Создание летных осесимметричных комплексов многоразового применения и результаты аэродинамических исследований тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА 1. К ПРОБЛЕМЕ МАСШТАБНЫХ ЭФФЕКТОВ В АЭРОДИНАМИКЕ БОЛЬШИХ СКОРОСТЕЙ И ПОСТАНОВКА ЗАДАЧ.

1.1. Выводы.

ГЛАВА 2. РАЗРАБОТКА ЛЕТНЫХ АЭРОФИЗИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСОВ МНОГОЦЕЛЕВОГО И МНОГОРАЗОВОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ДЛЯ ЧИСЕЛ

Ке^«, < 108; Мк < 6,3; а < 30^

2.1. Введение и постановка задач.

2.2. Обоснование возможности и целесообразности создания летного аэрофизического комплекса на основе метеоракет.

2.3. Летные аэрофизические эксперименты на осесимметричном комплексе многоразового применения на основе метеоракеты М100 для Ке/ М < 108,

Мю <4.5, a<ЪQg.

2.3.1. Технические характеристики летного спасаемого аэрофизического комплекса на основе ракеты типа М100.

2.3.2. Метод моделирования натурного аэродинамического нагрева головной части летного комплекса типа М100 на основе наземного физического эксперимента и расчетов на ЭВМ.З"

2.3.3. Натурные измерения температуры стенки головной части комплекса типа М100 и распределения статического давления по ее длине.

2.3.4. Измерение профилей полной температуры в турбулентном пограничном слое на головной части метеоракеты М100.4У

2.3.5. Измерения температуры стенки головной части комплекса типа М100 в зоне отрыва сверхзвукового турбулентного пограничного слоя перед ступенькой.

2.3.6. Измерение продольной и поперечной составляющих перегрузки и угла атаки в полете на комплексах типа М100.

2.3.7. Измерение пульсации давления и акустических характеристик в условиях вертикального старта комплекса М100.

2.4. Выводы.

Для создания сверх- и гиперзвуковых объектов различного назначения таких, как крылатые ракеты [1], СПС типа «Конкорд» второго поколения [2], ракет с теплозащитными покрытиями головных частей [3], воздушно-космических систем [4], для уменьшения сроков их проектирования и увеличения надежности необходимо иметь достоверную информацию о явлениях и процессах, сопровождающих обтекание поверхностей в сложных условиях полета с работающими двигателями при числах Рейнольдса Яеь<108 и определяющих тепловое состояние, сопротивление и динамические характеристики летных объектов. В связи с этим важное научное и практическое значение имеют вопросы аэродинамического нагрева и распределения статического давления на обтекаемых поверхностях, ламинарно-турбулентного перехода и реламинаризации в сжимаемых пограничных слоях, теплообмена и локальных пиков теплового потока при наличии отрыва сверх- и гиперзвуковых турбулентных пограничных слоев, взаимного влияния турбулентного отрыва и реламинаризации, вопросы формирования тепловой гравитационной конвекции в бортовых отсеках аппаратов при больших ускорениях в условиях их внешнего аэродинамического нагрева, влияния работающих двигателей, нестационарности, вибраций, деформации, пульсации давления на характеристики обтекания. Эти процессы и явления воздействуют на поле течения одновременно при полете сверх- и гиперзвуковых аппаратов. Многообразие и многопараметрический характер процессов и явлений, сопровождающих сверх- и гиперзвуковой полет тел, их взаимное влияние чрезвычайно затрудняют физический анализ общей картины течения, получения надежных количественных данных об аэрофизических и динамических летательных аппаратов, осуществление оптимизации летных комплексов различного назначения. Таким образом, с одной стороны, надежность летных комплексов, оптимизация их характеристик зависит от полноты знаний о единой картине течения в сложных условиях полета с учетом самых важных явлений и процессов, а с другой стороны, от глубины понимания физических особенностей каждого из них. В связи с этим необходимо подчеркнуть, что решить эту сложную проблему невозможно отдельно ни с помощью сверх- и гиперзвуковых аэродинамических труб и численных методов расчета различного уровня, ни на основе летных аэрофизических экспериментов. Это объясняется тем, что каждый из этих методов исследования наряду с достоинствами, обладает недостатками и ограничениями.

Учитывая, что ни один из трех упомянутых методов исследования не является универсальным, в настоящее время при создании сверх- и гиперзвуковых объектов, получил развитие комплексный метод, включающий взаимодополняющие три типа исследования физической картины обтекания и аэрофизических характеристик.

