Развитие возмущений и управление пограничными слоями при гиперзвуковых скоростях тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

На правах рукописи

Шиплюк Александр Николаевич

РАЗВИТИЕ ВОЗМУЩЕНИЙ И УПРАВЛЕНИЕ ПОГРАНИЧНЫМИ СЛОЯМИ ПРИ ГИПЕРЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ

01.02.05- механика жидкости, газа и плазмы

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени доктора физико-математических наук

Новосибирск - 2005

Работа выполнена в Институте теоретической и прикладной механики

Сибирского отделения РАН

Официальные оппоненты:

академик РАН, д.ф.-м.н., профессор Ребров Алексей Кузьмич д.ф.-м.н., профессор Липатов Игорь Иванович д.т.н., профессор Лебига Вадим Аксентьевич

Ведущая организация :

Факультет авиационной и летательной техники МФТИ (г.Жуковский)

Защита состоится «24» июня 2005г в 14^ часов на заседании диссертационного совета Д 003.035.02 по присуждению ученой степени доктора наук в Институте теоретической и прикладной механики Сибирскою отделения РАН по адресу: 630090, Новосибирск 90, ул. Институтская 4/1.

Отзыв на автореферат в двух экземплярах, заверенный печатью учреждения, просьба направлять по указанному выше адресу на имя ученого секретаря диссертационного совета.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ИТПМ СО РАН.

Автореферат разослан « 29 » апреля 2005 г.

Ученый секретарь диссертационного совета д.ф.-м.н.

Корнилов В.И.

Общая характеристика работы

Актуальность темы Результаты исследований пограничного слоя при гиперзвуковых скоростях приобретают первостепенное значение при проектировании перспективных высокоскоростных летательных аппаратов. Правильное предсказание положения перехода по траектории полета воздушно-космических самолетов и спускаемых аппаратов является необходимым условием для проектирования систем управления и тепловой защиты. Состояние пограничного слоя существенно влияет на эффективность органов управления. Для гиперзвуковых летательных аппаратов с хорошей аэродинамикой вязкое трение составляет более 30% от общего сопротивления. Даже незначительное смещение положения перехода вниз по потоку приводит к существенному снижению сопротивления летательного аппарата. Поэтому проблема ламинарно-турбулентного перехода становится одной из критических задач, от решения которой зависит возможность создания экономически эффективных летательных аппаратов, движущихся длительное время с гиперзвуковыми скоростями.

Эксперименты, проведенные на ранних этапах изучения проблемы, показали невозможность прямого экспериментального моделирования этого явления в существующих аэродинамических установках из-за его сильной зависимости от большого количества параметров, воспроизвести которые не представляется возможным.

Возникновение турбулентности происходит из-за потери устойчивости исходного ламинарного течения при малой интенсивности возмущений во внешней среде. Ламинарно-турбулентный переход в слабоградиентных до- и сверхзвуковых пограничных слоях вызывается вихревыми возмущениями первой моды (волна Толлмина-Шлихтинга). При гиперзвуковых скоростях переход вызывается второй модой возмущений. В отличие от первой моды, вторая - результат невязкой неустойчивости и является акустической по природе. Несмотря на длительный период исследований, устойчивость гиперзвуковых пограничных слоев мало 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 с исследованием положения перехода в зависимости от влияния различных факторов (единичное число Рейнольдса, температурный фактор, шероховатость поверхности, притупление передней кромки и др.). При исследовании собственно устойчивости, как правило, изучается развитие естественных возмущений. Недоста-

ток такого подхода - невозможность получения полной пространственной характеристики волнового поля возмущений в пограничном слое. Как известно из опыта исследований устойчивости при до- и сверхзвуковых скоростях только применение контролируемых возмущений позволяет получить детальные характеристики устойчивости. Известные попытки исследований устойчивости гиперзвукового пограничного слоя с помощью искусственных возмущений малочисленны и не могут быть признаны полностью удачными.

Передние кромки и носовые части гиперзвуковых летательных аппаратов делаются затупленными с целью снижения аэродинамического нагрева, так как тепловой поток обратно пропорционален радиусу затупления. Известно, что затупление сильно влияет на устойчивость и переход пограничных слоев, причем с увеличением числа Маха влияние затупления растет. До настоящего времени линейная теория устойчивости не может объяснить дестабилизацию пограничного слоя для больших радиусов затуплений. Также не получено количественного совпадения результатов расчетов и экспериментов для малых радиусов затуплений.

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. Знание коэффициентов восприимчивости позволяет определить положение ламинарно-турбулентного перехода амплитудным методом. Процессы восприимчивости особенно важны при умеренных гиперзвуковых числах Маха, когда восприимчивость определяет, какая мода (1ая или 2ая) будет доминировать в ламинарно-турбулентном переходе. Не менее важно исследование восприимчивости к акустическим возмущениям с точки зрения использования аэродинамических труб для исследования перехода. 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 они с использованием искусственных возмущений. При гиперзвуковых скоростях подобные исследования не проводились.

Из-за сложности исследуемого явления большинство работ по устойчивости гиперзвукового пограничного слоя выполняется на моделях простой конфигурации: конус, плоская пластина или цилиндр. Вместе 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.

Для создания экономически эффективного гиперзвукового летательного аппарата становятся актуальными исследования возможностей затягивания ламинарно-турбулентного перехода при гиперзвуковых скоростях. Все известные методы управления ламинарным течением разрабатывались применительно к до- и сверхзвуковым скоростям с целью подавления возмущений первой моды. Единственный известный метод стабилизации возмущений второй моды с помощью покрытий, поглощающих ультразвук, был предсказан теоретически и нуждается в экспериментальной проверке.

Основным предметом данной работы является изучение механизмов развития возмущений в гиперзвуковых пограничных слоях с помощью моделирования волновых процессов методом искуственных волновых пакетов. Исследование возможности управления гиперзвуковыми пограничными слоями с целью стабилизации возмущений для повышения эффективности гиперзвуковых летательных аппаратов.

Целью данной работы является;

• Разработка метода исследования устойчивости и восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя при помощи искусственных волновых пакетов, а именно, создание и испытание различных типов источников возмущений, отработка методов термоанемометрических измерений, создание автоматизированной системы сбора и обработки экспериментальных данных. Применение разработанного метод при исследовании устойчивости гиперзвуковых пограничных слоев в установках продолжительного и кратковременного действия;

• Получение новых экспериментальных данных по развитию естественных и искусственных возмущений в пограничных слоях на остром и затупленном конусах. Получение детальных характеристик устойчивости гиперзвуковых пограничных слоев, определение механизмов влияния затупления носика на развитие возмущений;

• Исследование восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя к контролируемым акустическим возмущениям. Исследование характеристик внешнего акустического поля и влияние этих характеристик на восприимчивость пограничного слоя;

• Исследование устойчивости гиперзвукового пограничного слоя в течении с положительным градиентом давления. Измерение средних и

пульсационных характеристик при ламинарном отрыве пограничного слоя на конусе с углом сжатия;

• Экспериментальное исследование влияния пористых покрытий с регулярной и хаотической микроструктурой на устойчивость гиперзвукового пограничного слоя.

Научная новизна

• На основе существующего метода искусственных волновых пакетов для сверхзвуковых потоков развит метод искусственных возмущений для применения в исследованиях устойчивости и восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя в установках продолжительного и кратковременного действия;

• На основе развитого метода впервые получены детальные амплитудные и фазовые характеристики развития возмущений в гиперзвуковых пограничных слоях на остром и затупленном конусах. Подтверждена линейная теория устойчивости гиперзвукового пограничного слоя, в частности впервые показано, что в гиперзвуковом пограничном слое наиболее неустойчивые возмущения первой моды являются наклонными с углами 40-50 градусов, а наиболее неустойчивые возмущения второй моды - двумерные. Показано, что малое затупление приводит к стабилизации течения в окрестности затупления, но вниз по потоку происходит дестабилизация пограничного слоя;

• Разработана методика исследования восприимчивости пограничного слоя для применения в гиперзвуковом потоке. Впервые экспериментально исследовано взаимодействие гиперзвукового пограничного слоя с внешним акустическим полем. Получены зависимости коэффициентов восприимчивости от характеристик внешнего акустического поля. Показано, что восприимчивость гиперзвукового пограничного слоя существенно зависит от ориентации волнового вектора внешних акустических возмущений;

• Впервые выполнено экспериментальное исследование устойчивости гиперзвукового пограничного слоя с положительным градиентом давления. Исследовано развитие естественных и искусственных возмущений в области ламинарного отрыва гиперзвукового потока.

• Впервые получены данные о влиянии пористых покрытий с регулярной и хаотической микроструктурой на развитие фоновых и контролируемых возмущений второй моды в гиперзвуковом пограничном слое. Показана возможность сильной стабилизации второй моды возмущений при использовании ультразвук-поглощающих покрытий, однако при этом нужно учитывать возможность сильной дестабилизации первой моды.

Научная и практическая ценность работы заключается в том, что в

ней на новом уровне детально изучены волновые процессы, приводящие к

ламинарно-турбулентному переходу в гиперзвуковых пограничных слоях,

экспериментально показана возможность стабилизации гиперзвуковых пограничных слоев с помощью ультразвук-поглощающих покрытий. При выполнении работы был разработан метод исследования устойчивости и восприимчивости гиперзвуковых пограничных слоев, применение которого позволяет получать полную информацию о пространственных характеристиках волнового поля возмущений в пограничном слое. Разработана мобильная система автоматизации и отработана методика термоанемомет-рических измерений высокочастотных пульсаций в гиперзвуковых потоках, позволяющая проводить эксперименты на аэродинамических установках продолжительного и кратковременного действия. Полученные результаты свидетельствуют о том, что данная методика может с успехом применяться для исследования устойчивости пограничного слоя на моделях сложной конфигурации, в трехмерных течениях и течениях с отрывом.

Полученные новые экспериментальные данные могут быть использованы для развития и верификации теоретических моделей устойчивости гиперзвуковых течений. Развитые в работе методы могут быть использованы при изучении волновых процессов в гиперзвуковых потоках. На защиту выносятся

• Метод экспериментального исследования волновых процессов в гиперзвуковых пограничных слоях на основе метода искусственных волновых пакетов;

• Результаты экспериментального исследования развития естественных и искусственных возмущений в гиперзвуковом пограничном слое на остром и затупленном конусах;

• Результаты экспериментального исследования восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя на передней кромке плоской пластины к внешним контролируемым акустическим возмущениям;

• Результаты экспериментального исследования развития естественных и искусственных возмущений в гиперзвуковом пограничном слое с положительным градиентом давления;

• Результаты экспериментального исследования механизмов стабилизации гиперзвукового пограничного слоя с помощью ультразвук-поглощающих покрытий.

Апробация работы. Основные результаты диссертации докладывались на VIII Всероссийском съезде по теоретической и прикладной механике (Пермь, 2001 г.), на 8 европейской конференции по турбулентности (Барселона, Испания, 2000 г.), на международных конференциях AIAA (Рено, США, 2002, 2003, 2004 гг., Орландо, США, 2003 г.), на международном симпозиуме ШТАМ по ламинарно-турбулентному переходу (Се-дона, США, 1999 г.), на международном семинаре EUROMECH «Laminarturbulent transition mechanisms and prediction» (Геттинген, Германия, 1998 г.), на 5 китайско-русской конференции по гиперзвуковым течениям (Шанхай, Китай, 2002 г.), на конференциях молодых ученых (Новоси-

бирск, 2000, 2001 гг.), на Международных конференциях по методам аэрофизических исследований (Новосибирск 1996, 1998, 2000 гг.), на Сибирских и Международных конференциях по устойчивости гомогенных и гетерогенных жидкостей (Новосибирск 1995, 1996, 1997, 1998, 2004 гг.), на съезде GAMM'97 (Регенбург, Германия 1997 г.), на международной конференции «Современные проблемы прикладной математики и механики: теория, эксперимент и практика» (Новосибирск, 2001 г.), на семинарах НИЦ им. Лэнгли NASA (Хэмптон, США, 2002, 2003 гг.), DLR (Геттинген, Германия 1997, 2000 гг.), института аэрогазодинамики Штуттгартского университета (2000, 2002 гг.), CARDC (Миньян, Китай 1995, 2003 гг.). Результаты работы неоднократно докладывались на рабочих семинарах ИТПМ СО РАН.

