Управление режимами обтекания с помощью сильнонеравновесной плазмы газового разряда тема автореферата и диссертации по физике, 01.04.08 ВАК РФ

На правах рукописи УДК 533.9:533.694.7

Рул асов Дмитрий Валентинович

Управление режимами обтекания с помощью сильноверавновесной плазмы газового разряда

Специальность 01.04.08 - физика плазмы

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата физико-математических ваук

Москва 2000

Габпта кыполиеяа на кафедре матекуляриай флэшей Могаомзгпго фазам», тгосяичоского нгоггэтуп^гйсрдарггвюното ующсрсцгего.).

11адротмйр№Ю®одитр-ль; доктор фпгяю>м5томатичазги?с паук,

Стариковский Андрей Юрьевич. Офяцшышб огатглитхг: дгпстгф фяэпкг^мэтемгтгеесюрс нлук, Ходатаев Кирилл Вяктороюп (МРТИ), доктор фюик»ыятематпческих наук, Акшпев Юрий СЫетдага (ТРШОГГИ). Ведущая организация: Институт общЛ физикп Российской ¿издемип наук.

Защита еосготгся 13 декабря Э006 т. в 10 час» яа злс^тяяии дю-сергдадаоняого совета К 212Д5Й.03 в Можмшм фвэяго.тисттчеаа1М институте по адреср 141700 г. ¿¡рлтещрудпый, Институтский пер. л б.

С дяотртацвей мажио ознакомиться в библиотеке Мосдзвскшт) фвэико-

лжстшутги

Автореферат разослан " 11 и ноября 3006 г.

Ученый секретарь

диооермгрктиого спеша К 212.156.СЗ кацадат фнзшю-матеиаггагчрастос азу*

1 ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

1.1 Актуальность темы диссертации

При полетах летательных аппаратов одной из проблем является контроль положения точки отрыва погранслоя на профиле крыла - в частности, необходимо избегать отрыва потока, поскольку »то оказывает катастрофическое влияние иа аэродинамические характеристики профиля. Перспективной задачей является создание устройств, позволяющих быстро взметать положение точки отрыва я таким образом перестраивать структуру потоков около профиля и изменять аэродинамические характеристики.

В настоящее время используется два основных споссба для озменевня структуры потока с помощью различных типов разрядов. Первый из механизмов плазменного контроля обтекания - локальные натре* газа возле поверхности, основанный на изменении температуры и плотности газа в зоне разряда. Для трансзвуковых потоков небольшого вложения добавочной энергии по сравнению с энергетикой основного потока достаточно для смещения слабых ударных волн и, следовательно, существенней перестройки структуры потока. В некоторых случаях можно считать, что такой нагрев эквивалентен изменению формы поверхности тела.

Воздействуя иа поток импульсным разрядом, мы можем изменить скорость, ■температуру и давление патока таза иэ за ускорения потока нескомпевсироваяным зарядом, находящимся в полях с сильными градиентами. Основными достоинствами таких устройств является отсутствие подвижных частей, малое время реакции и высокая надежность. В работах, выполненных но данной тематике, максимальная добавочная скорость потока составляет метры в сехунду, то сильно ограничивает использование данною эффекта в ставит вопрос о границах применимости метода, в частности, максимальной скорости потока, начиная с которой принципиально нельзя взметать положение точки отрыв*. До начала данной работы типичная максимальная скорость потока, на которой удавалось получить смещение точки отрыва погравслоя, равнялась 20 м/с. Основной проблемой является требование одновременного наличия плазмы с достаточно большой концентрацией заряженных частиц для эффективной передачи импульса газу я больших градиентов электрических полей для ускорения ионов. Для минимизации энергозатрат требуется использование электрических разрядов с очень локальным по пространству я малым во времени вкладом энергии. Итак, требуется вложение энергии в определенной точке пограничного слоя, соответствующей точке отрыва при высокой скорости релаксации энергии в разряде в существенной величине ««компенсированного заряда. Наиболее подходящим в этих условиях является импульсный скользящий разряд.

До енх пор не существует численной модели, позволяющей корректно описать изменение картины обтекания под действием разряда с асимметричным

расположением электродов. Предварительные оцеики показывают, что такая модель не может строиться в предположения однородного заполнения плазмой поверхности и должна учитывать нескомпенсированный зарод образующийся при распространении одиночного стримера вдоль поверхности.