Это позволяет преодолеть проблему масштабных эффектов в аэродинамике больших скоростей. Она обусловлена, прежде всего, большим различием чисел Рейнольдса потока, реализуемых в сверхзвуковых аэродинамических трубах и в летных условиях обтекания. Так для СПС «Конкорд» второго поколения, крылатых ракет, воздушно-космических систем натурные значения числа Рейнольдса потока в 10 раз больше, чем при обтекании моделей в трубах. Кроме того, в современных сверх- и гиперзвуковых аэродинамических трубах не моделируются одновременно натурные числа Рейнольдса, Маха и температурный фактор, влияние работающих двигателей, перегрузки, аэроупругие свойства тел, имеет место влияние державок моделей, существует акустическое поле в их рабочих частях. Это не позволяет экспериментальные данные по аэродинамическому нагреву и сопротивлению трения, по ламинарно-турбулентному переходу и реламинаризации, по отрывным течениям, по распределению статического давления на обтекаемых поверхностях, по различным характеристикам поля течения экстраполировать на летные условия при создании летательных аппаратов и делает проблематичным достижение их оптимальных характеристик и высокой надежности. Соответствующие различия летных и наземных данных по аэрофизическим характеристикам при сверх- и гиперзвуковых скоростях обтекания представлены в многочисленных работах [5, 6, 7]. Различные аспекты проблемы масштабных эффектов в аэродинамике больших скоростей обсуждены во многих публикациях [8, 9, 10, 11, 12,13].

Проблема масштабных эффектов преодолевается в настоящее время на основе строительства криогенных трансзвуковых аэродинамических труб (США, Франция), интеграции численных расчетов и экспериментов в трубах (США, ЦАГИ, ИТПМ СО РАН), интеграции экспериментов в наземных установках, летных экспериментов и расчетных методов (ЦАГИ) [14] и на основе метода интеграции численных расчетов и летных экспериментов. Последний метод, развитый в ИТПМ СО РАН под руководством профессора A.M. Павлюченко, и состоит в том, что при численном расчете профилей скорости и температуры в качестве граничного условия 1-го рода для системы дифференциальных уравнений сжимаемого пограничного слоя используются натурные значения температуры для конкретного летного объекта. Это резко увеличивает надежность рассчитанных профилей скорости и температуры и дает возможность далее определить достоверно тепловые потоки и сопротивление трения головной части ракетного комплекса типа Ml00, апробировать градиентные критерии устойчивости H.H. Яненко, С.А. Попова и Ван-Дриста, Блумера для различных режимов обтекания аэрофизических ракетных комплексов типа Ml00 (Rei,-oc < 10х; Moo <4,5; а < 32g) и «Облако» (ReL;O0 < 2-107; Мда < 2,0; a<12g) [15]. Важным для реализации метода интеграции численных методов расчета и летных экспериментов, а также для апробации известных методов расчета, является получение надежных натурных данных о температуре стенки сверх- и гиперзвуковых летных объектов, в частности, для сложных условий полета комплекса Ml00.

В комплексном методе решения задач, связанных с созданием сверх- и гиперзвуковых объектов, наряду с численными методами расчета и экспериментами в аэродинамических трубах, особое значение в настоящее время приобретают летные эксперименты научно-исследовательского характера. Их роль подчеркнута в процитированных выше работах Симмерса, Ларсона и Желтухина H.A., Павлюченко A.M. и является, во-первых, возможностью получения объективных данных о процессе и характеристиках обтекания в натурных условиях, отличающихся от наземных, во-вторых, необходимостью использования летных данных на стадии проектирования сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов, что увеличивает их надежность и сокращает сроки проектирования, уменьшает количество наземных испытаний, в-третьих, возможностью апробации численных и приближенных методов расчета. Кроме того, позволяет реализовать, как уже отмечалось, метод интеграции численных расчетов и летных данных.

К настоящему времени проведены натурные аэрофизические эксперименты на летных научно-исследовательских комплексах «Викинг 10», «Облако», «Мираж IV», «Тор-Эйбл», «Бор», «Спейс Шаттл» и др. в широком диапазоне чисел Маха, Рейнольдса и температурного фактора. Различные летные данные, полученные на комплексе «Бор», были использованы при проектировании системы «Буран», что позволило увеличить ее надежность, эффективность и сократить сроки ее создания.

Среди актуальных с научной и практической точек зрения задач термомеханики и аэродинамики больших скоростей являются задачи получения надежных натурных данных о тепловых потоках и температуре стенки сверх- и гиперзвуковых объектов в сложных условиях при безотрывном и отрывном обтекании их поверхностей, о ламинарно-турбулентном переходе, о реламинаризации сжимаемых турбулентных пограничных слоев, о распределении статического давления по длине обтекаемых тел, о вибро-акустических характеристиках объектов в условиях старта, о влиянии на аэрофизические характеристики вибраций, деформаций, работающих двигателей о объектов для чисел Рейнольдса Ие^«, < 10 ; чисел Маха Мда < 6,0; ускорений а < 32§.

Целью диссертационной работы является разработка летных аэрофизических комплексов многоцелевого и многоразового применения на основе метеоракеты М100 и геофизических ракет М90, М130 и решение с их помощью перечисленных выше актуальных задач аэродинамики и термодинамики.