По материалам диссертациионной работы опубликовано 46 печатных работ. Список основных публикаций приведен в конце автореферата [130].

Личный вклад автора.

Основные научные результаты, включенные в диссертацию, получены автором самостоятельно. Автор в течение ряда лет являлся руководителем и основным исполнителем всех работ, вошедших в диссертацию. Постановка задач исследований осуществлена диссертантом как лично, так и в соавторстве с научным консультантом проф., д.ф.-м.н. А.А.Масловым. На разных этапах автор принимал непосредственное участие в отладке и развитии экспериментальных методик, обработке и обобщении полученных результатов. Часть работ по введению искусственных волновых пакетов в гиперзвуковой пограничный слой проводилась совместно с аспирантами А.А.Сидоренко и Е.В.Буровым. Аспирант Д.А.Бунтин оказывал техническую помощь при проведении исследований устойчивости гиперзвукового пограничного слоя на остром и затупленных конусах. Исследования восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя на передней кромке и развития возмущений на конусе с углом сжатия проводились совместно с аспирантом А.А.Сидоренко. Работы по изучению возможности стабилизации гиперзвукового пограничного слоя покрытиями, поглощающими ультразвук, проводились совместно с аспирантом Е.В.Буровым. В выполнении и написании теоретической части совместных работ принимали участие Федоров А.В., Поплавская Т. В., Ветлуцкий В. Н., Федорова Н.Н., Бедарев И.А. Представление совместных результатов согласовано с соавторами. Вклад диссертанта в основные результаты исследований является определяющим.

Достоверность полученных результатов подтверждена детальным анализом погрешности измерений, многократной повторяемостью результатов, удовлетворительным согласованием с известными экспериментальными данными и расчетами других авторов.

Объем и структура диссертации. Диссертационная работа изложена на 320 страницах, состоит из введения, шести глав, заключения и списка литературы из 209 наименований. Тестовая часть иллюстрируется 140 рисунками.

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 содержит обзор существующих результатов исследований в области устойчивости и перехода гиперзвукового пограничного слоя. Указывается место данной работы в ряду других исследований. В п. 1.1 описаны теоретические методы, применяемые при анализе устойчивости и предсказании перехода сжимаемого пограничного слоя, а также приведены основные выводы теоретических исследований об особенностях устойчивости и восприимчивости пограничного слоя при высоких числах Маха. Численне исследования в области линейной теории устойчивости показали, что при больших сверхзвуковых скоростях в пограничном слое появляется большое количество неустойчивых дозвуковых мод возмущений. Эти дополнительные моды принадлежат семейству собственных акустических возмущений, распространяющихся в волноводе между стенкой и звуковой линией. Наиболее неустойчивая из них вторая мода. Теория устойчивости и эксперимент указывают на то, что в гиперзвуковом пограничном слое могут доминировать как первая, так и вторая моды возмущений.

В последовавших теоретических работах по исследованию устойчивости сверх- и гиперзвуковых пограничных слоев развивались методы численных исследований (метод параболизованных уравнений устойчивости, прямого численного моделирования), уточнялись характеристики линейной устойчивости, начаты исследования восприимчивости и нелинейных стадий развития возмущений. Температура поверхности типичного гиперзвукового летательного аппарата существенно ниже температуры теплоизолированной стенки, в таких условиях первая мода подавляется естественным образом, в то время как вторая мода становится более неустойчивой и может инициировать ранний переход. Чтобы увеличить протяженность ламинарного обтекания, необходимо стабилизировать возмущения второй моды. Второй моде соответствуют высокочастотные акустические возмущения, поэтому было высказано предположение, что покрытия, поглощающие ультразвук, могут эффективно стабилизировать этот тип неустойчивости. Данная гипотеза была проверена в рамках линейной теории устойчивости в невязком и вязком приближениях. Было показано, что относительно тонкое пористое покрытие может вызвать очень сильное уменьшение инкрементов роста второй моды.

В п. 12 дан обзор экспериментальных работ в области гиперзвукового пограничного слоя. Хорошо известен тот факт, что высокий уровень шума в обычных аэродинамических трубах приводит к более раннему переходу пограничного слоя. Основная энергия этих возмущений лежит в низкочастотном диапазоне до 10 кГц, в то время как частоты наиболее неустойчивых возмущений первой и второй мод намного выше. Исходя из этого, некоторые исследователи отмечают, что в данном контексте обычные трубы могут рассматриваться как достаточно малошумные. Это утверждение справедливо лишь в случае независимого развития возмущений, то есть пренебрежения всеми нелинейными и трехмерными эффектами. Таким образом, открываются широкие перспективы использования таких установок для исследований устойчивости на линейной стадии развития возмущений. Также надо учитывать, что уровень и спектральный состав шума в аэродинамической установке может влиять на эффективность методов управления ламинарно-турбулентным переходом.

Результаты исследований процесса развития естественных возмущений в гиперзвуковых пограничных слоях качественно подтвердили выводы линейной теории устойчивости. Корреляционные измерения пространственной структуры естественных возмущений показали, что волны второй моды являются двумерными. В экспериментах, проведенных в ударной трубе GALCIT Т-5, показано влияние поглощающих ультразвук покрытий на положение ламинарно-турбулентного перехода. Эти эксперименты качественно подтвердили теоретическое предсказание. Так как возмущения в пограничном слое не измерялись, проведенные эксперименты не дали прямого ответа на вопрос, что происходит с возмущениями в пограничном слое, действительно ли подавлена вторая мода.

Несмотря на то, что исследованиям в этой области уделяется большое внимание, наблюдается недостаток экспериментальных данных. Экспериментально исследовалась только линейная стадия развития возмущений в безградиентных гиперзвуковых пограничных слоях. Вместе с тем, совпадение результатов теоретических и экспериментальных работ часто является только качественным. Точное количественное сравнение имеющихся экспериментальных данных с расчетными невозможно из-за большой погрешности измерений и отсутствия методов выделения сигнала, отвечающего за исследуемое явление. Это указывает на необходимость развития методик измерений и получения результатов, пригодных для верификации численных методов.

Рассмотрены результаты существующих исследований устойчивости сжимаемого пограничного слоя при помощи искусственных возмущений. Показано, что существующий метод исследования устойчивости сверхзвуковых течений при помощи искусственных волновых пакетов хорошо зарекомендовал себя и применяется в нескольких научных центрах. Этот метод может с успехом применяться в аэродинамических трубах обычного

типа, так как в сочетании с компьютерной обработкой данных позволяет выделять слабый полезный сигнал на фоне сильного шума. Данный метод является наиболее перспективным, так как позволяет проводить эксперименты в модельных условиях и в полном объеме получать информацию о пространственных характеристиках возмущений. Метод позволяет получать точные количественные данные, пригодные для верификации теоретических моделей.

Во второй главе изложена методическая часть проведенных исследований.

В п.2.1 описан использованный способ введения искусственных волновых пакетов в гиперзвуковой поток на основе электроразрядного источника возмущений.

Источник возмущений для гиперзвуковых скоростей потока должен удовлетворять следующим требованиям:

• обеспечивать высокую частоту вводимых возмущений (диапазон частот наиболее неустойчивых возмущений 200-300 кГц для условий данной работы);

• обладать высокой стабильностью, по крайней мере в течение одного пуска (при продолжительности пуска 30 мин и частоте 300 кГц количество разрядов составляет

• малая область возбуждения < 1,5 мм (для условий данной работы длина волны возмущений второй моды 2-3 мм, для эффективной генерации возмущений второй моды размер области возбуждения должен быть меньше половины длины волны возмущения, т.е. 1-1,5 мм);

• обеспечивать достаточную мощность вводимых возмущений (для точечного источника максимальная мощность составляла 10 Вт, для двумерного источника- 100 Вт).

Схемы источников возмущений, использованных в данной работе, приведены на рис. 2.1. В экспериментах на плоской пластине, конусе с юбкой, в исследованиях восприимчивости контролируемые возмущения вводились периодическим тлеющим разрядом, при этом использовались источники возмущений двух видов: локализованный точечный источник и источник плоских двумерных волн. В экспериментах на остром и затупленном конусе, а также на моделях с пористым покрытием волновые пакеты вводились точечным высокочастотным разрядом с полым катодом.

Для питания источников в работе использовались два типа высоковольтных генерат°р°в: гармо- Рис 2 1 Схемы примененных источ-нический генератор и импульсный ников возмущений

генератор. Гармонический генератор использовался для питания точечного искрового источника. Вследствие несимметрии конфигурации разрядников гармонический источник оказался недостаточно эффективным и не обеспечивал стабильности фазы вводимого возмущения. Импульсный генератор показал значительно лучшие характеристики и позволял получать высоковольтные импульсы с напряжением до 1200 В и частотой в диапазоне

30^400 кГц.

В п.2.2 рассмотрены особенности применения термоанемометра для исследования устойчивости гиперзвукового пограничного слоя. Опыт применения стандартных датчиков термоанемометра при гиперзвуковых скоростях показал, что их конструкция не обладает достаточной жесткостью. Это приводит к появлению вибраций и, как следствие, пиков в спектрах на больших частотах (> 50 кГц). Для устранения этого недостатка было опробовано несколько конфигураций термоанемометрических датчиков. Вибрации в измеряемом частотном диапазоне (< 500 кГц) отсутствовали в случае, когда геометрия датчика была близка к клину, и длина игольчатых державок, на которых закреплена чувствительная нить - минимальна. При этом минимизируются пульсации, связанные с головной ударной волной и жесткость державок - максимальна. Схема модифицированного датчика термоанемометра, используемого в данной работе для измерений в пограничном слое при гиперзвуковых скоростях, показана на рис. 2.2.

Измерение пульсаций с частотами выше 100 кГц требует аккуратной настройки термоанемометра. В данной работе предложен новый метод настройки и определения частотной характеристики термоанемометров, основанный на системе сбора данных, развитой для измерения искусственных волновых пакетов. Метод заключается в следующем. На датчик термоанемометра подается периодический тестовый электрический или тепловой сигнал прямоугольной или импульсной формы. Для уменьшения уровня случайных пульсаций и выделения тестового сигнала, сигнал с выхода термоанемометра подвергается синхронному осреднению с фазовой синхронизацией. Далее полученные осциллограммы подвергаются Фурье преобразованию, и АЧХ термоанемометра находится как отношение Фурье образов выходного сигнала к Фурье образу тестового сигнала. Полученная амплитудно-частотная характеристика отображается в реальном времени на экране компьютера. Это позволяет проводить настройку как по форме выходного сигнала, так и по АЧХ, что существенно повышает точность и сокращает время настройки. Для проверки правильности такого

Рис. 2.2. Модифицированный датчик термоанемометра для измерений в пограничном слое при гиперзвуковых скоростях

подхода в работе также использовались периодические тестовые тепловые импульсы, которые генерировались лазером. Лазерное излучение фокусировалось на датчике термоанемометра. АЧХ, полученные с помощью электрических и лазерных тестовых сигналов, совпали.