Как известно, при сверхзвуковых полетах с большими числами Маха основной вклад в сопротивление самолета вносит сопротивление, возникающее за счет образования перед телом ударной волны. Таким образом, если бы удалось уменьшить волновое сопротивление, зажигая разряд перед летящим телом, это дало бы существенную экономию топлива и позволило бы резко увеличить скорость полетов. По этой причине возник интерес к проблеме распространения сильных ударных волн через неравновесную низкотемпературную плазму и кинетики релаксации энергии из внутренних степеней свободы возбужденного газа за ударной ватной. Одним из ключевых вопросов является выбор способа вложения анергии в газ с максимальным КПД.

Таким образом, большой интерес представляет разработка детальяой численной модели, включающей в себя совместное решение многомерных уравнений течений и поуровневых вераниовесных кинетических уравнений, которая позволяла бы описывать общие особенности неравновесных молекулярных плазменных Потоков для аэродинамических приложений. Как следствие, возникает задача экспериментального мсследоваяия процессов энергообмена в неравновесных условиях при высокой анергии возбуждения и оценка роли рекомбинационного/диссо-цнативного потока энергии на перераспределение энергии между различными степенями свободы. Такие исследования удобно проводить в гиперзвуковых потоках низкой плотности с низкой поступательной температурой, так как это позволяет пространственно разделить зону энерговложения разряда во внутренние степени свободы я дальнейшую релаксацию энергии в поступательные степени свободы.

При изучении неравновесных потоков газа важно уметь правильно описывать процессы распределения и обмена анергия в газе, такие как возбуждение и релаксация колебательных степеней свобода, электронное возбуждение и химические реакции между компонентами потока. Практическое применение неравновесных систем в молекулярных лазерах, химических реакторах, сверхзвуковых соплах в ракетных двигателях невозможно без понимание »тих процессов. В частности, для компьютерного моделирования кинетики необходимо знать константы скоростей реакций.

Наиболее важным вопросом для плазменного хонтрокпи потоков является количество энергии, необходимое для эффективного изменения аэродинамических сил. Для минимизации энергии, необходимой для производства плазмы, важно использовать газовый разряд с очень точно определенным выделением энергии хак в пространстве, так и во времени. Так, необходимо организовать энерговыделение в специфической зоне погранслоя при высоких скоростях релаксации энергии, Одним

из наиболее перспективных здесь представляется поверхностный барьерный разряд.

При больших перенапряжениях тлеющий разряд! стабилизированный сверхзвуковым потоком газа, также может являться источником сельпо возбужденной плазмы. В разреженных газах приведенное поле такого разряда может разгонять электроны до энергии, соответствующей режиму убегвиия. До настоящего момента при изучении влиянии плазмы иа распространение ударных волн данный тип разряда яе применялся. Благодаря высокой степени однородности, изучение кииетихи процессов в таких нерааповесиих условиях представляет большой интерес.

Х.2 Цель работы

Основной целью работы являлась разработка методики управления потоками газа вблизи поверхности с помощью неравновесной плазмы тазового разряда.

Целью исследования сверхзвуковых потоков было:

1. Экспериментальное изучение влияния аномального тлеющего разряда иа распространение ударных вола > условиях низкой температуры (20 К) и низкой плотности набегающего потока (5 10"а торр).

2, Получение количественных характеристик потока плазмы, в частности, полей пространственного распределения концентрации и энергии электронов, температуры и давления потока, аяализ возможных механизмов изменения параметров обтекания тела.

Целью изучения обтекания на дозвуковых скоростях являлось:

1. Экспериментальное исследование картины развития скользящего наносекувдного разряда с ианосекуидным разрешением при больших перенапряжениях на разрядном промежутке. Изучение однородности разряда, степени заполнения промежутка в скорости распространения разряда.

2. Получение зависимости изменения профиля давления вдоль крыла, аэродинамического качества я других характеристик потока от параметров иаяосекундяого разряда (частоты повторения импульсов, длительности импульсов, напряжения на разрядном промежутке).

3. Экспериментальное исследование возможности применения импульсного ианосекуядного разряда для изменения положения точки отрыва пограничного слоя и изменении режима обтекаиия тел в широком диапазоне скоростей. Изучение возможности масштабирования эффекта.

1.3 Научная новизна

1. Получены данные по влиянию аномального тлеющего разряда на распространение ударных волн при давлениях 5 10~3 торр, температуре набегающего потока 20 К н числе Маха М — 9 при мощности разряда 10200 Вт н напряжении 1-6 кВ. Показано, что изменение обтекания происходит вследствие нагрева потока разрядом.