Диссертация состоит из введения и трех глав. В главе I представлен обзор летных аэрофизических экспериментов на научно-исследовательских объектах различного назначения от ракеты «Викинг 10» до системы «Спейс Шаттл». Показана эффективность летных аэрофизических комплексов для решения фундаментальных и прикладных задач термомеханики и аэродинамики больших скоростей. Проанализировано различие чисел Рейнольдса в аэродинамических трубах и для натурных условий. Отмечено отсутствие возможности моделирования в сверхзвуковых аэродинамических трубах одновременно натурные числа Рейнольдса, Маха и температурный фактор, влияние работающих двигателей РДТТ, аэроупругие свойства тел и т.д. Обсуждены актуальные задачи термомеханики и аэродинамики. Проведено обоснование необходимости и целесообразности создания летного аэрофизического комплекса многоразового применения на основе серийной метеоракеты М100. Поставлены задачи, которые необходимо решать с помощью комплекса на базе М100.

3.3. Выводы

Разработано четыре варианта летных аэродинамических комплексов для Кеиоо < 108; М» < 6; а < 32ё.

На летных комплексах типа М90, М130 получены новые летные данные о температурах защитных кожухов головных частей, температурах внутри приборных отсеков, измерены углы атаки во время работы двигателей и в свободном полете, измерены осевые и поперечные перегрузки, давление в двигателе, частоты вращения комплексов вокруг своей оси.

Исследованы причины схода новых метеоракет типа М90, М130 с траектории полета и, в ряде случаев, их разрушения. Обнаружен ряд резонансных явлений.

Полученные данные были эффективно использованы заводом изготовителем при изменении конструкции метеоракет с целью устранения причин их схода с траектории.

Разработанные летные научно-исследовательские комплексы могут быть использованы для решения широкого круга задач при разработке различных летных объектов в исследуемом диапазоне параметров.

Заключение

1. Создано пять вариантов летной аэрофизической лаборатории на основе спасаемых головных частей метеоракет М90, М100, М130, оснащенных электронными бортовыми измерительными системами, стандартной телеметрией, датчиками температуры и давления.

2. В летных условиях при движении по траекториям отработана методика измерения температур стенки головной части М100 и температур внутри бортового отсека с помощью термопар и полупроводниковых диодов, а также измерено статическое давление на поверхности М100 с помощью датчиков ДМИ.

3. Получены количественные данные по аэродинамическому нагреву, профилей температуры в пограничном слое головной части М100, а также статическому давлению на поверхности М100, которые были использованы для проверки методов расчета теплового состояния и сопротивления трения метеоракет.

4. Предложена методика моделирования теплового состояния и вибраций объектов типа метеоракеты М100 при Мх<5, основанная на использовании расчетов на ЭВМ с учетом натурных параметров полета и физическом эксперименте не требующая применения аэродинамических труб.

5. В летных экспериментах на метеоракете типа М100 измерены распределения температуры стенки в области отрыва сжимаемого турбулентного пограничного слоя перед ступенькой Мсо< 4, Яе£(С0< 0,7-108, т< 17 си показано существование локального максимума температуры перед ступенькой. Выделено влияние турбулентного отрыва на формирование теплового состояния поверхности в чистом виде и показано, что превышение температуры стенки в зоне ее максимального значения для турбулентного отрывного течения составляет 145°С в сравнении с безотрывным обтеканием.

6. Созданы летные исследовательские комплексы на основе метеоракет типа М100, М90, М130, получены новые данные о динамических характеристиках на аэрофизических комплексах М100, М90, М130 и обнаружены резонансные явления на объектах М90 и М130 в конце работы двигателя.

7. Выяснены причины отклонения траекторий полета метеоракет М90 и Ml30 от расчетных, что позволило заводу-изготовителю, согласно полученным данным, внести изменения в конструкцию этих ракет: а) изменены углы установки стабилизаторов, что изменило частоту вращения ракеты; б) изменена центровка ракеты для увеличения запаса устойчивости; в) улучшено качество теплозащитного покрытия двигателя для исключения возможности прогара корпуса.

1. Huntl.L., JonstonP.1., CubbageJ.M., DillionJ.L., Richie J.L., Richie С.В., Marcum D.C., Carlson C.H., Hypersonic airbreathing missile concepts under study at Langley // 1982, №316, p.19 (ЭИ «Астронавтика и ракетодинамика», 1983, №11, с.1-17).

2. Collard Dadley, Future supersonic transport Studies at aerospatial // SAE Tech, Pap. SER, 1990, №901890, pp. 1-9, ЭИ ВИНИТИ «Авиастроение», 1992, №18, c.22-30.

3. Гидальго, Каданов, Сравнение теоретических и летных данных по уносу// РТК, т.1, №1, с.48-54.4. «Транспортные космические системы», М.: ЦАГИ, Техн. Информация, Серия Авиация и ракетн. техн., 1988, №12, с.19-25.

4. Зоби, Грейвс, РТК, 1977, т.15, №7, с.7-9.

5. Beckwith I.E., Bertram М.Н., NASA TM-X-2566, 1972, p.67.

6. Мс. Connell D.G., Free-Flight Observation of a separated Turbulent Flow Including Htat Transfer up to Mach 8,5//NASA D-278, 1961.