При экспериментальных исследованиях устойчивости гиперзвуковых пограничных слоев необходимо проводить измерение высокочастотных пульсаций потока малой амплитуды. При этом становится очень важным определение собственного шума термоанемометра. В данной работе развит метод определения шума термоанемометра постоянного сопротивления (ТПС), основанный на том, что шум генерируется в основном входным усилителем, поэтому, зная передаточную функцию термоанемометра, можно привести шум на выходе к эквивалентному входному шуму, который является постоянным для данного термоанемометра и не зависит ни от его настроек, ни от параметров течения. Зная эквивалентный входной шум и амплитудно-частотную характеристику термоанемометра, измеренную при определенных настройках и параметрах потока, можно найти шум на выходе термоанемометра для этих условий. Для проверки этого метода были проведены испытания ТПС DISA 55D01 в вакуумной камере в спокойном воздухе при различных давлениях. Измеренные спектры эквивалентного входного шума термоанемометра совпали, что подтвердило правильность методики и показало, что высокочастотные конвективные пульсации в спокойном воздухе значительно меньше электрического шума.

При проведении исследований, которые будут описаны в данной работе, использовались следующие термоанемометры:

• термоанемометры постоянного сопротивления (ТПС):

о DISA 55D01, Dantec Dynamics, Дания (f< 100 кГц). Использовался

для методических исследований (Глава 2); о DISA 55M10, Dantec Dynamics, Дания (f<200 кГц). Использовался

для методических исследований в трубе Людвига (Глава 2); о AN-1003, A.A.Lab Systems, Израиль (f<500 кГц). Использовался для

методических исследований (Глава 2); о ТПС, Косинов, Репков, ИТПМ (f<500 кГц). Использовался для исследований восприимчивости (Глава 4);

• термоанемометры постоянного тока (ТПТ):

о ТПТ-4 с автоматической балансировкой моста, Лебига, ИТПМ (f<200 кГц). Использовался для исследований развития возмущений на конусе с углом сжатия (Глава 5); о ТПТ с автоматической балансировкой моста, Шиплюк, Репков, ИТПМ (f<600 кГц). Использовался для измерения характеристик возмущений второй моды (Главы 2,3 и 6). Для измерения высокочастотных возмущений второй моды были предприняты попытки использовать современные термоанемометры (ТПС AN-

1003 и ТПС, сделанный в ИТПМ) с частотными диапазонами до 500 кГц. Измерения АЧХ, проведенные по методике, предложенной в данной работе, показали, что AN-1003 не настраивается на частотную полосу шире 100 кГц. Попытки применения высокочастотного ТПС, изготовленного в ИТПМ А.Д.Косиновым и В.В.Репковым, показали, что данный термоанемометр не обладает достаточной чувствительностью для измерений высокочастотных пульсаций с малой амплитудой.

В.В.Репковым совместно с автором был разработан новый термоанемометр постоянного тока. Для упрощения эксплуатации термоанемометр имеет мост с автоматической балансировкой на низкой частоте (<10 Гц). Такой подход был использован, чтобы совместить лучшие стороны ТПС и ТПТ. Полоса пропускания низкочастотного фильтра в контуре низкочастотной обратной связи составляет 10 Гц. Так как сопротивление датчика термоанемометра значительно меньше сопротивления в верхнем плече моста, ток через датчик термоанемометра можно считать постоянным. В контуре ТПТ использован малошумный усилитель с уровнем шумов

1,3 нВ/д/Л/- Компенсация деградации чувствительности датчика с увеличением частоты обеспечивалась в диапазоне 100 Гц-600 кГц. Расчетные и измеренные частотные характеристики ТПТ хорошо совпадают во всем диапазоне рабочих частот.

В п.2 3 описываются методики сбора и обработки данных, получения средних и пульсационных характеристик пограничного слоя и определения волновых характеристик искусственных возмущений по данным тер-моанемометрических измерений. Эксперименты проводились с использованием автоматизированной системы сбора и обработки информации. Система построена на базе трех персональных компьютеров и осуществляет следующие функции: а) контролирует параметры потока;

б) обеспечивает опрос датчиков и сохранение данных в цифровом виде;

в) управляет перемещением датчиков и моделей; г) обеспечивает стабильную амплитуду вводимых возмущений; д) осуществляет сбор и первичную обработку данных термоанемометрических измерений; е) производит выделение сигнала искусственного возмущения на фоне естественного шума при помощи частотной фильтрации и синхронного суммирования. Дальнейшая обработка включает получение пространственных спектров пульсаций по имеющимся распределениям амплитуды и фазы. Использование Фурье-анализа с применением спектральных окон позволяет разделять волны с различными углами наклона и фазовыми скоростями и исследовать их характеристики.

В п.2.4 приведено описание аэродинамической трубы Т-326 ИТПМ СО РАН, в которой выполнялись основные эксперименты данной работы. Аэродинамическая труба Т-326 ИТПМ СО РАН является установкой периодического действия, выполненной по прямоточной баллонной схеме, и

оснащена одноступенчатым перфорированным эжектором. Большинство экспериментов проводилось при следующих параметрах набегающего потока: число Маха М=5,92 и единичное число Рейнольдса

Ret = (12-г13)-10б м"1.

Для исследований устойчивости пограничного слоя необходимо, чтобы параметры потока были постоянными с высокой точностью в течение пуска. С этой целью была разработана измерительная и регулирующая системы. В результате, отклонение давления (Pq) и температуры торможения (То) от средних значений в течение эксперимента не превышало 0,1 % и 0,3%, соответственно. С целью увеличения времени работы термоанемо-метрических датчиков и устранения влияния частиц пыли на результаты измерений, между нагревателем воздуха и форкамерой установлен блок тонкой очистки воздуха, позволяющий задерживать частицы размером больше 2 мкм. При проведении измерений датчики перемещались с точностью 0,01 мм по нормальной и 0,05 мм по продольной и трансверсальной координате. Для исследований трансверсальных характеристик волновых пакетов на конических моделях применялось вращение моделей с помощью поворотного механизма, обеспечивающего точность

В п.2.5 приведено описание аэродинамической трубы Людвига (Гет-тинген, DLR, Германия). Это установка кратковременного действия, обеспечивающая сверх- и гиперзвуковые течения в диапазоне чисел Маха М=2,79-6,9 длительностью 300-400 мсек.

В п.2.6 приведены результаты исследования развития искусственных волновых пакетов с частотой на плоской пластине,

выполненного в Т-325 ИТПМ СО РАН с целью отработки экспериментального метода. Показано, что на пластине реализуется автомодельный безградиентный пограничный слой, и работающий источник не искажает среднее течение. Результаты измерений показали, что профили амплитуд естественных и искусственных возмущений совпадают, и основная энергия пульсаций сосредоточена в узкой области вблизи критического слоя. Полученные поперечные волновые спектры свидетельствуют, что первоначально доминирующая двумерная волна быстро затухает, и основную роль начинают играть наклонные волны. Этот результат согласуется с выводами линейной теории устойчивости. Оценка интегральной фазовой скорости возмущений показывает, что на начальном участке доминирует волна Толлмина-Шлихтинга с нулевым углом наклона, ниже по потоку преобладают двумерные звуковые или наклонные вихревые возмущения.

П.2.7 посвящен отработке метода искусственных волновых пакетов на плоской пластине в трубе Людвига. Следует отметить, что за один запуск трубы Людвига измерялась только одна точка в пограничном слое, поэтому было очень важно проводить измерения при одинаковых параметрах потока и одинаковых характеристиках искусственных возмуще-

ний. Эксперименты проводились при числе Маха М^б, Ке1=6,7-106 м'1. Модель представляла собой плоскую стальную пластину с острой передней кромкой, установленную под нулевым углом атаки. Устройство введения возмущений представляло собой два электрода, расположенные на поверхности модели на расстоянии 80 мм от передней кромки. Разряд зажигался непосредственно перед пуском, в течение эксперимента разряд работал стабильно. После пуска давление значительно повышалось, поэтому горение разряда ослабевало. Измерения в пограничном слое проводились некалиброванным датчиком термоанемометра, поэтому были получены только качественные данные.

Измеренные профили имеют вид, типичный для профилей массового расхода в ламинарном пограничном слое. Малый разброс экспериментальных данных показал высокую точность измерений. В профилях интегральных пульсаций массового расхода и спектров пульсаций, измеренных термоанемометром на различных расстояниях по нормали от поверхности модели, наблюдается большой пик пульсаций на высоте приблизительно 80% от толщины пограничного слоя.

В начале исследований развития искусственных возмущений была проверена эффективность их генерации. Для этого менялась частота зажигания разряда (в диапазоне 35-120 кГц), а амплитуда напряжения на электродах фиксировалась. Максимум амплитуд пульсаций наблюдался в диапазоне частот 60-80 кГц Эти частоты находятся между частотами наиболее неустойчивых пульсациями первой (40 кГц) и второй (170 кГц) мод для Я= 1000. Из-за большой величины пульсаций частоты 60 и 80 кГц были выбраны для генерации возмущений в гиперзвуковом пограничном слое в трубе Людвига. Измеренные профили амплитуд искусственных возмущений оказались подобны профилям амплитуд естественных возмущений. С целью изучения пространственной структуры волнового пакета, развивающегося в пограничном слое, были проведены измерения распределений амплитуды и фазы искусственных возмущений в критическом слое в нескольких сечениях по продольной координате. Полученные поперечные волновые спектры (рис. 2.3) показывают, что на начальном участке развития пространственно-волнового пакета присутствует мощная волна с нулевым углом наклона, амплитуда которой впоследствии быстро падает. Качественно поведение волнового пакета соответствует результатам измерений, выполненным в установке продолжительного действия.

Рис. 2.3. Спектры амплитуды пульсаций А по поперечному волновому числу /?

В п.2.8. рассматривается генерация волновых пакетов на частоте второй моды. Для введения возмущений второй моды использовался источник на основе точечного периодического разряда с полым катодом. Отладка методики генерации волновых пакетов на частоте второй моды проводилась в гиперзвуковой аэродинамической трубе Т-326 при числе Маха N1,0=5,95 на остром конусе длиной 500 мм и полууглом 7°. Волновые пакеты вводились на частоте 275 кГц, соответствующей наибольшим амплитудам возмущений второй моды для условий эксперимента. Выполнены измерения продольных, вертикальных и транс-версальных распределений характеристик волнового пакета второй моды.

Получено, что амплитуда пульсаций волнового пакета имеет ярко выраженный максимум вблизи верхней границы пограничного слоя. Вне пограничного слоя амплитуда быстро уменьшается и стремится к нулю. Измеренная продольная фазовая с »ость С/С(.=0,91 л ь ш е предельной скорости акустических возмущений то есть возмущения яв-

ляются собственными колебаниями пограничного слоя. Полученные поперечные волновые спектры (рис. 2.4) показывают, что весь волновой пакет находится в диапазоне /£=±0,5 рад/градус, что соответствует диапазону углов наклона волнового вектора ±20°. Наиболее неустойчивой является двумерная волна, амплитуда которой быстро нарастает. В третьей главе приведены результаты исследования развития возмущений в гиперзвуковом пограничном слое на остром и затупленных конусах при нулевых углах атаки. В п.3.1 описываются используемые модели и измерительная аппаратура. Конфигурация модели представляет собой конус с полууглом 7 градусов и длиной 500 мм. Изготовлено две геометрически подобные модели - модель с дренажом и модель с источником возмущений. Чтобы обеспечить возможность свободного изме-

Рис. 2.4. Спектры амплитуды пульсаций по для волнового пакета второй моды

нения величины затупления носика и замены источника возмущении, модели состоят из трех частей: носовой части, средней части со встроенным источником возмущений и хвостовой части. Процедура установки конуса на нулевой угол атаки обеспечивала отклонение от нулевого угла атаки менее 0,05 градуса.