2. Впервые получены даяние по влиянию скользящего навосекундиого разряда при больших перенапряжениях на обтекание профилей в отрывных режимах в кшроком диапазоне скоростей потока (20 - 110 м/с), частот следования импульсов (0.1 - 10 кГц) и напряжений на разрядном промежутке (10 - 30 кВ), Впервые получена картина распространения нан»секундного скользящего разряда при напряжениях 10-30 хВ с наносекундным разрешение» (длительности импульса 10 - 30 не).

3. Впервые показана возможность управления с помощью разряда при мощности, не превышающей 1 Вт на сантиметр хорды крыла, обтеканием профиля потоком со скоростью до 110 м/с. Предложена методика управления обтеканием в отрывных режимах с помощью наносекундного импульсного разряда.

1.4 Основные положения, выносимые на защиту

• Измерение перераспределения давления вдоль профиля за счет влияния импульсного наносекундного разряда в диапазоне углов атаки 10Р — 20Р в скоростей 20 - 110 м/с н широком диапазоне параметров разряда (частота повторения импульсов 0.1 • 10 кГц, напряжение ва разрядном промежутке 1030 кВ).

• Наличие максимума па зависимости подъемной силы от частоты следования импульсов скользящего наносекундного разряда.

• Возможность управления обтеканием с помощью плазменных актуаторов при малых (менее 0.1 м/с) дополнительных скоростях, сообщаемых потоку разрядом.

• Экспериментальная демонстрация высокой эффективности применения наносекундного разряда для управления обтеканием тел в отрывных режимах.

• Измерения влияния аномального тлеющего разряда на температуру и давление сверхзвукового потока газа в условиях низкой поступательной температуры (20 К) и низкой плотности набегающего потока (5 ■ Ю-3 торр).

1.5 Научная и практическая ценность работы

Впервые детально исследовано влияние наносекундного скользящего разряда на обтекание профиля потоком газа в широком диапазоне скоростей (SO -110 м/с). Впервые продемонстрирована возможность управления обтеканием с помощью плазменных акгуаторов при скоростях потока до 110 м/с при мощности разряда 1 ватт на сантиметр хорды крыла. Показана возможность управления обтеканием при расположении электродов вдоль потока. Произведена съемка развития налоеекундного скользящего разряда вдоль поверхности с иаяосекундным разрешением.

Изучено влияние аномального тлеющего разряда с измеренными полями концентрации и анергия электронов иа поток в условиях низкой плотности н температуры газа. Обнаружено, что изменение обтекания происходит только при мощностях разряда, сравнимых с энергетикой потока. Проведено численное моделирование, показавшее, что в условиях эксперимента успевает происходить релаксация энергии, запасенной в колебательных и электронных степенях свободы. Показало, что, обеспечивая локализацию знерговыделения разряда, можно в несколько раз поднять эффективность влияния разряда па параметры потока.

Полученные данные позволяют строить модели энергообменов в низкотемпературной плазме и открывают возможности для практического применения плазменных систем для сверхбыстрого управления обтеканием летательных аппаратов.

1.6 Апробация работы

Основные результаты работы докладывались на следующих научных конференциях;

11th AIAA/AAAF International Conference Space Planee and Hypersonic Systems and Technologies, 2002.; XVIt международная конференция уравнения состояния вещества. 1-2 марта 2002 г., п. Эльбрус, Россия.; 38th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibition, 2002.; The Fburth Workshop On MagnetO-and Plasma Aerodynamics for Aerospace Applications. 9-11 April 2002. Moscow. Institute of High Temperatures. Russian Academy of Sciences; Всероссийская конференция по физике газового разряда, июль 2002 г., Рязань, Россия.; IV Международная конференция по неравновесным процессам в сопл ал к струях (NPNJ-2002) / XIX Международный семинар по струйным, отрывным я нестационарным течениям, 24-28 нюня 2002 г. .Санкт-Петербург, Россия.; Euromech 440. Aerodynamics and TermocbemUtry of High-Speed Flows, 2002. Marsrille; The Fifth Workshop on MagnetopJasma Aerodynamics for Aerospace Applications, 2003. ИВТАН, Москва; XVIII Международная конференция "Воздействие интенсивных потоков энергии па вещество", 1-6 марта 2003 г., п. Эльбрус, Россия; IV РосснЯский семинар "Современные средства диагностики плазмы и их применение для контроля