7. Лукашевич Дж., Критический обзор развития экспериментальных методов в аэродинамике больших скоростей // В сб.: Механика, М.: Мир, 1974, №5.

8. Симмерс П.М., Ларсон Т.Дж., Использование орбитального самолета КЛАМИ для аэродинамических исследований Н РТК, 1980, т.18, №1, с.53-64.

9. Блэкуэл Дж.А., Масштабные эффекты на сверхкритических профилях // В сб.: Переводы ОНТИ ЦАГИ, 1980, №572, с.24-29.

10. Кощеев А.Б., Черемухин Г.А., Труды Межд. Семинара «Проблемы моделирования в аэродинамических трубах», Новосибирск, 1989, т.1, с.21-32.

11. Желтухин Н.А., Павлюченко A.M., Прикладная аэрогазодинамика и тепловые процессы, Новосибирск, ИТПМ СО АН СССР, 1980, с.3-20.

12. Гусев В.Н., Аэротермогазодинамика космических систем, М.: ЦАГИ, 1992, ч.1, с.3-26).

13. НейландВ.Я. и др., Прогнозирование аэродинамических характеристик ВКС на основе экспериментальных и расчетных исследований, испытаний летающих моделей и летного эксперимента. Методы исследования гиперзвуковых летательных аппаратов, М.: ЦАГИ, 1992.

14. Trimpi R.L., Modern Fluid dynamics of supersonic and hypersonic flight // AIAA Paper, 80-0862 (Достижения и проблемы современной аэродинамики сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростей), Техническая информация ЦАГИ, 1981, №10, с.1-13.

15. Концепция транспортного космического аппарата Hotol // (ЭИ «Астронавтика и ракетодинамика», 1986, №38, с. 1-17).

16. Huntl.L., LawingP.L., MarcumD.C., Cubbagel.M., Conceptual study of hypersonic airbreathing misailes // AIAA Paper, 1978, №6, pp. 1-14 (ЭИ «Астронавтика и ракетодинамика», 1979, №4, с. 1-26).

17. KriegerR.J., Summary of design and perfomance characteristics of aerodynamic configurated missies // AIAA Paper, 1981, №286, 9 (ЭИ «Астронавтика и ракетодинамика», 1982, №13, с 7-14).

18. Павлюченко A.M., Вопросы теплового состояния, защиты и элементы оптимизации гиперзвуковых объектов для чисел Маха Мм = 7-10, Новосибирск, с. 110 (Отчет АН СССР. Сиб. Отделение, Институт теоретической и прикладной механики, №963).

19. Свищев Г.П., Некоторые проблемы аэрогазодинамики и теплофизики в работах Г.И. Петрова // В кн.: Гидроаэромеханика, М.: Наука, 1985, с.5-10.

20. Кутателадзе С.С., Леонтьев А.И., Турбулентный пограничный слой сжимаемого газа, Новосибирск, Изд-во СО АН СССР, 1962, с. 180.

21. NestlerD.E., Compressible turbulent boundary-laeer heat tranfer to surface // AIAA Journal, 1971, Vol.9, pp. 1799-1803.

22. Авдуевский B.C., Галицейский Б.М., Глебов Г.А. и др., Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике, М.: Машиностроение, 1975.

23. Боровой В.Я., Течение газа и теплообмен в зонах воздействия ударных волн с пограничным слоем, М.: Машиностроение, 1983, с. 141.

24. Лыжин О.В., Перспективы развития аэродинамических труб // В сб.: Тезисы докл Всес. симп. по метод, аэрофиз. иссл, Новосибирск, 1976.

25. Мачехин Г.Н., Хвостов Н.И., Перспективы развития аэродинамической базы зя рубежом (по материалам иностранной печати) // Обзор ЦАГИ, 1976.

26. Штейхнер Дж., Замечание о масштабных эффектах // В статье: Методы расчет:1 пограничного слоя и их применение при решении аэродинамических задач Переводы ОНТИ ЦАГИ, 1978, №543, с.23-24.

27. ErlichE., Probing in Flight the boundary-Layer of the supersonic Airplane Mirage IV. LaRech. Aerospat, 1968, №122, pp.11-19.

28. More D.K. Harkness J., Experimental investigations of the compressible turbulent boundary-layer at very high Renolds numbers // AIAA Journal, 1965, Vol.3, №4.

29. Боровой В.Я., Харченко В.H., Экспериментальное исследование течения и теплообмена в зоне отрыва на осесимметричном теле с коническим щитком / МЖГ, 1972, №2, с.35-40.

30. ХолденМ.С., Взаимодействие скачков уплотнения с турбулентным пограничным слоем в гиперзвуковом потоке // Обзоры. Переводы. Рефераты. ОНТИ ЦАГИ, 1973. 404, с.40.

31. Коркети Р., Обзор взаимодействия с вязкими течениями при полетах с большими числами Маха, РТК, 1971, т.5, с.3-19.

32. Алифанов О.М., Зайцев В.К., Панкратов Б.М., Артюхин Е.А., Мишин В.П. и др. Алгоритмы диагностики тепловых нагрузок летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1983, с. 167.