В п.3.2 представлены результаты измерений. По результатам измерений статического давления на поверхности модели получено, что угол атаки и угол скольжения составляют 0,04±0,06° и 0,07±0,06°, соответственно. Полученные величины статического давления находятся в хорошем согласии с расчетным значением.

Положение ламинарно-турбулентного перехода Х№ определялось по термопарным измерениям распределений температуры стенки модели Ту,. Измерения проводились для радиусов затупления носика Яп~0", 0,5; 0,75 мм с целью определить минимальный радиус, при котором происходит достоверное смещение положения ламинарно-турбулентного перехода вниз по потоку. Результаты измерений показали, что координата перехода мм увеличивается на 4% по сравнению с для острого носика, Хц- ДЛЯ Я„=0,75 мм увеличивается на 9%. Дальнейшие измерения

средних и пульсационных характеристик пограничного слоя проводились на модели с радиусом затупления носовой части 0,75 мм.

Измерения средних параметров пограничного слоя и характеристик естественных возмущений проводились тер-моанемометрическим методом. В области измерений энтропийный слой полностью поглотился пограничным слоем.

Спектры пульсаций массового расхода, измеренные в слое максимальных пульсаций на остром конусе (Рис. 3.1), показывают нарастание возмущений во всем частотном диапазоне. Особенно нужно отметить пик на высоких частотах 350 кГц), хорошо видно увеличение амплитуды и смещение

Рис. 3.2. Спектры пульсаций максимума пульсац^ в ст°р°ну

на затупленном конусе низких частот. Такое поведение

Рис. 3.1. Спектры пульсаций на остром конусе

Рис. 3.3. Искусственный волновой пакет первой моды

характерно для возмущений второй моды: длина волны этой моды »2-8, поэтому при увеличении вниз по потоку длина волны возрастает, следовательно, частота уменьшается. На затупленном конусе (рис. 3.2) возмущения первой моды имеют значительно меньшие амплитуды, доминирует первая мода, возмущения второй моды практически отсутствуют, только в последнем сечении появляется пик пульсаций второй моды в диапазоне частот 270-280 кГц.

По полученным спектрам пульсаций выбраны следующие частоты для генерации искусственных волновых пакетов: 78 кГц (/^38'Ю"4) - для первой моды и 275 кГц (/7=134'10'6) - для второй моды. Эти частоты соответствуют наиболее неустойчивым возмущениям первой моды и максимальной амплитуде возмущений второй моды.

Мгновенная трехмерная картина волнового пакета первой моды, измеренная в слое максимальных пульсаций, приведена на Рис. 3.3. В начале развития волнового пакета наблюдается слабая двумерная волна которая затухает вниз по потоку. Далее в волновом пакете преобладает пара наклонных волн с углами наклона волновых векторов амплитуда которых медленно нарастает вниз по потоку. Таким образом, наиболее неустойчивыми возмущениями первой моды являются наклонные волны, что согласуется с теоретическим результатами. В последних сечениях появляются слабые сильно наклоненные волны Их появление вызвано субгармоническим нелинейным взаимодействием возмущений основной частоты и первой гармоники.

Для условий настоящего эксперимента в Институте Аэрогазодинамики Штуттгартского университета (Германия) выполнены расчеты развития волнового пакета первой моды методом прямого численного моделирова-

Рис. 3.4. Сравнение уЗ -спектров с расчетами кГц, острый конус)

ния. Сравнение экспериментальных р -спектров с результатами расчета для частоты /=78 кГц приведено на Рис.3.4. Видно, что в расчете хорошо воспроизводится форма и нарастание амплитуды волнового пакета. Сильно наклоненные волны в расчете не наблюдались при введении волнового пакета только на основной частоте. При добавлении в расчете возмущений на удвоенной частоте, вниз по потоку, как и в эксперименте, появлялись слабые сильно наклоненные волны.

Мгновенная трехмерная картина волнового пакета второй моды, измеренная в слое максимальных пульсаций, приведена на Рис. 3.5. Хорошо видно, что в волновом пакете преобладает плоская волна, амплитуда которой быстро нарастает вниз по потоку. Весь волновой пакет находится в пределах углов наклона волнового вектора ±20°. Таким образом, на данной частоте наиболее усиливающимися являются двумерные возмущения. Это подтверждает результаты расчетов, показывающие, что в данном частотном диапазоне должны преобладать двумерные возмущения второй моды. По продольным распределениям фазы в центре волнового пакета, измеренным в слое максимальных пульсаций, определена величина продольной фазовой скорости , которая больше, чем предельное

значение скорости вынужденных акустических возмущений

Для условий настоящего эксперимента в Институте Аэрогазодинамики Штуттгартского университета (Германия) выполнены расчеты развития волнового пакета второй моды методом прямого численного моделирования (Рис. 3.6). Видно, что в расчете хорошо воспроизводится форма и нарастание амплитуды волнового пакета. Так же как и эксперимент, расчет показывает преобладание двумерных возмущений.

Амплитудные и фазовые трансверсальные распределения и фазовые продольные распределения, измеренные на затупленном конусе, качественно соответствуют распределениям, измеренным на остром конусе. Экспериментальные результаты показали, что на затупленном конусе на исследованной частоте наиболее неустойчивыми являются двумерные возмущения второй моды, как и на остром конусе. Сравнение нарастания двумерной волны в волновых пакетах второй моды (Рис. 3.7) показало, что малое затупление носика не уменьшает скорости нарастания возмущений второй моды. Значительное отличие в амплитудах естественных возмущениях на частоте второй моды объясняется различными условиями восприимчивости и развитием возмущений при малых числах Рейнольдса на остром и затупленном конусе.

Рис. 3.5. Искусственный волновой пакет второй моды

Рис. 3 6. Сравнение -спектров с расчетами кГц, острый конус)

Рис. 3.7. Сравнение роста возмущений 2ой моды для затупленного (1-5) и острого (6) конусов

Для условий настоящего эксперимента в Аризон-ском государственном университете (США) выполнены расчеты устойчивости пограничного слоя на конусе со сферическим затуплением с помощью линейной теории устойчивости. Сравнение рассчитанных средних параметров течения с экспериментальными результатами показало хорошее совпадение по распределениям температуры поверхности и профилям массового расхода. Получено хорошее совпадение профилей амплитуд и фаз и продольных фазовых распределений, подтверждающее, что в эксперименте и в расчете исследуются одни и те же возмущения. Сравнения продольных распределений амплитуд двумерных возмущений также показало хорошее совпадение экспериментальных и расчетных данных. Расхождение между линейной теорией устойчивости и экспериментом ниже по потоку объясняется началом нелинейного взаимодействия возмущений.

В четвертой главе приведены результаты экспериментального исследования восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя к внешним контролируемым акустическим возмущениям на передней кромке плоской

Распространение волн Т-Ш

Рис. 4 1. Визуализация волновых процессов

пластины.

В п. 4.1 описана методика проведения эксперимента. Для введения в гиперзвуковой поток контролируемых акустических возмущений использовались плоские пластины с установленным в них двумерным (2D) либо трехмерным (3D) источником возмущений. На рис. 4.1 показана схема эксперимента и мгновенная картина волновых процессов, исследованных в эксперименте с 3D источником. Картина симметрична относительно плоскости симметрии, поэтому на рисунке приведена половина течения. Акустическое излучение порождается как самим источником, так и волнами, возбужденными в пограничном слое модели. Поле излучения от модели-источника в свободном пространстве было детально исследовано, получены распределения амплитуд и фаз пульсаций. Было показано, что поле излучения от точечного источника существенно трехмерно, а поле от плоского источника однородно по трансверсальной координате. Затем в зону излучения помещалась модель пластины и измерялись характеристики возмущений, возбуждаемых в её пограничном слое.

Результаты измерений представлены в п.4.3. Эксперименты с точечным источником проводились на двух частотах при различной интенсивности излучения, с плоским источником - на частоте ^=30-10"6. Исследования поля искусственных возмущений в свободном потоке показали, что существуют зоны с различным поведением фазы возмущений и, соответственно, различной ориентацией волнового вектора.

При проведении экспериментов не было замечено изменений частоты пульсаций, характерной для эффекта Допплера. Теоретический анализ

акустического поля от движущихся и покоящихся источников показал, что возможны два типа источников акустических возмущений: гармонический покоящийся и стационарный движущийся со сверхзвуковой скоростью относительно потока. Показано, что максимальную восприимчивость можно ожидать для излучения от стационарного источника, движущегося с относительной скоростью 1+1/М, так как в этом случае акустические пульсации направлены параллельно потоку, и продольные фазовые скорости акустических волн и волн Толлмина-Шлихтинга совпадают.

Пространственный Фурье-анализ показал, что спектры по продольному и поперечному волновым числам связаны уравнениями, полученными при анализе акустического излучения. Полученное удовлетворительное совпадение результатов (рис.4.2) подтверждает, что искусственные возмущения свободного потока являются акустическими.

Полученные пространственные волновые спектры (рис.4.2) показывают, что в излучение такого источника можно разделить на две части: излучение покоящегося гармонического источника (разряд) и движущегося источника постоянной интенсивности (возмущения, возбуждаемые в пограничном слое). В зависимости от напряжения на электродах их взаимная доля может меняться, но вклад от первого преобладает. Из-за этого в максимуме излучения волновой вектор направлен перпендикулярно плоскости модели В случае двумерного источника основную долю вносит акустическое излучение от вихрей, движущихся в пограничном слое, и волновой вектор направлен параллельно оси модели

Оценка углов наклона волновых векторов в плоскости акустического излучения в свободном потоке (рис.4.3) показала, что поля возмущений двумерного и

Рис. 4.3. Амплитуда акустического излучения в зависимости от ф.l,2-3D источник; 3 - 2D источник

трехмерного источников существенно отличаются Можно отметить, что 3D источник вводит волны большой амплитуды при ф = 9О00, второму пику излучения соответствует ф = 115°. 2В источник генерирует равномерное акустическое излучение Б широком диапазоне ф.

Измерения фазовой скорости порожденных возмущений показали, что при облучении передней кромки модели акустическим полем в пограничном слое возбуждаются волны Толлмина-Шлихтинга (рис 4.4). Спектры по трансверсальному волновому числу Р, измеренные во внешнем потоке в районе передней кромки и в пограничном слое, (рис.4.5) показали, что акустические возмущения порождают волны Толлмина-Шлихтинга с такими же Р, при этом восприимчивость к возмущениям от 2D источника значительно выше, чем к возмущениям от 3D источника.

Коэффициенты восприимчивости определялись как отношение амплитуды пульсаций внешнего акустического излучения в области передней кромки пластины к амплитуде волн Толлмина-Шлихтинга, возбужденных в пограничном слое. Получено, что коэффициенты восприимчивости к возмущениям от трехмерного источника находятся в диапазоне 0,5+0,6 и несколько выше для волн с Х>50°. В то же время коэффициенты восприимчивости для двумерного источника равны 2,7+3,0. Разница объ-

ясняется отличием в направлении волнового вектора падающего излучения в плоскости, перпендикулярной поверхности пластины.