веществ н окружающей среды". Москва, МИФИ, 13-14 ноября 2003 г. 39th А1АА/ASME/SАЕ/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibition, 2003.; 30th EPS Conference on Controlled Fusion and Plasma Physics, 2003.; 41th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibition, January 5-9, 2003 in Reno, USA.; The 24th International Symposium on Shock Waves, July 20-25,2003, Beijing, China.; Научно-координационное совещание-симпозиум "Проблемы физики ультракоротких процессов в сильнонеравновесных средах "15-22 августа 2003; 42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, Nevada, 2004.; XXVIII Академические Чтения по Космонавтике, январь-февраль 2004 г., Москва; Energy and Matter Interaction March 1st - March 6th, 2005 in Elbrus, Russia; 15th International Conference on MHD Energy Conversion and 6th Workshop on Magnetoplasma Aerodynamics for Aerospace Applications (May 24th - May 27th, 2005 in Moscow, Russia; XIX международная конференция уравнения состояния вещества. 1-2 марта 2004 г., п. Эльбрус, Россия; ХХХП Звеиигородская конференция по физике плазмы и УТС 14-18 февраля, 2003; 43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 2005. Reno, Nevada, USA; II международная научно-техническая конференция "Авиадвигатели XXI века", 6-9 декабря 2005, Москва; 44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 2006. Reno, Nevada, USA; First Annual EUROPEAN Conference for AEROSPACE Sciences (EU-CAS), 4-7 июля, 2005, г.Москва.

1.7 Публикации

Основные результаты вошедшие в диссертации опубликованы в 27 печатных работах, список которых приведен в конце автореферата

1.8 Структура диссертации

Диссертация состоит из пяти глав. Список цитируемой литературы включает в себя 105 названий. Общий объем диссертации - 121 страница, работа содержит 69 рисунков.

2 Содержание работы 2.1 Введение

Во введеяии обоснована актуальность проводимых исследований, описано состояние исследований по управлению обтеканием с помощью плазмы газового разряда на текущий момент, сформулированы цели работы и положения, выносимые на защиту.

2.2 Вторая глава. Гиперзвуковые течения

сильнонеравновесной плазмы

Вторая глава посвящена изучению влияния аномального тлеющего разряда на структуру ударных волн при низких температурах (Г — 20К) и низких давлениях набегающего потока (Р = 5 * 10~3 торр).

Б таких условиях релаксация энергии из внутренних степеней свободы газа замедлена, а основными каналами вложения энергии валяются ионизация н диссоциация газа в разряде, вследствие чего ожидалось, что различные негермичеекие механизмы воздействия плазмы на поток могут выйти на первые план.

Эксперименты проводились на вакуумной трубе. Благодаря тому, что исследования проводились в стационарном режиме, стало возможным проведение измерения, требующих из-за низков интенсивности сигнала режима накопления, в частности, разрешенных колебательно-вращательных спектров молекул, я, кроме того, упрощалась интерпретация полученных денных.

Гиперзвуковой поток формировался при расширении рабочего газа из форкамеры в рабочую через коническое сопло. Расчетные режим соответствовал числу Маха М — 8.2. Расход газа равнялся примерно 0.5 г/с. Диаметр критического сечения сопла составлял 4 мм, а диаметр выходного сечения - 80 мм. При данных давлениях следует учитывать появляющийся л сопле пограничный слоя, толщина которого при данных условиях составляет и выходном сечении сопла около 12 мм, вследствие чего изоэнтропнческое ядро потока было меньше выходного сечения и равнялось 55 мм. Перепад давления между форкамерой и рабочей камерой регулировался натекателем и составлял 20 - 40 торр. Величина перепада измерялась с помощью Ц-образного манометра. Давление в камере и основном объеме вакуумное трубы измерялось с помощью термопарных ламп ЛТ-2 с вакуумметром ВИТЛ

Ударная

поток. М = ¿.2

Рис. X: Схема эксперимента.

Схема эксперимента представлена на рис.1. В сверхзвуковой поток газа с числом

9

Маха М — 8.2 помещалась модель, перед которой образовывалась отошедшая ударная волна. Давление до и после ударной волны равнялось 5- Ю"3 торр н 0.4 торр соответственно. Температура потока до ударной волны составляла 19 К. Температура за ударной волной была равна комнатной.

Модель представляла собой цилиндр из диэлектрического материала (капролона), который располагался торцом к потоку. Высоковольтный электрод был выполнен в виде металлической вставки в модель. Благодаря отверстию во вставке, представляющему собой трубку полных напоров, можно было контролировать давление за ударной волной. Длина и ширина диэлектрического цилиндра составляли 150 мм и 40 мм соответственно. Между металлической вставкой и соплом зажигался аномальный тлеющий разряд. На вставку подавалось высокое напряжение положительной либо отрицательной полярности. Сопло служило земляным электродом. Внешний диаметр области высоковольтного электрода, с которой происходил разряд, равнялся 5 мы, а диаметр отверстия составлял 2 мм. Разряд происходил в режиме аномального тлеющего разряда: в условиях эксперимента плотность тока составляла 1 - 150 мА, что превышает нормальную плотность яа 2 • 4 порядка.

