально подробно изучены характеристики пульсаций плотности в гиперзвуковом ударном слое на плоской пластине.

4. Измеренные характеристики естественных возмущений в пограничном слое плоской пластины подтвердили данные, полученные в DLR (Германия) для низких частот возмущений и позволили найти ошибку в их измерениях высокочастотных возмущений.

Достоверность результатов диссертационной работы подтверждается подробным анализом погрешности измерений, многократной повторяемостью результатов, удовлетворительным согласованием с известными экспериментальными данными и расчетами других авторов.

Научная и практическая ценность

Разработана мобильная система автоматизации и отработана методика весовых измерений в гиперзвуковых потоках, позволяющая проводить эксперименты на различных аэродинамических установках. Получены аэродинамические характеристики эталонных моделей.

Развита методика определения теплового потока с учетом кривизны поверхности модели и продольного перетекания тепла, которая позволяет повысить точность измерения тепловых потоков к малоразмерным моделям при испытаниях в гиперзвуковых аэродинамических трубах. Отработан теп-ловизионный метод измерения тепловых потоков на моделях из теплоизоля-тора в гиперзвуковой аэродинамической трубе.

Развит метод электронно-пучковой диагностики гиперзвуковых потоков низкой плотности применительно к измерениям плотности, пульсаций плотности и пространственной корреляции пульсаций плотности. Получена подробная информация о характеристиках устойчивости гиперзвукового ударного слоя на плоской пластине, позволяющая глубже понять физику развития возмущений в ударных слоях.

Развита термоанемометрическая методика измерения характеристик возмущений для гиперзвуковых скоростей. Получены характеристики естественных возмущений гиперзвукового пограничного слоя. Результаты позволили найги ошибку в измерениях высокочастотных возмущений, выполненных в DLR в трубе Людвига.

Развитые в работе методы могут быть использованы при изучении аэродинамических, тепловых и пульсационных характеристик в гиперзвуковых потоках. Полученные экспериментальные данные могут быть использованы для верификации теоретических моделей.

На защиту выносятся

1. Результаты экспериментальных исследований аэродинамических характеристик тестовых моделей.

2. Методика определения теплового потока по известной зависимости температуры поверхности от времени, основанная на расчете одномерных нестационарных уравнений теплопроводности.

3. Метод элекгронно-пучковой диагностики гиперзвуковых потоков низкой плотности применительно к измерениям плотности, пульсаций плотности и пространственной корреляции пульсаций плотности. Результаты экспериментальных исследований распределений плотности и характеристики естественных пульсаций плотности в гиперзвуковом ударном слое на плоской пластине.

4. Результаты экспериментальных исследований характеристик естественных возмущений в гиперзвуковом пограничном слое на плоской пластине

Апробация работы. Результаты диссертации докладывались и обсуждались на Международных конференциях по методам аэрофизических ис-

следований (Новосибирск 1992, 1994, 1996 гг.), на Сибирских и Международных семинарах по устойчивости гомогенных и гетерогенных жидкостей (Новосибирск 1995, 1996, 1997 гг.), на съезде GAMM'97 (Регенбург, Германия 1997 г.), на семинарах DLR (Геттинген, Германия 1991, 1993 гг.) и С ARD С (Миньян, Китай 1993, 1995 гг.), на семинарах ИТПМ СО РАН по динамике вязкой жидкости и турбулентности.

Публикации. Основные результаты диссертации опубликованы в 15 работах, список которых приведен в конце реферата.

Структура н объем диссертации. Текст диссертации объемом 161 страниц включает введение, 4 главы и заключение. К тексту прилагается список литературы из 125 наименований и 67 рисунков.

Содержание диссертации

Во введении обосновывается актуальность темы. Сформулирована цель работы. Дано краткое описание диссертации по главам и представлены основные результаты, выносимые на защиту.

Первая глава посвящена весовым измерениям в гиперзвуковых аэродинамических установках. Описаны методики весовых измерений в двух гиперзвуковых аэродинамических трубах Т-327 и Т-326 ИТПМ СО РАН. В работе использовались внемодельные трехкомпонснтные тензовесы АВ-327 и АВ-326. Эти весы оборудованы надежной системой термостатирования и имеют оригинальную систему измерения момента. Применение весов АВ-327 и АВ-326 позволило добиться высокой точности измерений аэродинамических характеристик. Весовые измерения проводились с помощью измерительного комплекса на базе персонального компьютера и КАМАКа. Обработка экспериментальных данных включала поправки для учета реальных свойств газа и влияния вязкости на показания насадка Пито.