Для условий настоящего эксперимента Федоровым А.В. выполнены расчеты восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя на передней кромке плоской пластины к акустическим возмущениям. Несмотря на большую сложность расчетов восприимчивости для больших углов наклона и довольно большую погрешность экспериментальных данных (около 20% для коэффициента восприимчивости), наблюдается хорошее совпадение результатов расчетов и измерений в диапазоне 0<%<50° (рис.4.6). При больших ^ теоретические и экспериментальные кривые расходятся. Одна из возможных причин заключается в том, что теоретическая модель плохо работает при расчете волн с большими углами наклона.

Пятая глава посвящена исследованию устойчивости гиперзвукового пограничного слоя в течении с положительным градиентом давления. В п. 5.1 приводится описание моделей и экспериментального оборудования. Эксперименты выполнялись на конусах с полууглом раствора 7° и углом сжатия 10° (рис. 5.1).

Рис.4.6. Сравнение коэффициентов восприимчивости в зависимости от угла наклона

В п. 5.2 описаны результаты исследования среднего течения в пограничном слое, приведены распределения статического давления, профили числа Маха, скорости и температуры поперек пограничного слоя. Картина течения приведена на рис.5.2. Распределение тепловых потоков на поверхности модели исследовалось при помощи тепловизора. Показано, что на модели реализуется ламинарный отрыв пограничного слоя с ламинарным присоединением. Характер изменения параметров среднего течения за зоной отрыва свидетельствует о начале переходных процессов в пограничном слое. Для условий настоящего эксперимента Бедаре-

вым И.А. и Федоровой Н.Н. выполнены расчеты обтекания конуса с углом сжатия. Расчёт правильно воспроизвел основные детали волновой картины течения: положение ударных волн, размеры отрывной зоны (рис.5.3). Учет в расчете переходного характера течения после присоединения позволил улучшить совпадение расчетных и измеренных данных.

В п. 5.3 приводятся результаты исследования развития естественных возмущений в пограничном слое. Получены распределения спектров амплитуды пульсаций массового расхода поперек пограничного слоя до линии отрыва, внутри зоны отрыва и за линией присоедине-иия (рис. 5.4). Распределения пульсаций до и внутри зоны отрыва имеют острый максимум характерный для ламинарного погранич-

г ,

Л ж л'Шж

/м

уш

Рис. 5.3. Расчётные изолинии полного давления

ного слоя. Профили пульсаций в последних сечениях начинают наполняться вблизи стенки, что свидетельствует о начале переходных процессов в пограничном слое после присоединения течения. Сравнение спектров в слое максимальных пульсаций показало, что низкочастотные (Р = < 11-10" 6) естественные возмущения слабо нарастают, возмущения среднего частотного д и а п нейтральны, амплитуда высокочастотных возмущений увеличивается в 5 раз.

П.5.4 посвящен исследованию развития искусственных волновых пакетов с частотой которые вводились при помощи точечного источника. Получены распределения амплитуд и фаз пульсаций в критическом слое до, внутри и после отрыва. Показано (рис.5.5), что двумерная волна, первоначально доминирующая в пакете (х = 76 мм), быстро затухает вниз по потоку (х = 105 мм), и основную роль начинают играть волны с наклоном волнового вектора Из последующих волновых спектров (х = 115,125 мм) видно, что линия отрыва и линия присоединения играют роль генератора двумерных возмущений, которые, тем не менее, быстро затухают вниз по потоку. Наличие дополнительного пика (/?= 1,7, в последних сечениях показывает начало субгармонического волнового взаимодействия. Оценка интегральной фазовой скорости возмущений говорит о преобладании вихревых волн на малых углах наклона и акустических - на больших.

х = 76мм х=120мм х = 150мм

Рис. 5.4. Распределение спектров естественных пульсаций поперек пограничного

3210123 3210123

ß рад/мм ß рад/мм

Рис. 5.5. ß спектры

В шестой главе описываются экспериментальные исследования влияния пористых покрытий, поглощающих ультразвук (ППУ) на устойчивость гиперзвукового пограничного слоя. В п. 6.1 описаны используемые пористые покрытия, модели и измерительное оборудование. Чтобы эффективно подавить неустойчивость пограничного слоя, пористое покрытие должно удовлетворять определенным требованиям. В проводимых экспериментах толщина пограничного слоя на конусе с полууглом раствора 7° была равна примерно 1 мм. Длина волны второй моды составляет приблизительно две толщины пограничного слоя, т.е. в нашем случае ~2 мм. Характерные размеры пористого покрытия должны быть значительно меньше длины волны возмущения во избежание резонансного взаимодействия с пористой микроструктурой и для уменьшения влияния шероховатости. С другой стороны, размер пор должен быть достаточно большим, чтобы минимизировать эффекты разреженности и обеспечить интенсивное поглощение возмущений пограничного слоя в частотном диапазоне возмущений второй моды (200-400 кГц).

В экспериментах испытывались два типа пористой поверхности: с хаотической и регулярной микроструктурой, удовлетворяющие приведенным выше требованиям. В качестве опытного образца ППУ с хаотической микроструктурой был выбран металлический фетр. Его пористый слой состоит из тонких проволочек с диаметром 30 мкм, которые соединены между собой и подложкой случайным образом. Проволочки изготовлены из нержавеющей стали. Толщина слоя составляла 0,75 мм. Для обеспечения целостности покрытия слой фетра был нанесен на сплошное основание - лист нержавеющей стали толщиной 0,245 мм. Средняя пористость покрытия - 0,75. Увеличенное изображение пористой поверхности (Рис. 6.1) показывает, что средний диаметр пор примерно равен 100 мкм, это составляет около 20 пор на длину волны возмущения в пограничном слое.

Второй тип исследуемой поверхности - перфорированный лист из нержавеющей стали толщиной 0,45 мм (Рис. 6.2). Перфорация выполнена с помощью лазерной технологии. Поры представляли собой цилиндрические отверстия диаметром 50±6 МКМ на лицевой стороне и на задней стороне, расстояние между отверстиями площадь пор составляла 20 %, общее число отверстий приблизительно

Эксперименты проводились в аэродинамической трубе Т-326 ИТПМ СО РАН. Параметры невозмущенного потока: температура торможения

7о=385-400 К, Мх=5.95; единичное число Рейнольдса Ке1=о=(11.5-12.3)10б м'1; темне-ратура поверхности модели

=(0,80-0,84)-То.

Исследуемые модели (Рис. 6.3) представляли собой острый конус с углом полураствора 7° и длиной 0,5 м. Конус устанавливался в потоке под нулевыми углами атаки. Половина поверхности конуса (между образующими) была покрыта УПП, другая половина была сплошной. На конусе с металлическим фетром покрытие начиналось на расстоянии L=186 мм от носика конуса, на модели с покрытием из перфорированного листа на расстоянии L=182 мм. Искусственные возмущения вводились в поток с помощью высокочастотного электрического тлеющего разряда, который инициировался в камере, расположенной внутри модели.

В п.6.2 описаны результаты измерений. Эксперименты проводились при следующих параметрах невозмущенного потока: число Маха набегающего потока Мх=5,95, давление торможения Ро=1 МПа, температура

Рис. 6.2. ППУ с регулярной микроструктурой

торможения

7о=385-400 К,

единичное

Рейнольдса

Ке100=(11,5-12,3)-Ю 1/м, температура поверхности Т„ =(0,80-0,84),7'о. Гиперзвуковым вязко-невязким взаимодействием в данных экспериментах

Рис. 6.3. Конфигурация модели

можно пренебречь, так как параметр взаимодействия % = М\ / ^Яе^ был

меньше 0,1 для области Х>94 мм, где проводились все измерения. Измерения средних и пульсационных характеристик пограничного слоя проводились в продольном (X), азимутальном (0) и нормальном (У) направлениях к поверхности конуса с помощью термоанемометра и подвергались Фурье-анализу, что позволяло получить волновые характеристики пульсаций.

Измерения показали, что поток оставался ламинарным как на сплошной, так и на пористой поверхностях. Средние характеристики течения в пограничном слое (профили скорости, толщина пограничного слоя и т.д.) и распределения интегральных пульсаций массового расхода были близки друг другу на обеих сторонах модели и согласуются с расчетами по теории пограничного слоя. Из этого следует, что пористая поверхность не изменяет средние характеристики течения и среднеквадратичные пульсации массового расхода.

Спектры пульсаций массового расхода (Рис. 6.4) измерялись на расстоянии от стенки модели соответствующем максимуму пульсаций, в сечениях, равномерно расположенных по оси X. Первое сечение находилось вверх по потоку от передней кромки покрытия. Анализ показал, что в первых (вверх по потоку) сечениях спектры для сплошной поверхности и для сторон покрытых ППУ совпадают. Это говорит о том, что при измерениях на поверхностях разного типа уровень внешних возмущений оставался постоянным. Спектры пульсаций в начальном сечении представлены на Рис.6.4 кри-

Рис. 6.4. Амплитудно-частотные спектры пульсаций массового расхода:

1 - начальное сечение (на границе покрытия);

2 - на сплошной поверхности;

3 - покрытие с хаотической структурой;

4 - покрытие с регулярной структурой

вой 1. Вниз по потоку от передней кромки покрытия поведение спектров сильно различается. На сплошной поверхности (кривая 2) измеренные спектры возмущений типичны для гиперзвуковых пограничных слоев с доминированием высокочастотных возмущений второй моды. На пористом покрытии с хаотической микроструктурой (кривая 3) возмущений второй моды не наблюдается, но дестабилизируется первая мода возмущений. Лучший стабилизирующий эффект показывает пористое покрытие с регулярной структурой (кривая 4), которое эффективно стабилизирует вторую моду, и не приводит к дестабилизации первой моды.

Для детального исследования эффекта стабилизации второй моды была проведена серия экспериментов с искусственно генерируемыми волновыми пакетами. Искусственные возмущения генерировались в пограничном слое с частотами 280 и 275 кГц при измерениях с хаотической и регулярной пористостью соответственно. В области этих частот вторая мода имеет максимальную амплитуду в спектрах естественных возм>ще-ний, измеренных на сплошной стороне. Весь волновой пакет находится в диапазоне рад/градус, что приблизитель-соответствует диапазону

углов наклона волнового век-

Рис. 6.5. Развитие амплитуды второй моды возмущений

1-сплошная поверхность; но

ППУ с регулярной микроструктурой: 2 - естественные, 3-искусственные возмущения; ППУ с хаотической микроструктурой:

4 - естественные,

5 - искусственные возмущения

тора • Максимум ампли-

туды наблюдается для плоских волн Безразмерная про-

дольная фазовая скорость Сх=0,9 практически не меняется с ростом координаты и совпадает для пористой и сплошной поверхностей. Эти данные показывают, что волновой пакет состоит преимущественно из возмущений второй моды.

Кривые нарастания для естественных и искусственных возмущений массового расхода на сплошной и пористой стенках приведены на рис. 6.5 (амплитуда искусственных возмущений соответствует /£=0). Следовательно, естественные возмущения на этой частоте над ультразвук-поглощающими поверхностями представляют собой преимущественно двумерные волны второй моды, так же как и на гладкой стороне. Хорошо видно, что использование пористых покрытий приводит к существенному уменьшению роста амплитуды: максимум амплитуды примерно в 3 раза

меньше, чем на сплошной стенке. Причем покрытие с регулярной микроструктурой почти столь же эффективно стабилизирует вторую моду, что и покрытие с хаотической микроструктурой.

В п.6.3 приведено сравнение экспериментальных данных с расчетами устойчивости. Теоретические степени нарастания, рассчитанные А.В.Федоровым с учетом непараллельности (рис. 6.6), оказались очень близки к экспериментальным данным в линейной области, особенно на пористой поверхности.