33. Романенко П.Н., Теплообмен и трение при градиентном течении жидкости. М.: Энергия, 1971, с.568.

34. Зысина-Моложен JI.M., Турбулентный пограничный слой при наличии продольного градиента давления // В кн.: Тепломассобмен, МШ, ч.1, Минск, 1981. с.76-95.

35. Charwat A.F., Supersonic Flows with imbedded separated regions /7 Adwances in heat trasfer, 1970, Vol.6.

36. Арене, Спиглер, Отрыв потока в перерасширенных реактивных соплах с коническим сверхзвуковым участком при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем // РТК, 1963, т.1, №3, с.41-45.

37. Каррьер П., Обзор некоторых новых результатов ОНЕРА, относящихся к явлениям отрыва и присоединения // В сб.: Механика, М.: Мир, 1974, В. 6, №473.

38. ХаякаваК., Смите А.Дж., Богданов С.М., Экспериментальное исследование характеристик турбулентности в присоединяющемся свинговом слое в сжимаемом газе // Аэрокосмическая техника, 1984, т.2, №12, с.46-55.

39. Полежаев Ю.В., Юревич Ф.Б., Тепловая защита, М.: Энергия, 1976, с.390.

40. Кирдяшкин А.Г., Структура тепловых гравитационных течений вблизи поверхности теплообмена // Дисс. Докт. Техн. Наук, Новосибирск, 1975.

41. Зауличный Е.Г., Трение и унос материала в турбулентном пограничном слое сжимаемого высокоэнтальпийного газа в условиях существенной неизотермичности вдува // Сб.: «Тепло- и массоперенос», Минск: ИТМО АН БССР, 1972, т.1, ч.1.

42. Дорренс У.Х., Еиперзвуковые течения вязкого газа, М.: Мир, 1966, с.439.

43. Седов Л.И., Методы подобия и размерности в механике, М.: Наука, 1977, с.438.

44. Струминский В.В., Аэродинамика и молекулярная газовая динамика, М: Наука,1985, с.240.

45. Петров К.П., Аэродинамика ракет, М.: Машиностроение, 1977, с.136.

46. Кутателадзе С.С., Анализ подобия и физические модели, Новосибирск: Наука,1986, с.291.

47. ЧэпменД.Р., Вычислительная аэродинамика и перспективы ее развития. Драйденовская лекция // РТК, 1980, т. 18, №2, с.3-32.

48. Ковеня В.М., Черный С.Г., Решение упрощенных уравнений вязкого газа маршевым методом // ЧММСС, т. 10, №1, с.71-87.

49. Кутлер П., Перспективы развития теоретической и прикладной вычислительной аэродинамики // Аэрокосмическая техника, 1985, т.З, №8.

50. СебисТ., Стюартсон К., УайтлоуДж. // Сб.: «Численные и физические аспекты исследования аэродинамических течений»/ Ред. Себиси, Нью-Йорк, Берлин, Хайдельберг, Токио, 1984, с.416.

51. МарвинДж.Г., Моделирование турбулентности для вычислительной аэродинамики // Аэрокосмическая техника, 1984, т.2, №3, с.21-41.

52. ЭВМ в аэродинамике/ ред. С.Дж. Рубин, М.: Машиностроение, 1985, с. 176.

53. Снодграсс, Полетные испытания по определению аэродинамического нагрева и точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на носовой конической части ракеты «Викинг 10» // ВРТ, 1957, №1.

54. Lowing D.L., Wind-tunnel-Flight correlation's of shock-induced separated flow, NASA TND-3580, 1966.

55. Герасимов Ю.А., Грачев B.C., Кабуров И.С., Озеров В.Н., Таболов М.У., Фомин В.М., Шишов С.Г., Исследование обтекания сечения крыла самолета в полете и в аэродинамической трубе // Уч. Зап. ЦАГИ, 1982, т. 13, №3, с.1-11.

56. Зоби Э.В., Сравнение экспериментальных и расчетных значений тепловых потоков в первом полете КЛАМИ «Спейс Шаттл» // Аэрокосмическая техника, 1984, т.2, №3, с.103-109.

57. Зоби Э.В., Анализ полученных во втором полете КЛАМИ «Спейс Шаттл» экспериментальных данных по тепловым потокам и переходу от ламинарного к турбулентному пограничному слою // Аэрокосмическая техника, 1984, т.2, №3, с.110-118.

58. Козлов Л.В., Экспериментальное исследование поверхностного трения на плоской пластине в сверхзвуковом потоке при наличии теплообмена // Известия АН СССР/ Механика и машиностроение, 1963, №2.

59. Чжен П., Отрывные течения, М.: Мир, 1972-1973, т. 1-3.

60. Харченко В.Н., Экспериментальные исследования особенностей тепло- и массобмена в сверх- и гиперзвуковых потоках // Труды ЦАГИ, 1978, Вып. 1900, с.98.

61. Settles G.S., Vas I.E., Bogdonoff S.M., Shock wave-turbulent boundary layer interaction at a high Reynolds number, including separation and Flowfield measurements, AIAA Paper, 1976, №164.