Приведены результаты статических тарировок и многократных испытаний тензовесов. По результатам статических тарировок среднеквадратичная погрешность составила для X, Y и Mz - 0,5, 0,5, 0,25% для АВ-327 и 0,09, 0,1, 0,1% для АВ-326, соответственно. Для определения случайной погрешности весовых измерений проведены многократные испытания моделей HB-2 и затупленного конуса. Показано, что при уменьшении давления торможения от 130атм до ббатм случайная погрешность весовых измерений увеличивается в 5-8 раз, что, по-видимому, связано с особенностью работы установки на низких давлениях. Абсолютные погрешности АДХ модели конуса не превышают для Сх, CY и mz - 2, 2, 4%, соответственно.

Анализ систематических погрешностей весовых измерений показал, что существенным является только влияние комичности потока в аэродинамической трубе Т-327. Влияние неравномерности потока на коэффициенты сопротивления (Сха), подъемной силы (Суа) и момента тангажа (mz) не превышало 0,4; 0,5 и 3% соответственно. Остальные систематические погрешности значительно меньше случайных погрешностей и ими можно пренебречь.

Выполнены исследования аэродинамических характеристик большого количества различных моделей: шара, затупленного конуса, тестовых моделей AGARD НВ-1, НВ-2, тестовой модели дельта крыла (программа «Гермес»), набора затупленных конусов с различными поперечными сечениями при числах Маха М=8 и М=21. Получено хорошее совпадение полученных результатов с известными экспериментальными данными и расчетами. Обнаружена ошибка в измерениях mz , выполненных в DLR на дельта крыле. Аэродинамические характеристики дельта-крыла, полученные при числах Маха М=20 приведены на рис.1. Немецкие данные показывают, что при увеличении угла атаки mz увеличивается, причем особенно сильно на больших углах атаки а>20°. Это объяснялось возможным влиянием вязкости. Результаты наших измерений на двух разномасштабных моделях и исследований, выполненных во Франции при меньших числах Рейнольдса, показывают, что вязкость не оказывает влияния на положение центра давления модели, и mz остается нулевым для всех, измеренных углов атаки.

Вторая глава посвящена измерениям температур и тепловых потоков тепловизионным методом. Приведен краткий литературный обзор по данной теме. Показано, что при измерениях тепловых потоков на малоразмерных моделях из теплоизолятора необходим учет кривизны поверхности модели. Разработана методика определения теплового потока с учетом кривизны поверхности модели и продольного перетекания тепла по результатам измерений температуры поверхности модели при нестационарном нагреве. На основе допущений об автомодельности распределения температуры по нормали к поверхности модели и о слабой зависимости глубины прогрева модели от радиуса кривизны упрощено нестационарное трехмерное уравнение теплопроводности в системе координат, связанной с поверхностью модели, и получено нестационарное одномерное уравнение теплопроводности. В качестве граничных условий на поверхности модели задаются измеренные значения

Рис.1. Аэродинамические характеристики дельта крыла.

1, 2 - Т-327, И„=20,6; Re„=0,45-105 и Re„=0,26-105 соответственно,

3, 4 - ONERA, Франциия (N1^=20; Re„=0,08-105 и М„= 20,2; Re„=0,03-105),

5 - DLR, Германия (М„=24,3; Rc„=0,26-105).

О 20 40 и, мм 60

Рис.2. Погрешность определения теплового потока в лобовой точке в зависимости от радиуса шара Я.

температуры. Уравнение %

решается конечно-

разностным методом. Поскольку вычисления очень чувствительны к зашумленности экспериментальных данных, для исключения шума проводится их сглаживание по времени и по координатам одномерным методом разложения в базисе ортогональных полиномов. В результате находится конвективный тепловой поток в зависимости от времени.