Заключение

В заключении сформулированы основные результаты и выводы работы:

1. Расширена область применения метода пространственно-волновых пакетов при исследовании устойчивости пограничного слоя до гиперзвуковых чисел Маха (М я 6) для установок продолжительного и кратковременного действия. На основе периодического электрического разряда созданы источники для введения пространственных волновых пакетов и плоских волн первой и второй моды с частотами до 400 кГц в гиперзвуковой пограничный слой. Отработана методика термоанемомет-рических измерений при гиперзвуковых скоростях: развиты методы определения амплитудно-частотной характеристики и шума применительно к термоанемометрам постоянного сопротивления, создан термоанемометр постоянного тока для измерения высокочастотных пульсаций разработана конструкция термоанемометрического датчика для измерений высокочастотных пульсаций при гиперзвуковых скоростях. Создана автоматизированная система сбора и обработки экспериментальных данных, позволяющая проводить исследования развития искусственных возмущений при гиперзвуковых скоростях потока. Показана возможность использования методики искусственных волновых пакетов для проведения исследований в гиперзвуковых установках продолжительного и кратковременного действия.

2. Впервые выполнено экспериментальное моделирование развития возмущений первой и второй моды в гиперзвуковых пограничных слоях острого и затупленного конусов. Экспериментально установлено, что в гиперзвуковом пограничном слое наиболее неустойчивыми возмущениями первой моды являются трехмерные волны с углами наклона

X, тт

Рис 6 6. Сравнение экспериментальных кривых нарастания с расчетами

волновых вект® %— ±40+49° л з а н о , что появление сильно наклоненных волн вызвано субгармоническим нелинейным взаимодействием возмущений основной частоты и первой гармоники. Для возмущений второй моды экспериментально показано, что наиболее неустойчивы двумерные волны. Получено, что малое затупление носика не уменьшает скорости нарастания возмущений второй моды. Значительное отличие в амплитудах естественных возмущениях на частоте второй моды объясняется различными условиями восприимчивости и развитием возмущений при малых числах Рейнольдса на остром и затупленном конусе. Получено хорошее совпадение экспериментальных данных с расчетами по линейной теории и прямым численным моделированием.

3. Выполнены исследования восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя на передней кромке плоской пластины к внешним контролируемым акустическим возмущениям. Обнаружено, что восприимчивость гиперзвукового пограничного слоя в значительной мере зависит от ориентации волнового вектора акустического поля. При направлении волнового вектора акустического излучения в плоскости, перпендикулярной поверхности пластины, коэффициенты восприимчивости находятся в диапазоне Восприимчивость к акустическим возмущениям с волновым вектором направленным параллельно плоскости пластины значительно выше, коэффициенты восприимчивости для таких возмущений равны Полученные экспериментальные данные используются для верификации численных методов.

4. Исследовано влияние ламинарного отрыва, вызванного положительным градиентом давления, на устойчивость гиперзвукового пограничного слоя. Показано, что отрыв избирательно воздействует на естественные возмущения на различных частотных диапазонов. Обнаружено, что наиболее неустойчивыми являются наклонные волны, линии отрыва и присоединения генерируют двумерные возмущения. Полученные экспериментальные данные используются для верификации численных методов.

5. Впервые выполнено экспериментальное исследование влияния ультра-звук-поглошающих покрытий с регулярной и хаотической микроструктурой на устойчивость гиперзвукового пограничного слоя на остром конусе. Показано, что ультразвук-поглощающие покрытия в 3 раза уменьшают амплитуду возмущений второй моды, однако повышенная шероховатость дестабилизирует первую моду возмущений (хаотический тип пористости). В случае, когда шероховатость незначительна (регулярный тип пористости), её влияние на первую моду незначительно. Результаты работы подтверждают концепцию стабилизации гиперзвукового пограничного слоя с помощью ультразвук-поглощаюшего покрытия регулярной микроструктуры.

Основные результаты диссертации опубликованы в работах:

1 Maslov A A , Sidorenko A A , Shiplyuk AN On an experimental technique for the study of hypersonic boundary layer stability // Int Conf on the Methods of Aerophys Research Proc Pt 2 - Novosi-busk, 1996, P 175-179

? Маслов А А , Сидоренко А А , Шиплюк А Н Экспериментальное исследование естественных возмущений в гиперзвуковом пограничном слое плоской пластины // ПМ1Ф- 1997- Т 38, № 1 -С 71-75

3 Маслов А А , Сидоренко А А , Шиплюк А Н Использование искусственных возмущений для исследования устойчивости гиперзвукового пограничного слоя // Теплофизика и аэромеханика -1997-Т 4, №4-С 429-433

4 Maslov A A , Mironov S G , Sidorenko A A , Shiplyuk A N Experimental investigation of super- and hypersonic boundary layer transition // Gasdyn Problems of Space Transportation Systems Proc of GAMM, 1997, Regensburg, March 24-27 - 1997 - P 5-8

5 Маслов А А , Сидоренко А А , Шиплюк A H , Арналь Д Экспериментальное исследование восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя к двумерным искусственным возмущениям // Устойчивость течений гомогенных и гетерогенных жидкостей Материалы 5-го междунар семинара- Новосибирск, 1998 - С 201207

6 Maslov А А , Sidoienko А А , Shiplyuk А N , Arnal D Leading edge receptivity of the hypersonic boundary layer to 3-d acoustic waves // Int Conf on the Methods of Aerophys Research Proc Pt 1 - Novosibirsk, 1998, P 162-167

7 Maslov A A , Sidorenko A A, Shiplyuk A N , Tran Ph Experimental investigation of the hypersonic boundary layer stability on a cone with a flare//Int Conf on the Methods of Aerophys Research Proc Pt 1 -Novosibirsk, 1996, P 156-161

8 Маслов А А , Сидоренко А А, Шиплюк A H, Арналь Д Экспериментальные исследования восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя к акустическим возмущениям // Известия РАН Серия Механика жидкости и газа -1999 - № 5 - С 89-95

9 Kasteli D , Shiplyuk A N Experimental technique for the investigation of artificially generated disturbances m planar laminar boundary layers // J of Aerospace Science and Technology - 1999 - V 3, N 6 - P 345354

10 Фомин В М , Маслов А А, Сидоренко А А , Шиплюк А Н Устойчивость гиперзвукового пограничного слоя с градиентом давления // Докл АН - 2000 - Т 371, № 5 - С 621-624

11 Buntm D A , Maslov A A , Sidorenko A A , Shiplyuk A N Investigation of hypersonic boundary layer stability on cone with the help of ar tificial disturbances // Advances in turbulence VII proc of 8 European Turbulence conference, Ed by С Dopazo et al, 2000, Barcelona, June 27-30 - 2000-P 153-156

12 Buntm D A , Sidorenko A A , Shiplyuk A N The development of natural disturbances m hypeisonic boundary layer on a sharp cone // Int Conf on the Methods of Aerophys Research Proc Pt 1 - Novosibirsk-Tomsk, 2000, P 59-64

13 Maslov A A , Sidorenko A A , Shiplyuk A N Study of hypersonic boundary layer stability on a cone using artificial disturbances // Int Conf on the Methods of Aerophys Research Proc Pt 2 - Novosibirsk-Tomsk, 2000, P 132-137

14 Buntm D A , Sidorenko A A , Shiplyuk A N Experimental investigation of disturbance development m the hypersonic boundary layer on a conical models // Proc 1UTAM Symp on Laminar-Turbulent Transi tion, ed H F Fasel & W S Sane, Springer-Verlag, 2000, Sedona, September 13-17 - 1999 - P 607-612

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

16 Шиплюк А Н Экспериментальное исследование устойчивости ги перзвукового пограничного слоя на модели конуса с юбкой Ч ПМТФ-2001-Т42,№4-С 31-39

17 Бунтин Д А , Маслов А А, Сидоренко А А , Шиплюк А Н Исследование устойчивости гиперзвуковых пограничных слоев на конических моделях // Теплофизика и аэромеханика- 2001- Т 8, №2-С 353-361

18 Бунтин Д А , Сидоренко А А , Шиплюк А Н Развитие естественных возмущений в гиперзвуковом пограничном слое острого конуса // ПМТФ - 2001 - Т 42, № 1 - С 65-71

19 Фомин ВМ, Федоров АВ, Маслов А А, Буров ЕВ, Шиплюк А Н, Малмут Н Д Стабилизация гиперзвукового пограничного слоя покрытиями, поглощающими ультразвук // Докл АН - 2002 -Т384,№2-С 1-5

20 Maslov А А , Mirono\ S G , Sidorenko А А , Shiplyuk А N, Buntin D А , Amskm V М Hypersonic Flow Stability Experiments // AIAA P 2002-0153-2002-l l p

21 Бедарев И А , Маслов А А, Сидоренко А А , Федорова H H, Ши-птюк А Н Экспериментальное и чисченное исследование гиперзвукового отрывного течения в окрестности конуса с «юбкой» // ПМТФ - 2002 - Т 43, № 6 - С 100-112

22. Maslov A.A., Sidorenko A.A., Shiplyuk A.N., Buntin D.A. Experimental study of hypersonic laminar turbulent transition // Proc. of 5th Sino-Russian hypersonic flow conf., 2002, Shanghai, September 21-24,-2002.-P.I 14-121.

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

24. Shiplyuk A.N., Bountin D.A., Maslov A.A., Chokani N. Nonlinear interactions of second mode instability with natural and artificial disturbances // AIAA P. 2003-0787.- 2003.- 15p.

25. Fedorov A.V., Shiplyuk A.N., Maslov A.A., Burov E.V., Malmuth N. Stabilization of high speed boundary layer using porous coating // AIAA P. 2003-1270.- January 2003,-12 p.

26. Fedorov A., Kozlov V., Shiplyuk A., Maslov A., Sidorenko A., Burov E., Malmuth N. Stability of Hypersonic Boundary Layer on Porous Wall with Regular Microstructure // AIAA P. 2003-4147.- June 2003.-12p.

27. Шиплюк А.Н., Буров Е.В., Маслов А.А., Фомин В.М. Влияние пористых покрытий на устойчивость гиперзвуковых пограничных слоев // ПМТФ.- 2004.- Т.45, № 2.- С. 169-176.

28. Chokani N.. Shiplyuk A.N., Sidorenko A.A., McGinley С В. Comparison between a hybrid constant-current/constant-temperature anemometer and constant-voltage anemometer in hypersonic flows // AIAA P. 2004-2248.-June 2004.-12p.

29. Фомин В.М., Федоров А.В., Козлов В.Ф., Шиплюк А.Н., Маслов А.А., Буров Е.В., Малмут Н.М. Стабилизация гиперзвукового пограничного слоя поглощающими покрытиями с регулярной микроструктурой // Докл. АН.- 2004.- Т.399, № 5.- С. 1-5.

30. Lyttle I., Reed H., Shiplyuk A.N., Maslov A.A., Buntin D.A., Burov E.V., Schneider S.P. Numerical-experimental comparisons of second-mode behavior for blunt cones // AIAA P. 2004-0097.- 2004.- 15p.