62. Пейт, Шюлер, Влияние излучения аэродинамического шума на переход пограничного слоя в сверхзвуковых и гиперзвуковых аэродинамических трубах // РТК, 1969, т.7, №3, с.80-89.

63. Кендолл, Экспериментальное исследование процесса перехода к турбулентному режиму в сверхзвуковом и гиперзвуковом пограничных слоях/ / РТК, 1975, т. 13, №3, с.47-60.

64. Beckwith I.E., Malik M.R., Chen F.J., Bushnell D.M., Nozzle optimization study for quiet supersonic wind tunnels // Abstracts. The second IUTAM Symposium of Laminar-Turbulent Transition, Novosibirsk, pp. 142-144.

65. Влияние возмущений на точность определения положения фронта турбулизации пограничного слоя наветренной поверхности КС «Спейс Шаттл» по данным продувок и летных испытаний // ЭИ «Астронавтика и ракетодинамика», 1987, №5.

66. Харитонов A.M., Черных В.В., О природе влияния единичного числа Рейнольдса на переход в сверхзвуковом пограничном слое // МЖГ, 1974, №4, с.150-153.

67. Герасимов Ю.А., Грачев B.C., Кабуров И.С., Озеров В.Н., Таболов М.У., Фомин В.М., Шишов С.Г., Исследование обтекания сечения крыла самолета в полете и в аэродинамической трубе // Уч. Зап. ЦАГИ, 1982, №3, с. 1 -11.

68. Cassanto J.M. Flight Test Base Pressure Results at Hypersonic Mach Numbers in Turbulent Flow // PTK, 1972, т. 10, №3.

69. Трокмортон Д.А., Зоби Э.В., Анализ результатов измерения тепловых потоков на подветренной стороне орбитального спускаемого корабля // Аэрокосмическая техника, т.2, №11, с.51-59.

70. Брызов В.Н. и др., Доклад на Международной конференции по гиперзвуковым течениям // М.: ЦАГИ, 1992.

71. Левченко В.Я., Козлов В.В., Возникновение и развитие возмущений в пограничном слое // В сб.: Модели механики сплошной среды // Ред. Н.Н. Яненко, Новосибирск, ИТПМ СО АН СССР, 1979, с.5-46.

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

73. Решотко Е., Устойчивость ламинарного пограничного слоя и его переход в турбулентный // В кн.: Вихревые движения жидкости, М.: Мир, 1979, с.11-57.

74. Жигулев В.Н., Тумин A.M., Возникновение турбулентности, Новосибирск: Наука, 1987, с.279.

75. Козлов Л.Ф., ЦыганюкА.А., Бабенко В.В. и др., Формирование турбулентности в сдвиговых течениях, Киев: Наукова думка, 1985, с.283.

76. Чен, Тайсон, Применение теории турбулентных пятен Эммонса к обтеканию затупленных тел // РТК, 1971, т.9, №5, с.63-68.

77. Решотко Е., Программа исследования перехода // РТК, 1975, т.13, №3, 1975, с.8-14.

78. Миронов А.Д., Замятин А.Н, Королев А.А. и др., Методы аэрофизических исследований в полете, М.: Машиностроение, 1985, с. 108

79. RunyamJ.L., Boundary layer stability analysis of a natural laminar flow glove in the F-III TACTairplane, In: viscous Flow Dray Reduction Progress in Astronauts and Aeronautics, 1980, V. 72, pp. 17-32.

80. Back L.H., Massier P.F., Cuffel R.F., Flow Phenomena and Convective Heat Transfer in Conical Supersonic Nozzle // J. Jf Spacecraft and Rockets, 1967.

81. BackL.H., Cuffel R.F., Massier P.F., Laminaruzation of a turbulent Boundary Layer in Hozzle Flow, AIAA Journal, V.7.

82. NarasimhaR., Viswanath P.R., Reverse Transition at an expansion comer in supersonic flow // AIAA Journal, 1975, V.13, №5, pp.693-695.

83. Струминский B.B., Современное состояние проблемы обтекания тел сверхзвуковым потоком газа // В сб.: Труды Всесоюзного съезда по теоретической и прикладной механике, М.: Л,- Изд-во АН СССР, 1962, с.255-298.

84. Коркеги Р., Обзор взаимодействия с вязкими течениями при полетах с большими числами Маха//РТК, 1971, т.9, №5, с.3-19.

85. Buhner В.М., Hypersonic Flight Results Showing Reynolds-Number Influence on Turbulent Base Pressure // AIAA, 1973, V.l 1, 12.92. «Проблемы управления воздушно-космическим самолетом «Спейс Шаттл» при спуске в атмосфере», М.: ОНТИ ЦАГИ. 185, №653.

86. Исследование перспективных сверхзвуковых самолетов на фирме "AERSPATIALE», ЭИ ВИНИТИ, «Авиастроение», Москва, 1992, №18, с.22-33.