Выполнены тестовые расчеты осесимметричного нагрева шара конвективным тепловым потоком при времени нагрева 9 сек. По расчетной зависимости температуры поверхности от времени находился тепловой поток как с использованием точных уравнений теплопроводности, так и по предложенной методике (рис.2). Максимальное отклонение от точных значений даст предположение нагрева тонкого поверхностного слоя (точки 1), если не выполняется условие 6«11 (8-толщина нагретого слоя). Конечно-разностное решение (точки 2) нестационарного одномерного уравнения теплопроводности учитывает кривизну поверхности и дает меньшую погрешность, но при малых И точность уменьшается из-за большого градиента теплового потока вдоль поверхности. Решение предложенного упрощенного уравнения (точки 3) дает наилучший результат. При Я<6мм точки 3 отклоняются на 2—3%, так как продольное перетекание тепла становится соизмеримым с теплом, распространяющимся по нормали.

Развитая в работе методика определения теплового потока по результатам измерений температуры поверхности модели при нестационарном нагреве применена к тепловизионным измерениям в гиперзвуковой аэродинамической трубе низкой плотности Т-327 ИТПМ СО РАН. Для измерений применялась разработанная и изготовленная в ИТПМ модульная оптико-механическая сканирующая тепловизионная система ТВ-МЗ, связанная с персональным компьютером. Тепловизионная система была существенно

Рис.3. Распределение тепловых потоков на поверхности шара.

I - калориметрические датчики. 2 - тепловизор.

изменена, что позволило значительно улучшить быстродействие, точность измерения и разрешающую способность тепловизора.

Анализ погрешности тепловизионных измерений показал, что она определяется в основном точностью измерения температуры поверхности модели. Влияние отклонений теплофизических характеристик материала модели не рассматривается, поскольку эти данные брались из справочника. Погрешность определения числа составляла 15% и 8% при Т„=50 и 100 °С соответственно.

Исследования тепловых характеристик большого количества различных моделей: шара (рис.3), надстройки на модели космического аппарата, набора затупленных конусов с различными поперечными сечениями при числе Маха М=21, хорошее совпадение полученных результатов с измерениями калориметрическими датчиками и расчетами подтвердили увеличение точности тепловизионных измерений по предложенной методике.

Третья глава посвящена исследованию осредненных и пульсационных характеристик в потоках низкой плотности методом электронно-пучковой флюоресценции. Приведен краткий литературный обзор по данной теме.

Прямое количественное определение плотности методом электронно-пучковой флюоресценции возможно только при условии наличия линейной связи между интенсивностью свечения и плотностью газа. При нарушении линейности в общем случае задача нахождения плотности в точке по интенсивности флюоресценции не может быть решена. Показано, что количественные данные о плотности могут быть получены в следующих частных слу-

чаях: 1. для двумерных газовых объектов однородных вдоль пучка электронов и неоднородных в поперечном направлении; 2. для трехмерных газовых не-однородностей, расположенных в однородном по плотности потоке и слабо возмущающих диагностический пучок. Определены условия позволяющие вести локальные измерения трехмерных пульсаций плотности в двумерных потоках методом электронного пучка.

Для исключения интенсивного широкополосного «дробового» шума, связанного с дискретной природой фототока, использован метод «кросс—корреляции», когда ищется взаимный спектр сигналов двух фотоэлектронных умножителей (ФЭУ), регистрирующих излучение из одной области флюоресценции. В результате во взаимном спектре остается часть сигнала, общая для обоих ФЭУ и связанная только с пульсациями плотности в точке наблюдения. Оптическая система (рис.4) позволяла проводить как одноточечные измерения плотности и пульсаций плотности, когда на оба ФЭУ поступает излучение из одной и той же области наблюдения, так и двухточечные, когда регистрируется флюоресценция из двух точек наблюдения.

По результатам многократных измерений плотности и ее пульсаций было получено, что ошибка измерений плотности не превышает 10%, ошибка измерений пульсаций плотности не превышает 16%.

На базе разработанной методики проведено исследование характеристики пульсаций плотности в гиперзвуковом ударном слое на плоской пластине с острой кромкой под нулевым углом атаки для М^21.

На рис.5, 6 приведен пример распределений плотности (п/д,,), суммарных пульсаций плотности (п'/пш) и трехмерная картина распределения спектров поперек ударного слоя. Значение плотности слабо изменяется вблизи поверхности пластины, а затем резко возрастает в несколько раз. Вблизи же ударной волны характер кривых меняется по мере нарастания толщины невязкой зоны. Экспериментальные данные хорошо совпадают с расчетом по модели полного вязкого ударного слоя (ПВУС) практически во всей области.