Основная проблема при проведении эксперимента состояла в стабилизации разряда- При больших токах разряд переходил в дуговую форму, что приводило к разрушению материала модели. При этом небольшое изменение конфигурация разряда, в частности, плотность прилегания диэлектрика к высоковольтному электроду и степень сохранности материала катода, оказывало катастрофическое воздействие на развитие разряда. Так, например, в ряде экспериментов при токах не превышающих 10 - 15 мА, был зафиксирован переход в режим разряда с полым катодом.

Была также проведена серия экспериментов, в которой непосредственно веред моделью ставилась игла из вольфрама с диаметром около 1 мм.

Для получения разрешенных спектров в различных точках пространства в экспериментах использовались спектроскопическая система, позволяющая снимать разрешенный колебательно-вращательный спектр излучения плазмы. Свег от источника излучения фокусировался линзой с фокусным расстоянием Р = 4.6 см яа кварцевый световод. С помощью световода излучение подводилось к монохроматору. Была проведена абсолютная калибровка системы "мовохроматор + фотоэлектронный умножитель + световод".

Было выявлено уменьшение давления полного напора за ударной волной вплоть до 12%. Обнаружилось, что влияние разряда начинает проявляться при токах порядка 50 шА, при этом мощность, рассеиваемая в плазме, достигала 150^300 Вт. Следует заметить, что эффект носил скачкообразный характер.

Вольт-амперная характеристика разряда при больших токах была падающей, что является следствием развития термоионизациониой неустойчивости и перехода

■ режим, близкий к дуговому. Кок известно, при переходе разряда в дуговой режим начинается интенсивный разогрев газа. Таким образом, можно сделать предположение, что падение давления за ударной волной вызвано нагревом газа разрядом.

Наблюдался также режим, при котором разряд не переходил ш аномального тлеющего в дуговую форму. В этом режиме для больших мощностей разряда также было зафиксировало изменение давление полного напора за ударной волной. Вольт^амперная характеристика свидетельствует, что мы находились в режиме аномального тлеющего разряда во всей области параметров.

В условиях эксперимента в втщимом диапазоне спектра набляодалнсь алектронно-колебательные спектры, соответствующве переходам второй положительной системы молекулы азота С3!!, —г В3П, и первой отрицательной системы иона молекулы азота Х1^. Были измерены поля распределения по пространству абсолютных нитейсивностей 0-0 переходов 2+ н 1" систем.

Характерной особенностью плазмы разряда является преобладание излучения 1~ системы над излучением 2+ системы, что служит косвенным признаком наличия а плазме высоких приведенных полей.

Зная отношение интенсивяосгей излучения каких-либо двух полос, соответствующих разным электронным переходам, и зависимость сечения их возбуждения от энергии, можно найти энергию электронов, а, проведя абсолютные измерения интенсявностей и плотности газа, можно найти концентрацию здектронов. Подробное описание данной методики приведено в [1[

Обращает иа себя внимание сильная неоднородность разряда: на оси симметрии платность электронов на порядок больше, чем на периферии. Даже если мы учтем, что на оси выше плотность газа и электрическое ноле, это не сможет объяснить данное различие. Дело в том, что диаметр отверстия в металлической вставке превышает длину пробега электронов, и, как следствие, возникает разряд с полым катодом. При таком типе разряда электроны разгоняются вблизи катода до больших энергий и возникает разряд, напоминающий пучковый разряд.

По полученным разрешенным колебательно-вращательным спектрам излучения плазмы восстанавливалась вращательная температура потока. Диагностика велась по первой отрицательной системе иона молекулы азота, так как излучение других систем, в частности второй положительной системы молекулы азота, было значительно слабее.