87. Летные испытания экспериментального самолета Х-30, ЭИ ВИНИТИ «Астронавтика и ракетодинамика», Москва, 1988, №43, с.1-16.

88. Гайгеров С.С., Исследование синоптических процессов в верхних слоях атмосферы, М.: Гидрометеоиздат, 1973.

89. Павлюченко A.M., Брагин O.A., Тютин A.A., Летные измерения температуры и давления на спасаемых головных частях метеоракет типа Ml00 и «Облако» // Изв. СО АН СССР, сер. Техн. Наук, 1983, Вып.1, №3, с.46-54.

90. Колесников К.С., Динамика ракет, М.: Машиностроение, 1980, с.376.

91. ВиатМ.Д., ЛундинБ.Т., Прямоточные реактивные двигатели // В кн.: Реактивные двигатели, М, 1962.

92. Шульгин В.И., Измерение параметров газовых потоков (Mœ = 0,6-3,0) // Труды ЦИАМ, 1967, Вып.1.

93. Мысиков Б.В., Прозоров В.К., Васильев В.В. и др., Температурные измерения в ядерных реакторах, М.: Атомиздат, 1975.

94. Преображенский В.П., Теплотехнические измерения и приборы, М.: Энергия, 1978.

95. Седов Л.И., Метод подобия и размерности в механике, М.: Наука, 1977.

96. ЮЗ.Кутателадзе С.С., Основы теории теплообмена, М.: Атомиздат, 179, с.400.

97. ЭВМ в аэродинамике: сб. статей // С.Дж. Рубин, Машиностроение, 1985, с. 176.

98. Павлюченко A.M., Стыцюк В.И., Брагин O.A., Легомин А.Ф., Моделированиеаэродинамического нагрева и вибраций осесимметричных тел для Мм < 5 на основе физического эксперимента и расчетов на ЭВМ // Изв. СО АН СССР, сер. Техн. Наук, 1983, Вып.З, с.10-16.

99. Юб.Сиггу D.M., Cunnigham J.A., FrahmJ.R., Space orbiter leading adge structural subsystem thermal performance // AIAA Paper, 1982, №4.

100. Beessley Walter G., Space Shuttle entry thermal Testing techniques // "AIAA/IES/ASTM 10th Space Simulation Conf. Bethesda, Md, 1978, Collect. Techn. Pap.», S.I, 1978.

101. Павлюченко A.M., Брагин О.А., Струминский В.И., Тепловые и вибрационные испытания метеоракеты типа М100Б, Новосибирск, 1979, Отчет / ИТПМ СО АН СССР, №133 ДСП.

102. Максимова Е.М., Павлюченко A.M., Сравнение расчетных и летных данных по теплообмену для осесимметричных тел, движущихся по траектории при Мда <5 1/ Изв. СО АН СССР, сер. Техн. Наук, 1982, Вып.З, №13, с.40-52.

103. Абрамович Г.Н., Прикладная газовая динамика, М.: Наука, 1976, с.888.

104. Струминский В.В., К нелинейной теории возникновения турбулентности // ДАН СССР, 1963, т.153, №6, с. 1148-1153.

105. Алифанов О.М., Зайцев В.К., Панкратов Б.М. и др., Алгоритмы диагностики тепловых нагрузок летательных аппаратов, М.: Машиностроение, 1983.

106. Лыков А.В., Теплообмен, М.: Энергия, 1972.

107. Пб.Поттер, Переход пограничного слоя на конусах, летящих со сверхзвуковыми скоростями на баллистической трассе // РТК, 1975, т.13, №3, с.19-30.

108. ШлихтингГ., Возникновение турбулентности, М.: ИЛИ, 1962, с.201.

109. Шлихтинг Г., Теория пограничного слоя, М.: Наука, 1969, с.742.

110. Жданов В.В., Майоров А.И., О применении метода сглаживающих сплайнов в обработке результатов теплового эксперимента // В кн.: Аэродинамическое нагревание при сверхзвуковых скоростях полета, М.: ЦАГИ, 1980.

111. Килбург Р., Котанский Д., Экспериментальное исследование взаимодействия плоского косого скачка уплотнения с турбулентным пограничным слоем на охлаждаемой поверхности, М.: ОНТИ ЦАГИ, 1972.

112. Авдуевский B.C., Калашник В.Н., Проблемы расчета турбулентного пограничного слоя / В кн.: Турбулентные течения, М.: Наука, 1970.

113. Bogdonoff S.M., Kepler C.E., Separation of supersonic turbulent boundary layer // J.A.S, 1955, V.22,№6.

114. Chapman D.R., Kuehn D.M., Larson H.K., Investigation of separated flows in supersonic and streams with emphasis on the effect of Transition // NASA Rep, 1958, №1356 (NASA №3869).

115. Глотов Г.Ф., Мороз Э.К., Продольные вихри в сверхзвуковых течениях с отрывными зонами // Уч. Зап. ЦАГИ, 1977, т.8, №4, с.44-53.

116. Бражко В.Н., Периодическая структура течения и теплопередачи в области присоединения сверхзвуковых потоков // Уч. Зап. ЦАГИ, 1979, т. 10, №2, с. 113-118.