Рис.4 Схема оптических измерений

8 п'/п^Ю2 Д

Рис.5 Нормированные распределения средней плотности (1) и суммарных пульсаций плотности (2) по высоте ударного слоя у/5 в сечении х/Ь=0,81.

Г,:

/ ч

14,

Мл

/ -А- Я-210 -е- Я=540

1 1

Рис.6 Распределение спектров пульсаций по толщине ударного слоя (Р-безразмерная частота)

йд 1 1

- л \ . л -

л о НИИ 1ИЙПОТС дарньй ела К \ \ ад -

д А -

л ^ д >

Рис.7 Степени нарастания возмущений

о.о 0 2 о.4 о.е р • то* 04

Рис.8 Углы наклона волн %

Из рис.5, 6 видно, что основная доля пульсаций сосредоточена в узком слое под скачком плотности, их интенсивность быстро падает по направлению к поверхности пластины. С другой стороны, основная доля пульсаций лежит в низкочастотной области спектра, и интенсивность пульсаций существенно снижается с ростом частоты. Картина амплитудно-частотных распределений пульсаций плотности по толщине ударного слоя качественно сохраняется во всем исследованном диапазоне расстояний от носика пластины (х/Ь=0,12*0,81). Измеренные степени нарастания возмущений -а; уменьшаются для низких частот и растут для более высоких частот волн с увеличением числа Рейнольдса Я (рис.7).

Пространственные корреляционные измерения позволили определить масштаб корреляции в ударном слое, который составил в трансверсальном

направлении - 0,025 м, в продольном направлении - 0,019 м, что говорит о достаточно изотропном характере пульсаций плотности. Продольные фазовые скорости Сх во внешнем потоке и в ударном слое практически одинаковы, различия не превышают 10%. Для низких частот (Р<0.4-10'4) - Сх=0,9, затем постепенно уменьшаются до С*=0,6 при Р=0.8-10"4. Трансверсальные фазовые скорости в ударном слое были на порядок меньше, чем в свободном потоке. По измеренным фазовым скоростям возмущений были получены углы наклона волн % в набегающем потоке и в ударном слое (рис.8). Волны в ударном слое имеют малый угол наклона (не более 25° для низких частот). Для внешнего потока имеет место значительный наклон волн (до 80°) в области Р=0,15*10"4 с постепенным их разворотом в направлении потока с ростом частоты. При этом изменение угла наклона происходит на толщине "размазывания" фронта ударной волны диагностическим пучком, что говорит о фактически скачкообразном изменении при переходе через ударную волну. Низкие значения продольной фазовой скорости и малые углы наклона волн свидетельствуют об акустической природе возмущений в ударном слое на пластине. Возможно, что возмущения низких частот являются вихревыми.

Четвертая глава посвящена развитию термоанемометрических методов экспериментального исследования устойчивости гиперзвуковых течений. Приведен краткий литературный обзор по данной теме.

Показано, что при измерении высокочастотных пульсаций в гиперзвуковых пограничных слоях термоанемометром постоянного сопротивления необходимо определять шум термоанемометра. В данной работе шум терм-моанемометра определялся при помещении датчика термоанемометра в покоящийся газ. Давление и температура торможения гиперзвукового потока устанавливались такими, чтобы среднее напряжение при одинаковой настройке термоанемометра в спокойном газе и в гиперзвуковом потоке совпали. Показано, что высокочастотные конвективные пульсации в спокойном газе пренебрежимо малы. В дальнейшем методика определения шума термоанемометра была улучшена. В спокойном газе измерялись амплитудно-частотная характеристика (АЧХ) и спектр шума термоанемометра, затем находился спектр шума на входе термоанемометра. Полученный спектр шума на входе термоанемометра не зависит от настройки термоанемометра и среднего напряжения на датчике. В дальнейшем в потоке измерялась АЧХ термоанемометра и по известному спектру шума на входе термоанемометра рассчитывался спектр шума термоанемометра. Такая методика позволяет значительно повысить точность термоанемометрических измерений, за счет

точного определения АЧХ термоанемометра и исключения необходимости ручной подстройки термоанемометра при юменешш параметров потока.