Для расчета температуры, кроме относительных интеисивиостей колебательно-вращательных перехода®, необходимо знать матрицу вероятностей вращательных переходов при возбуждении электронным ударом. Обычно предполагают, что для столкновений с участием быстрых электронов вероятности переходов соответствуют факторам Хенля-Лондона для возбуждения фотоном и не зависят от энергии электронов. Однако, при столкновении электрон передает анергию молекуле

настолько быстро, что положение ядер молекул ке изменяется. Из-за этого импульс электрона вначале передается электронной оболочке молекулы и лишь потом распределяется между »лектроввой в вращательной степенями свободы [2]. В ваших условиях анергия электронов плазмы была довольно высокой (до 70 эВ), скорее более характерной для вторичных электронов электронного пучка. Из-за этого при определении заселенности возбужденного электронно-колебательного состояния молекулы было необходимо учитывать переходы с |AJ|, большим единицы. Как показано в работе И, при возбуждении AV(#3Eí(i/,A")) состояния азота вероятности таких переходов сравнимы по величине с переходами |AJ| —1, Матрица вероятностей переходов была взята из работы {3].

Была получена зависимость температуры потока газа до и после ударной волны от мощности разряда. В обеих точках было зафиксировало повышение ■температуры. При мощности разряда л. 70 Вт температура до ударной волны возрастала примерно на 30%, а за ударной волной - на 10%.

В ряде »ксперимеятов как дня воздуха, так я для СО] наблюдалась неустойчивость ударной волны, т.е. скачкообразное хвазнпериодическое изменение eí положения и формы.

Итак, влияяпе разряда на параметры обгекаяия начинает проявляться только при энергиях, сравнимых с энергетикой потока. Кроме того, наблкщается коррелицня между изменением давления и температуры. Таким образом, уже на основании измерений основных параметров штока, без детального численного моделирования процессов кинетики и поведения заряженных частиц плазмы, можно сделать предположение о том, что наблюдаемые эффекты вызваны нагревом газа разрядом.

Перед ударной волной, в условиях малой плотности газа (Ю-* торр) н низкой температуры потока (20 К) энергия, запасенная во внутренних степенях свободы "замораживается", и релаксация возбужденных внутренних степеней свободы rasa в поступательную энергию не происходит, что, как следствие, создает высокую степень неравновесности по поступательным, вращательным колебательным н электронным степеням свобода.

Интересно отметит», что даже в таких условиях, когда влияние энергии внутренних степеней свободы газа минимально, и, казалось бы, на первый план должны были бы выйти эффекты, связанные с наличием заряженных частиц, изменение картины обтекания модели обеспечивается, в основном, за счет термического нагрева.

В экспериментах наблюдались довольно большие напряженности электрического поля. При таких Е/п основная часть энергии вдет в электронные степени свободы, диссоциацию я ионизацию. В колебательные степени свободы при этом идет около 10%, а в поступательные же пренебрежимо мало. Таким образом можно считать, что нагрев газа происходит ие за счет непосредственного возбуждения разрядом поступательных степеней свободы, в связи с чем возникает вопрос о механизме

нагрева газа.

2.3 Третья глава. Численное моделирование обтекания тел разреженным гиперзвуковым потоком газа с возбужденными внутренними степенями свободы

В данной части работы было проведено численное моделирование гиперзвукового пламенного потока вокруг цн.?тэдр&. Расчеты были прогаедены и осеснымегрнчной двумерной постановке. Проанализированы режимы с независимым варьированием анергии внутренних степеней свободы газа в гиперзвуковом потоке. Была использована численная схема МахКормака с коррекцией потоков. Уравнения для компонент, уравнения сохранения массы, импульса и Энергии могут быть записаны в виде:

А + (ри)г + - О

С<™)| + (ри1 + р)х + (р1ю)„ ~ О

(М* + (Р*>3 + Р), + х = О

ег + ((« + р)«Ь + ((е + р)и), = З^иь

(с<р)1 + (с^ра), + (<у>и), = 0, 1 = 1,п

В модель была включена численная модель, учитывающая колебательное возбуждение и обмен энергией в потоке N3-0] плазмы.

Для описании релаксации молекулярных компонент были включены в рассмотрениеодноквантовые КТ, У У -обмены, рекомбинация, приводящая к потоку молекул на верхние энергетические уровни.

Было «делало предположение, что рекомбинация атомарного азота происходит на уровень = 4в состояния и на уровень в отношении их статвесов 1:3.

Константа скорости рекомбинации была взята в форме:

кг„ = 0.25 - к'т = 0.25 .8.27 • 10"мехр[^|.

В этих уравнениях и - константы скорости еУ , УТ и УУ —

обменов, соответственно. Эти константы были взяты в соответствии с 88Н-теорией [4). Константа скорости колебательного возбуждения первого уровня бралась из экспериментальных данных |5]. Скорости еУ - процессов были взяты в соответствии с работой |б].