Работа выполнена при частичной поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (грант № 05-01 -00349)

Подписано к печати 22.04.05 Формат бумаги 60x84/16, Усл.печ.л. 2 0, Уч.-изд.л. 2.0, Тираж 100 экз., Заказ № 13

Отпечатано на ризографе ЗАО «Интертек» 630090, Новосибирск-90, Институтская 4/1

Ответственный за выпуск А.Н.Шиплюк

36

19 МАЙ 2005

Перечень основных обозначений

Введение

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

1.1. Теоретические исследования устойчивости гиперзвукового пограничного слоя

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

1.1.9. Стабилизация пограничного слоя пористыми покрытиями

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. Стабилизация пограничного слоя пористыми покрытиями

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

1.3. Выводы по обзору

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

2.1. Источники возмущений

2.1.1. Точечные источники

2.1.2. Двумерный источник

2.1.3. Высоковольтные генераторы

2.2. Применение термоанемометра в гиперзвуковом потоке

2.2.1. Датчик термоанемометра

2.2.2. Измерение характеристик среднего течения в пограничном слое

2.2.3. Измерение величин пульсаций в пограничном слое

2.2.4. Определение амплитудно-частотной характеристики и шума термоанемометра

2.2.5. Термоанемометры, используемые в работе

2.3. Методика сбора и обработки экспериментальных данных

2.3.1. Система автоматизации эксперимента

2.3.2. Определение волновых характеристик возмущений

2.4. Гиперзвуковая аэродинамическая труба Т

2.5. Аэродинамическая труба Людвига

2.6. Проверка метода искусственных волновых пакетов на плоской пластине в установке продолжительного действия

2.7. Проверка метода искусственных волновых пакетов на плоской пластине в трубе Людвига

2.8. Генерация волновых пакетов на частоте второй моды

2.9. Выводы

Глава III. Развитие возмущений в гиперзвуковом пограничном слое на остром и затупленных конусах

3.1. Экспериментальное оборудование

3.1.1. Экспериментальные модели

3.1.1.1. Дренажная модель

3.1.1.2. Модель с источниками возмущений

3.1.1.3. Установка моделей на нулевые углы атаки и скольжения

3.1.2. Измерения температуры и давления на стенке модели

3.2. Результаты измерений

3.2.1. Измерение распределения давления на модели

3.2.2. Температура стенки модели

3.2.3. Измерение положения ламинарно-турбулентного перехода на конусе с различными затуплениями носовой части

3.2.4. Исследование средних характеристик пограничного слоя и естественных возмущений

3.2.5. Исследование развития искусственных возмущений

3.3. Выводы

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

4.1. Методика проведения экспериментов

4.1.1. Экспериментальное оборудование и модели

4.1.2. Сбор и обработка экспериментальных данных

4.2. Результаты измерений

4.2.1. Акустическое излучение гармонических и движущихся источников

4.2.2. Исследование полей возмущений в свободном потоке

4.2.3. Течение над пограничным слоем модели Т

4.2.4. Измерения коэффициентов восприимчивости

4.2.5. Сравнение коэффициентов восприимчивости с расчетами

4.3. Выводы

Глава V. Исследование развития возмущений на конусе с углом сжатия

5.1. Экспериментальное оборудование

5.1.1. Выбор конфигурации и установка моделей

5.1.2. Экспериментальные модели

5.2. Исследование параметров среднего течения

5.2.1. Распределение статического давления

5.2.2. Измерение профилей давления Р0' в пограничном слое

5.2.3. Результаты исследования среднего течения

5.2.4. Исследование распределения тепловых потоков на поверхности модели

5.2.5. Сравнение характеристик среднего течения с расчетом

5.3. Исследование развития возмущений в пограничном слое

5.3.1. Исследование развития естественных возмущений

5.3.2. Исследование развития искусственных возмущений

5.4. Выводы

Глава VI. Стабилизация гиперзвукового пограничного слоя покрытиями, поглощающими ультразвук

6.1. Экспериментальное оборудование

6.1.1. Пористые покрытия

6.1.2. Модель

6.1.3. Измерительная система

6.2. Результаты измерений

6.2.1. Исследование средних характеристик пограничного слоя и естественных возмущений

6.2.2. Исследование развития искусственных возмущений

6.3. Сравнение экспериментальных данных с расчетами устойчивости

6.4. 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 4 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. Состояние пограничного слоя существенно влияет на эффективность органов управления. Для гиперзвуковых летательных аппаратов с хорошей аэродинамикой вязкое трение составляет более 30% от общего сопротивления. Даже незначительное смещение положения перехода вниз по потоку приводит к значительному снижению сопротивления летательного аппарата. Поэтому проблема ламинарно-турбулентного перехода становится одной из критических задач, от решения которой зависит возможность создания экономически эффективных летательных аппаратов, летящих длительное время при гиперзвуковых скоростях.

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.

Передние кромки и носовые части гиперзвуковых летательных аппаратов делаются затупленными с целью снижения аэродинамического нагрева, так как тепловой поток обратно пропорционален радиусу затупления. Известно, что затупление сильно влияет на устойчивость и переход пограничных слоев, причем с увеличение числа Маха влияние затупления растет. Многочисленные эксперименты с затупленными телами различных конфигураций показали, что положение ламинарно-турбулентного перехода сдвигается вниз по потоку с увеличением затупления. После достижения некоторой критической величины затупления, дальнейшее его увеличение приводит к смещению положения перехода вверх по потоку. До настоящего времени линейная теория устойчивости не может объяснить дестабилизацию пограничного слоя для больших затуплений. Также неполучено количественного совпадения результатов расчетов и экспериментов для малых затуплений.

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.

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.

Для создания экономически эффективного гиперзвукового летательного аппарата становятся актуальными исследования возможностей затягивания ламинарно-турбулентного перехода при гиперзвуковых скоростях. Все известные методы управления ламинарным течением разрабатывались применительно к до- и сверхзвуковым скоростям с целью подавления возмущений первой моды. Единственный известный метод стабилизации возмущений второй моды с помощью покрытий поглощающих ультразвук был предсказан теоретически и нуждается в экспериментальной проверке.

Цель данной работы - разработка метода искусственных возмущений для применения при гиперзвуковых скоростях в установках продолжительного и кратковременного действия, экспериментальное исследование развития возмущений в гиперзвуковых пограничных слоях на остром и затупленных конусах, восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя к внешним акустическим возмущениям, экспериментальное исследование устойчивости пограничного слоя с градиентом давления и экспериментальное исследование влияния пористых покрытий с регулярной и хаотической микроструктурой на устойчивость гиперзвукового пограничного слоя.

Диссертация состоит из введения, шести глав и заключения.

Результаты работы подтверждают концепцию стабилизации гиперзвукового пограничного слоя с помощью ультразвук-поглощающего покрытия регулярной микроструктуры.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В работе представлены результаты процесса возникновения турбулентности в гиперзвуковых пограничных слоях. Эксперименты проведены в контролируемых условиях с использованием развитых в работе методов исследования с помощью искусственных и естественных возмущений. Такой подход позволил провести обоснованное сравнение с результатами теоретических работ и дает основу будущих исследований. Полученные результаты проясняют физические механизмы влияния различных факторов на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный при гиперзвуковых скоростях.

Впервые выполнено экспериментальное моделирование развития возмущений первой и второй моды в гиперзвуковых пограничных слоях острого и затупленного конусов. Экспериментально установлено, что в гиперзвуковом пограничном слое наиболее неустойчивыми возмущениями первой моды являются трехмерные волны с углами наклона волновых векторов ±40+49°. Показано, что появление сильно наклоненных волн (X ~ 70°) вызвано субгармоническим нелинейным взаимодействием возмущений основной частоты и первой гармоники. Для возмущений второй моды экспериментально показано, что наиболее неустойчивы двумерные волны. Получено, что малое затупление носика не уменьшает скорости нарастания возмущений второй моды. Значительное отличие, в амплитудах естественных возмущениях на частоте второй моды, объясняется различными условиями восприимчивости и развитием возмущений при малых числах Рейнольдса на остром и затупленном конусе. Получено хорошее совпадение экспериментальных данных с расчетами по линейной теории и прямым численным моделированием.

Впервые экспериментально исследована восприимчивость 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.

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.

Впервые выполнено экспериментальное исследование влияния ультразвук-поглощающих покрытий с регулярной и хаотической микроструктурой на устойчивость гиперзвукового пограничного слоя на остром конусе. Показано, что ультразвук-поглощающие покрытия стабилизируют вторую моду возмущений, однако повышенная шероховатость дестабилизирует первую моду возмущений (хаотический тип пористости). В случае, когда шероховатость незначительна (регулярный тип пористости) её влияние на первую моду незначительно. I

299

1. Boundary Layer 1.stability Transition and Control. AIAA Paper N 94-0001, 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.г*

11. Талонов 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. AIAA 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. 14871493.

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 In viscid 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 971904, 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.587598.

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 Spatially Evolving 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 Н.В., 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 84-0006, 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. McKenzie J.F., Westphal K.O. Interaction of linear waves with oblique shockwaves. Phys. fluids. No. 11. 1968. 2310-2332.

64. Duck P.W., Lasseigne D.G., Hussaini M.Y. The effect of three-dimensional freestream disturbances on the supersonic flow past a wedge. Phys. fluids. No. 2, 1997. 456-467.

65. Choudhari M., Streett C. Boundary layer receptivity phenomena in three-dimensional and high-speed boundary layers. AIAA P. 90-5258.

66. 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.

67. 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.

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

69. Zhong X. Direct numerical simulation of hypersonic boundary layer transition over blunt leading edges, part 2: receptivity to sound. AIAA P. 970756.

70. Malik M.R., Lin R.-S., Sengupta R. Computation of hypersonic boundary layer responce to external disturbances. AIAA P. 99-0411. 1999.

71. Carpenter, P.W. & Porter, L.J. 2001 Effects of passive porous walls on boundary-layer stability. AIAA J. 39, No. 4, pp. 597-604.

72. Гапонов C.A. Влияние пористого слоя на устойчивость пограничного слоя // Изв. СО АН СССР Сер. Техн.наук т.1, № 3, 1971. с. 21-23.

73. Гапонов С.А. Влияние сжимаемости газа на устойчивость пограничного слоя на пористой поверхности при дозвуковых скоростях // ПМТФ. №. 1, 1975. с. 121-125.

74. Lecoudis, S.G. 1978 Stability of boundary layers over permeable surfaces. AIAA Paper 78-203.

75. Гапонов C.A. Устойчивость сверхзвукового пограничного слоя на пористой поверхности с теплопроводностью // Изв. АН СССР, МЖГ. № 1. 1977.

76. Mack, L.M. 1984 Boundary-layer stability theory. Special Course on Stability and Transition of Laminar Flow, edited by R. Micjael, AGARD Rep. No. 709, pp. 3-1 to 3-81.

77. Гущин В.Р., Федоров А.В. Асимтотический анализ невязких возмущений в сверхзвуковом пограничном слое // ПМТФ. № 1, 1989. с. 6975.

78. Kendall, J.M. 1975 Wind tunnel experiments relating to supersonic and hypersonic boundary-layer transition. AIAA J. 13, No. 3, pp. 290-299.

79. Stetson, K.F. & Kimmel, R.G. 1992 On hypersonic boundary-layer stability. AIAA Paper 92-0737. .

80. Kimmel, R., Demetriades, A. & Donaldson, J. 1995 Space-time correlation measurements in a hypersonic transitional boundary layer. AIAA Paper 95-2292.

81. Lysenko, V.I. & Maslov, A. A. 1984 The effect of cooling on supersonic boundary-layer stability. J. Fluid Mech. 147, pp. 38-52.

82. Malmuth, N.D., Fedorov, A.V., Shalaev, V., Cole, J. & Khokhlov, A. 1998 Problems in high speed flow prediction relevant to control. AIAA Paper 98-2695.

83. Fedorov, A. V. & Malmuth, N. D. 2001 Stabilization of hypersonic boundary layers by porous coatings. AIAA J. 39, No. 4, pp. 605-610.

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

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

86. 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.

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

88. 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

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

90. 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.

91. 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.

92. 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.