Исследование развития естественных возмущений в пограничном слое плоской пластины проводилось на установке Т-326 при числе Маха М=6 Регистрация сигналов датчиков осуществлялась с помощью автоматизированной системы сбора и обработки информации на базе комплекса КАМАК-1ВМ РС с модулями АЦП, коммутатора, вольтметров, счетчиков импульсов (рис.9).

Результаты измерений средних параметров пограничного слоя (символы) хорошо совпадают с расчетами по уравнениям пограничного слоя (линия) (рис.10). Это означает, что в экспериментах на пластине реализовывалось безградиенгное течение с автомодельным пограничным слоем. Средние напряжения на датчике термоанемометра повторялись в разных опытах с точностью ±1%, что показало хорошую воспроизводимость результатов.

Рис.9 Схема термоанемометрических измерений. 1 - модель, 2-3-х компонентный координатник, 3 - датчик термоанемометра, 4 - АДТ Т-326, 5 - тензодатчик давления Р0,6 -термопара Т0.

00

0.5

м/ме 1.0

Л

10

20

15

0

5

0.0

05

U/U 1.0

Рис.10 Зависимосга нормированных числа Маха М/Ме и скорости U/Uc от координаты Блазиуса .

Для всех измеренных частот возмущений собственные функции пульсаций практически подобны. Положение максимума пульсаций одинаково для всех собственных функций. На рис.11 приведены распределения пульсаций поперек пограничного слоя для 4 значений частотных параметров. Можно отметить удовлетворительное совпадение данных с расчетами и экспериментами, выполненными в DLR. Экспериментальные результаты, полученные в DLR при F=0,6-10"4, приведены только для окрестности максимума пульсаций, при этом не наблюдается быстрого уменьшения значений пульсаций при отходе от него. Определение шума термоанемометра в той работе не проводилось, поэтому, вероятно, результаты для возмущений с высокими частотами были искажены присутствием шумов термоанемометра.

Сравнение степеней нарастания, полученных в разных экспериментах показало, что для низких частот точность и воспроизводимость результатов хорошая, данные на больших частотах имеют большой разброс, что связано с быстрым уменьшением амплитуд пульсаций. Получено хорошее совпадение измеренных степеней нарастания с расчетами и экспериментами, выполненными в DLR для М=5 и F<0,6- КГ4 (рис. 12).

RslOOO

+- Эксперимент, M=6 □ - Расчет, М=5, DLR А - Эксперимент, M=5, DLR

0.0

0.0 0.5 y/g 1.0

Рис. 11 Распределение пульсаций, нормированных на значения в максимуме.

Л - М-6, Т-324 □ - теория, М»5, DLR Q- непараллельный расчет, М~5, DLR --эксперюгал, М™5, DLR

-1

I

X

0.0 0.2 0.4 F-104 0.6

Рис. 12 Зависимость степени нарастания возмущений от частоты F.

В заключении приведены следующие основные выводы по работе:

1.Выполнена проверка технических характеристик аэродинамических тензовесов АВ-326 и АВ-327. Отработана методика весовых измерений в гиперзвуковых потоках с помощью этих весов для аэродинамических труб Т-326 и Т-327 ИТПМ СО РАН. Разработана мобильная система автоматизации весового эксперимента, позволяющая проводить эксперименты на различных аэродинамических установках. С помощью тензовесов АВ-327 и АВ-326 проведены эксперименты по определению аэродинамических характеристик эталонных моделей, показавшие хорошие технические и эксплуатационные качества этих весов. Получено хорошее совпадение результатов с данными других авторов.

2.Разработана методика определения теплового потока с учетом кривизны поверхности модели и продольного перетекания тепла, которая позволяет повысить точность измерения тепловых потоков к малоразмерным моделям при испытаниях в гиперзвуковых аэродинамических трубах. Выполнена проверка на тестовом расчете. Отработан тепловизионный метод измерения тепловых потоков на моделях из теплоизолятора в гиперзвуковой аэродинамической трубе. Измерения тепловых потоков на ряде моделей и удовлетворительное совпадение с измерениями калориметрическими датчиками и расчетами подтвердило надежность тепловизионных измерений.