Аналогичные уравнении использовались для описания релаксации кислорода и обменов в азото-кислородной смеси.

Коистапты скорости химических реакция в при неравновесном возбуждении могут значительно отличаться от равновесных значений. Учет данного эффекта проводился в рамках приближения внброиных термов [7].

14-

12-

10-

8-

% 6-

i1

4-

2-

0-

■ Эксперимент — Численная модель

100

W, Вт

200

Рис. 2: Сравнение рассчитанных и измеренных давлений полного напора на оси симметрия патока в зависимости от величины энерговклад» в разряд.

Предполагалось, что диссоциация газа на выходе из зоны возбуждения разрядом находится в равновесии с колебательным возбуждением газа. Показано, что энерговыделение за фронтом ударной волны приводит к перестройке картины течения.

Релаксация колебательного возбуждения в основном происходит в процессе 1

ЛГ,(и) + 0 = — 1) + 0 (I)

наиболее эффективного в данном диапазоне температур. Из расчета хороню ввдно снижение скорости колебательной релаксации азота при уменьшении концентрации в смеси атомарного кислорода. В свою очередь, концентрация атомарного кислорода контролируется колебательной температурой О] н напрямую зависит от значения колебательной температуры азота. При этом в системе реализуется своеобразная обратная связь по колебательной энергии, когда скорость релаксации энергии резко снижается с уменьшением величины возбуждения.

На рис. 2 приведено сравнение рассчитанных и измеренных давлений полного напора на оси симметрии потока в зависимости от величины энерговклада в разряд.

Получено хорошее совпадение измеренных н рассчитанных данных. Таким образом, расчет подтверждает предположение о тепловой природе взаимодействия плазмы с ударной волной.

Были проведены расчеты изменения обтекания при различных размерах зоны эиерговцделения. При уменьшении толщины возмущенного слоя резко уменьшаются затраты ввергни на его формирование, В то же время качественно картина обтекания остается такой же, как и в предыдущем случае. Снижение величины давления на оси симметрии тела также меняется незначительно по сравнению с предыдущим случаем: 23% по сравнению с 34%. При этом затраты энергии на формирование такого слоя уменьшаются практически на два порядка. Очевидно, что такой алгоритм формирования возмущенной зоны перед телом дает возможность широкого управления характеристиками гиперзвукового обтекания при минимальных энергозатратах.

2.4 Четвертая глава. 'Управление отрывом пограничного слоя с помощью скользящего наносекундного разряда

В четвертой главе получены экспериментальные данные по влиянию импульсного наносекундного разряда на отрывные течения при скоростях от 10 до 110 м/с для профилей с хорцой от 0,1 до 0,5 м для различных конфигураций электродов, частоты повторения высоковольтных импульсов, напряжения на разрядном промежутке и углов атаки. Исследована динамика распространения разряда вдоль поверхности, получены дополнительные скорости, создаваемые актуатором, проанализировано изменение пограничного слоя.

2.4.1 Развитие скользящего разряда вдоль поверхности

Динамика развития скользящего разряда вдоль поверхности исследовалась методом эмисионной спектроскопии. В экспериментах использовалась ICCO камера La Vision PicoStar HR-12.

Были получены фотографии развития наносекундного импульсного разряда вдоль поверхности с ианосекундвым временным разрешением. Сдвиг яо времени мг меду соседними кедрами составлял 0.5 не, время выдержки также равнялось 0.5 не. Были подучены скорости распространения стримеров вдоль поверхности, однородность разряда и степень заполнения объема плазмой. Было получено, что в течение одного высоковольтного импульса стартует 2 страмерные вспышки.

Распространение разреда может быть условно разбито на три стадии. Вначале стримеры стартуют с кромки верхнего электрода и движутся вдоль поверхности над нижним электродом, достигая его края за время 4 не. Основное отличие распространения стримера вдоль поверхности от развития стримера в свободном пространстве заключается в отсутствии сильно выраженной головки.

Затем стримерная вспышка выходит за пределы нижнего электрода и скорости становятся гораздо меньше (0-3 мм/нс). Данная стадия занимает 7 не. Затем стримеры стартуют с противоположной кромки верхнего электрода. Через 6 не после этого стартует вторая стримерная вспышка. В целом, она похожа на первую, однако интенсивность излучения несколько меньше.