93. Reshotko E.A. Aprogram for transition research // AJAA Jornal vol.13, n.3, pp.261-265, 1975.

94. 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.

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

96. 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.

97. 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.

98. Pate, S.R., "Supersonic boundary layer transition: effect of roughness and freestream disturbances", AIAA Jornal v.9, n.5, pp.797-8Q3, 1971.

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

100. 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.

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

102. 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.

103. 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 N 85-0492, 1985. - 24 p.

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

105. 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.

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

107. R.Kimmel, A.Demetriades, J.Donaldson, "Space-Time Corellation Measurements in a Hypersonic Transitional Boundary Layer", AIAA Paper 952292, 1995.

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

109. 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.

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

111. 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.

112. 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.

113. Маслов A.A., Шевельков С.Г. 1985 Особенности перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на конусе. Изв. АН СССР, МЖГ, № 6, 1985, с. 23-27.

114. 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.

115. 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. 3.1-3.81. *

116. Schmisseur J.D. Receptivity of the boundary layer on a Mach-4 elliptic cone to laser-generated localized freestream perturbations. PhD thesis, Purdue University, W.Lafayette, IN, 1997, 21 Op.

117. 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.

118. Маслов А.А., 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.

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

120. 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.

121. Semionov N.V., 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

122. 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.

123. 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.

124. Rasheed, A., Hornung, H.G., Fedorov, A.V. & Malmuth, N.D. 2002 Experiments on passive hypervelocity boundary layer control using an ultrasonically absorptive surface, AIAA J. 40, No.3, pp. 481-489.

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

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

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

128. 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.

129. 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.

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

131. 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.

132. 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.

133. Москалев Б.И. Разряд с полым катодом. М: Энергия, 1969.

134. Patterson, М. J. and Oleson, S. R., "Low-Power Ion Propulsion for Small Spacecraft," AIAA Paper No. 97-3060, 33rd AIAA / ASME / SAE / ASEE Joint Propulsion Conference, July 1997, Seattle, WA.

135. J.Mentel, N.Reich, J.Mizeraczyk, M.Grozeva, and N.Sabotinov: Gas lasers recent development and future prospects, W.J.Witteman and V.N.Ochkin (eds), Kluwer Academic Publishers. 1996. 55p.

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

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

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

139. Bestion D., Gavigilo J. Comparison between constant-current and constant-temperature anemometers in high speed flows // Rev. Sci. Instrum. 1983, 54(11), p. 1513-1524.

140. Smits A.J., Hayakawa K., Muck K.C. 1983 Constant temperature hot-wire anemometer practice in supersonic flows. Experiments in Fluids, 1 p. 83-92.

141. Spina E.F., McGinley C.B. Constant-temperature anemometry in hypersonic flow: critical issues and sample results. Experiments in Fluids. No. 17. 1994. p.365-374.

142. 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.

143. Kovasznay L.S. 1950 The hot-wire anemometer in supersonic flow. J.Aero Sciences, 17, p. 565-573.156

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

145. Stainback P.C., 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.

146. 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.

147. Freymuth P.: Frequency response and electronic testing for constant-temperature hot-wire anemometers // Journal of Physics E: Scientific Instruments 10, 705-709, 1977.

148. A.c. 1026059 (СССР). Термоанемометр постоянного тока. А.Г.Елфимов, В.А.Лебига. Бюл. изобр., 1983, №24.

149. Елфимов А.Г., Лебига В.А., Черных В.В. Термоанемометр постоянного тока ТПТ-2. Отчет ИТПМ № 15313/726, Новосибирск, 1974.

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

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

152. 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.

153. 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.

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

155. Ludwieg Н. Der Rohrwindkanal. Zeitschrift fur Flugwissenschaften ZFW. 1955. vol.3. No.7. p.206-216.

156. Ludwieg H., Grauer-Carstensen H., Hottner Th. Der Rohrwindkanal der Aerodynamischen Versuchanstalt Gottingen. Jahrbuch 1969 der DGLR. 1969. p.52-58.

157. Schneider S.P. 2001. Hypersonic laminar instability on round cones near zero angle of attack. AIAA P. 2001-0206.

158. Rotta N.R. 1966. Effects of Nose Bluntness on the Boundary Layer Characteristics of Conical Bodies at Hypersonic Speeds, NYU-AA-66-66.

159. Гапонов C.A., Маслов A.A. Устойчивость сжимаемого пограничного слоя при дозвуковых скоростях // Сер. техн. наук: Изв. СО АН СССР. 1971. Вып.1. №3. С.24-27

160. Demetriades A. Laminar Boundary Layer Stability Measurements at Mach 7 -Including Wall Temperature Effects // AFOSR-TR-77-1311, 1977.

161. Fezer A., Kloker M. DNS of transition mechanisms at Mach 6.8 flat plate vs. sharp cone. West East High Speed Flow Fields. 2002. D.E.Zeitoun, J.Periaux, J.A.Desideri and M.Marini (Eds.), Barcelona, Spain. 2002. p. 1-8.

162. Лебига B.A., Маслов A.A., Приданов В.Г. Экспериментальное исследование устойчивости сверхзвукового пограничного слоя на прастине с притуплением передней кромки // МЖГ. 1977. № 4. С.65-70.

163. Gaponov S.A. Excitation of instability waves in the supersonic boundary layer by sound // Nonlinear instability of nonparallel flows IUTAM symposium, Potsdam, NY, USA. July 26-31, 1993. P. 206-212.

164. Lyttle I.J., Reed H.L., Shiplyuk A.N., Maslov A.A., Buntin D.A., Burov E.V., Schneider S.P. Numerical-experimental comparisons of second-mod behavior for blunted cones // AIAA Paper 2004-0097.

165. Laufer J. 1964 — Some statistical properties of the pressure field radiated by a turbulent boundary layer. Physics of fluid, vol.7, No. 8, p. 11911197.

166. 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.

167. 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, ITAM N 2-97, Novosibirsk, 40p.

168. Feldorov A.V. Receptivity of high speed boundary layer to acoustic disturbances // AIAA Paper 2002-2846.

169. Горлин C.M., Слезингер И.И. Аэромеханические измерения. Методы и приборы. М., Наука, 1964.

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

171. 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

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

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

174. 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.

175. 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. *

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

177. Бедарев И.А., Маслов А.А., Сидоренко А.А., Федорова H.H., Шиплюк A.H. Экспериментальное и численное исследование гиперзвукового отрывного течения в окрестности конуса с «юбкой». ПМТФ, т.43, N 6, 2002, с. 100-112.

178. Maslov А.А., 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.

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

180. Маслов А.А., Сидоренко А.А., Шиплюк А.Н. Использование искусственных возмущений для исследования устойчивости гиперзвукового пограничного слоя. Теплофизика и аэромеханика, т. 4, N 4, 1997, с. 429-433.

181. Маслов А.А., Миронов С.Г., Сидоренко А.А., Шиплюк А.Н. Experimental investigation of super- and hypersonic boundary layer transition. Proceeding of GAMM'97, 1997, p. 5-8.

182. Maslov A.A., Sidorenko A.A., Shiplyuk A.N., Arnal D. Leading edge receptivity of the hypersonic boundary layer to 3-d acoustic waves. Proceeding of ICMAR'98, part 1, Novosibirsk, Russia, 1998, p. 162-167.

183. Maslov A.A., Sidorenko A.A., Shiplyuk A.N., Tran Ph. Experimental investigation of the hypersonic boundary layer stability on a cone with a flare. Proceeding of ICMAR'98, part 1, Novosibirsk, Russia, 1998, p. 156-161.

184. Маслов A.A., Сидоренко A.A., Шиплюк A.H., Арналь Д. Экспериментальные исследования восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя к акустическим возмущениям. МЖГ, N 5, 1999, с.89-95.

185. Фомин В.М., Маслов А.А., Сидоренко А.А., Шиплюк А.Н. Устойчивость гиперзвукового пограничного слоя с градиентом давления. ДАН, т.371, № 5, с.621-624, 2000.

186. Buntin D.A., Sidorenko A.A., Shiplyuk A.N. The development of natural disturbances in hypersonic boundary layer on a sharp cone. Proceeding of ICMAR' 2000, part 1, Novosibirsk-Tomsk, Russia, 2000, p. 59-64.

187. Maslov A.A., Sidorenko A.A., Shiplyuk A.N. Study of hypersonic boundary layer stability on a cone using artificial disturbances. Proceeding of

188. MAR' 2000, part 2, Novosibirsk-Tomsk, Russia, 2000, p. 132-137.

189. Maslov A.A., Sidorenko A.A., Shiplyuk A.N., Arnal D. Leading edge receptivity of hypersonic boundary layer on a flat plate / J.Fluid Mech., v.426, pp.73-94, 2001

190. Шиплюк А.Н. Экспериментальное исследование устойчивости гиперзвукового пограничного слоя на модели конуса с юбкой. ПМТФ, т.42, N4, 2001, с.31-39.

191. Бунтин Д.А., Маслов А.А., Сидоренко А.А., Шиплюк А.Н. Исследование устойчивости гиперзвуковых пограничных слоев на конических моделях. Теплофизика и аэромеханика, т. 8, N 2, 2001, с. 353361.

192. Бунтин Д.А., Сидоренко А.А., Шиплюк А.Н. Развитие естественных возмущений в гиперзвуковом пограничном слое острого конуса. ПМТФ, т.42, N 1, 2001, с.65-71.

193. Фомин В.М., Федоров А.В., Маслов А.А., Буров Е.В., Шиплюк А.Н., Малмут Н.Д. Стабилизация гиперзвукового пограничного слоя покрытиями, поглощающими ультразвук. ДАН, т.384, № 2, с. 1-5, 2002.

194. Maslov А.А., Mironov S.G., Sidorenko А.А., Shiplyuk A.N., Buntin D.A., Aniskin V.M. Hypersonic Flow Stability Experiments. AIAA P. 20020153.

195. Fedorov A.V., Shiplyuk A.N., Maslov A.A., Burov E.V. and Malmuth N. Stabilization of a hypersonic boundary layer using an ultrasonically absorptive coating. J.Fluid Mech., v.479, pp.99-124, 2003.

196. Shiplyuk A.N., Bountin D.A., Maslov A.A., Chokani N. Nonlinear interactions of second mode instability with natural and artificial disturbances // AIAA P. 2003-0787. 15p. 2003.

197. Fedorov A.V., Shiplyuk A.N., Maslov A.A., Burov E.V., Malmuth N. Stabilization of high speed boundary layer using porous coating. AIAA P. 20031270. January 2003. 12 p.

198. Fedorov A., Kozlov V., Shiplyuk A., Maslov A., Sidorenko A., Burov E., Malmuth N. Stability of Hypersonic Boundary Layer on Porous Wall with Regular Microstructure. AIAA P. 2003-4147. June 2003. 12 p.

199. Шиплюк A.H., Буров E.B., Маслов A.A., Фомин В.М. Влияние пористых покрытий на устойчивость гиперзвуковых пограничных слоев. ПМТФ, т.45, N 2, 2004, с. 169-176.

200. Chokani N. Shiplyuk A.N., Sidorenko А.А., McGinley C.B. Comparison between a hybrid constant-current/constant-temperature anemometer and constant-voltage anemometer in hypersonic flows. AIAA P. 2004-2248. June 2004.

201. Фомин B.M., Федоров А.В., Козлов В.Ф., Шиплюк А.Н., Маслов А.А., Буров Е.В., Малмут Н.М. Стабилизация гиперзвукового пограничного слоя поглощающими покрытиями с регулярной микроструктурой // ДАН, т.399, № 5, с. 1-5, 2004.t