117. Нейланд В.Я., Рубан А.И., Сычев В.В., Отрывные течения // Модели в механике сплошной среды / Ред. Яненко H.H., Новосибирск, 1970.

118. Демьяненко B.C., Желтоводов A.A., Экспериментальные исследования отрыва турбулентного пограничного слоя в окрестностях ступеньки // Изв. АН СССР МЖГ, 1977, №5.

119. Желтоводов A.A., Физические особенности и некоторые свойства двухмерных и трехмерных отрывных течений при сверхзвуковых скоростях // Известия АН СССР, МЖГ, 1979, №3.

120. Гогиш J1.B., НейландВ.Я., Степанов Г.Ю., Теория двухмерных отрывных течений // В кн.: Гидромеханика (Итоги науки), 1975, т.8.

121. Гогиш Л.В., Степанов Г.Ю., Турбулентные отрывные течения // МЖГ, 1982, №2, с.31-47.

122. Вигас Дж.Р., Хорстмен К.К., Сравнительный анализ применимости моделей турбулентности для расчета течений с взаимодействием пограничного слоя с ударной волной // РТК, 1979, т. 17, №8.

123. Сергеев Ю.Г., Применение трехпараметрического семейства локально-подобных профилей скорости к расчету турбулентных зон в сжимаемом газе // Изв. АН СССР, МЖГ, 1982, №3.

124. Желтоводов А.А., Павлов А.А., Исследование течения в сверхзвуковой отрывной зоне перед ступенькой // Препринт №1, Новосибирск: Изд. ИТПМ СО АН СССР, 1979.

125. Желтоводов А.А., Шилейн Э.Х., Яковлев В.Н., Развитие турбулентного пограничного слоя в условиях смешанного взаимодействия со скачками уплотнения и волнами разряжения // Препринт №26-83, Новосибирск, Изд. ИТПМ СО АН СССР, 1983.

126. Кутателадзе С.С., Леонтьев А.И., Тепломассобмен и трение в турбулентном слое, М.: Энергия, 1985, с.319.

127. Альцнер, Заккей, Взаимодействие скачка уплотнения с турбулентным пограничным слоем при вдуве и без вдува // РТК, 1971, т.9, №9.

128. Желтоводов А.А., Особенности отрывных течений при сверхзвуковых скоростях: Дисс. Канд. физ.-мат. Наук, Новосибирск, 1979.

129. Behrens W., Sepation of Supersonic Turbulent Boundary Layer by a Forward Facing Step// AIAA Paper, 1971, №127.

130. Ferguson H., Schaefer I.W., Heat Transfer and pressure distribution on connecylinder flare configuration with boundary layer separation // NASA TN-D-1436, 1962.

131. Павлюченко A.M., Тютин A.A., Караблев A.B., Теплообмен на метеоракете типа «Облако» при наличии отрыва пограничного слоя // Изв. СО АН СССР, сер. Техн. Наук, 1984, Вып.1, №4, с.52-63.

132. Павлюченко A.M., Брагин О.А., Тучков Г.А., Аэрофизические эксперименты на метеоракете типа Ml00 в условиях отрыва турбулентного пограничного слоя перед ступенькой // Изв. СО АН СССР, сер. Техн. Наук, 1987, Вып.2, №7, с.71-79.

133. МЗ.Павлюченко A.M., Теплообмен на головных частях осесимметричных объектов при безотрывном обтекании и в условиях отрыва потока // Изв. СО АН СССР, сер. техн. Наук, Вып.2, №10, с.74-83.

134. Ландау Л.Д., Лифшиц Е.М., Электродинамика сплошных сред, М, 1959.

135. Curry D.M., Cunnigham J.R., Space Shuttle orbiter leading adge structural subsystem thermal performance II AIAA Paper, 1982, №4.

136. Beesley Walter G., Space Shuttle entry thermal Testing techniques // «AIAA/IES/ASTM 10th Space Simulation Conth. Bethesda, Md, 1978. Collect. Techn. Pap.»

137. Хорстмен, Оуэн, Новая экспериментальная методика исследования отрыва турбулентного пограничного слоя // РТК, 1975, т.12, №10, с.174-178.

138. Влияние свойств реального газа на аэродинамические и тепловые характеристики гиперзвуковых летательных аппаратов, М.: ОНТИ ЦАГИ, Обзоры, 1987, № 676.

139. I.A. A. Vostrikov, A. M. Zadorozhny, D. Yu. Dubov, G.Witt, I. V. Kazakova, O. A. Bragin, V. G. Kazakov, V. N. Kikhtenko, A. A. Tyutin, Ionization of water clusters by collision with surface, Z. Phys. D., 1997, Vol. 40, No. 1-4, pp.542 545.

140. Zadorozhny A.M., Tyutin A.A., Bragin O.A., Kikhtenko V.N., Recent measurements of middle atmospheric electric fields and related parameters. J. Atmos. Terr. Phys., 1994, Vol. 56, pp. 321 -335.