3.Развит метод электронно-пучковой диагностики гиперзвуковых потоков низкой плотности применительно к измерениям плотности, пульсаций плотности и пространственной корреляции пульсаций плотности. Проведены измерения распределений плотности в гиперзвуковом ударном слое на плоской пластине, получено удовлетворительное совпадение с расчетами. Получена подробная информация о характеристиках устойчивости гиперзвукового ударного слоя на плоской пластине, позволяющая глубже понять физику развития возмущений в ударных слоях. В частности, найдено, что пульсации сосредоточены на внешней границе ударного слоя и соответствуют вынужденным акустическим колебаниям.

4.Развига термоанемометрическая методика измерения характеристик возмущений для гиперзвуковых скоростей. Выполнены исследования развития естественных возмущений на плоской пластине при М=6. Полученные результаты хорошо согласуются с измерениями, проведенными в DLR в аэродинамической трубе Людвига для низких частот и позволили найти ошибку в их измерениях высокочастотных возмущений.

Основные результаты диссертации опубликованы в работах:

1.Киселев В.Я., Маслов А.А., Шиплюк А.Н. Трехкомпонентные тензо-весы для испытания моделей в высокотемпературном газовом потоке / Препринт № 5-92. ЙТПМ СО РАН. - Новосибирск, 1992.

2.Киселев В.Я., Маслов А. А., Шиплюк А.Н. Аэродинамические характеристики тестовых моделей при числе Маха М=22 // СФТЖ, 1992, вып. 3, с.45-49

3.Kisclev V.Ya., Maslov А.А., Shiplyuk A.N. The strain-gage balance for measurement of forces and pitcliing-moment acting on a model in hypersonic wind tunnel // Methods of Aerophysical Research: Proc.Int.Conf. Pt 2.-Novosi-birsk, 1992, p.76-79.

4.Кисслев В.Я., Маслов A.A., Шиплюк A.H. Аэродинамические характеристики дельта крыла в гиперзвуковом потоке // ПМТФ,- 1994.- № 2,-с.35-40.

5.Kiselev V.Ya., Maslov А.А., Shiplyuk A.N. Aerodynamic 3-component strain-gage balance for hypersonic wind tunnels // Methods of Aerophysical Research: Proc.Int.Conf. Pt 2.-Novosibirsk, 1994, p. 143-147.

6.Maslov A.A., Sapogov B.A., Shiplyuk A.N. Heat flux measurements at hypersonic speeds // Methods of Aerophysical Research: Proc.Int.Conf. Pt2-Novosibirsk, 1994, p. 183-187.

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

8.Маслов А.А., Миронов С.Г., Шиплюк А.Н. Экспериментальное исследование устойчивости гиперзвукового пограничного слоя // Устойчивость гомогенных и гетерогенных жидкостей. Новосибирск: ИТПМ, 1995, с.30-31.

9.Маслов А.А., Миронов С.Г., Шиплюк А.Н. Экспериментальное исследование пульсаций плотности в гиперзвуковом ударном слое на плоской пластине // ПМТФ, т. 37, N 6, 1996, с. 51-60.

Ю.Маслов А.А., Сапогов Б.А., Шиплюк А.Н. К методике определения тепловых потоков в аэродинамическом эксперименте // Теплофизика и аэромеханика , т. 3, N 2, 1996, с. 165-171.

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

12.Маслов А. А., Миронов С.Г., Шиплюк А.Н. Исследование естественных и искусственных возмущений в гиперзвуковом ударном слое на плоской пластине // Устойчивость гомогенных и гетерогенных жидкостей. Новосибирск: НГАС, 1996, с. 56-56.

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

14.Maslov А.А., Sidorenko А.А., Shiplyuk A.N. On an experimental technique for the study of hypersonic boundary layer stability // Methods of Aero-physical Research: Proc.Int.Conf. Pt 2-Novosibirsk, 1996, p. 175-179.

15.Maslov A.A., Mironov S.G., Shiplyuk A.N. An experimental electron-beam study of perturbations in a hypersonic shock layer on a plate // Methods of Aerophysical Research: Proc.Int.Conf. Pt 3.-Novosibirsk,, 1996, p. 212-215.

Работа была выполнена при частичной поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (грант 96-01-01640).

Ответственный за выпуск Шиплюк А.Н.

Подписано к печати 5.12.97 Формат бумаги 60x84/16, Усл.печ.л. 1.0, Уч.-изд.л. 1.0, Заказ № 26, Тираж 100 экз.

Отпечатано на ризографе АОЗТ «Интеллекс» 630090, Новосибирск-90, Институтская 4/1