Было получено значение добавочной скорости создаваемой плазменным ахтуатором в зависимости от частоты повторения импульсов. Скорость измерялась с помощью дымовой визуализации. Как известно, частицы дыма при попадании в область разряда приобретают заряд и ускоряются в поле, поэтому эксперимент проводился таким образом, чтобы исключить попадание дыма в область плазмы. Максимальное значение дополнительной скорости было меньше 0.3 м/с, таким образом, можно заключить, что такой тип разряда в среднем не вкладывает заметной дополнительной скорости в окружающий газ. Это можно объяснить тем, что сразу же после первой примерной вспышки, заряжающей поверхность, стартует вторая вспышка. Эта вспышка имеет противоположную полярность н ускоряет газ в другую сторону.

2.4.2 Дозвуковая аэродинамический труба МФТИ

Для экспериментального изучения изменения давления вдоль профиля модели за счет влияния плазменного актуаздра использовался аэродинамический дозвуковой канал, работающий в диапазоне скоростей V — 20-110 м/с и статическом давлении набегающего потока 700-760 торр. Сечение рабочей части канала было квздратным и составляло 15x15 см. Перепад давлений создавался вентилятором высокого давления с потребляемой мощностью 21 кВт и максимальным перепадом давления 8 кПа.

На поверхности модели устанавливалась система актуасторов, создающих одну либо несколько областей яераваовесвой плазмы. К электродам прикладывался высокий потенциал различной полярности. Суммарная толщина диэлектрического слоя (фторопласта) составляла 0.5 мм. Использовался скользящий наносекундеый разряд с частотой / — 0.1 - 10 кГц. Потребляемая мощность составляла Р ~ 0.3 -10 Вт для одной электродной пары (одного актуатора)

Распределение давления вдоль модели восстанавливалось с помощью системы датчиков дифференциального давления.

2.4.3 Влияние скользящего разряда на обтекание модели с хордой 0.1 и потоком газа

Были выполнены экспериментальные исследования перераспределения давления вдоль кормы крыла и диапазоне скоростей набегающего потока 30-110 м/с. Б экспериментах использовались довольно короткие импульсы. Бремя возрастания импульса составляло 2 не, ширина импульса на полувысоте - 12 ис, время спада

равнялось 3 пс.

Такие короткие импульсы имеют ряд дополнительных преимуществ. Как было показано выше, в случае наносекувдного разряда стрнмериые вспышки стартуют с электрода одновременно, а не по отдельности, как бывает, например, в случае радиочастотного или ОВО разряда. Т^кое совместное действие обеспечивает более эффективное влияние на окружающий газ.

40-,

30-

120 н

аз и

8 юн

о-

"■ч— 0.1

г-П— 10

Частота, кГц

Рис. 3: Зависимость подъемной силы от частоты повторения импульсов для различных углов атаки, и — 25 кВ; V — 86 м/с.

Было проведено исследование влияния разряда на перераспределение давления около профиля НАСА-0015. Влияние разряда наблюдалось во всем диапазоне изученных скоростей (20-110 м/с). На рис. 3 и 4 представлены результаты для скорости набегающего потока 86 м/с и 110 м/с соответственно.

Влияние разряда наблюдалось только для углов больших, чем угол срыва потока, что коррелирует с предположением, что основной механизм влияния разряда -турбулнзация потока в зоне пограничного слоя.

В наших условиях мощности разряда (до 10 Вт) было недостаточно для того, чтобы заметно нагреть быстро движущийся внешний поток. Таким образом, можно сделать вывод о вегермнческом воздействии плазмы.

Максимальное углу отрыва.

перераспределение давления наблквдалось при углах, близких к

40-.

^ 30-

'З 20-

I

8 ю-|

I

0-

£

■-л— 0.1

-п— 10

Частота, кГц

Ряс. 4: Зависимость подъемной силы от частоты повторения импульсов для различных углов атаки. II — 25 хВ; V — 110 м/с.

Для верификации возможных механизмов влияния плазмы была исследовав» другая геометрия электродов. В этом варианте электроды были расположены параллельно основному потоку, и, таким образом, стримеры распространялись перпендикулярно потоку. Была получена примерно такая же эффективность влияния плазмы, как и в случае "обычного" расположения электродов. Можно заключить, что влияние разряда не может быть объяснено только ускорением газа п зоне разряда. Возможный механизм - формирование трехмерных вихрей в пограничном слое и турбулиэация потока.

Была изучена зависимость перераспределения профиля давлений от частоты повторения импульсов. Максимальное влияние разряда наблюдалось при частотах порядка 1 кГц. С другой стороны, с точки зрения эффективности, разряд с частотой 0.1 кГц гораздо более выгоден. Энергия, вкладываемая в разряд при частоте 0.1 кГц, равна примерно 0.3 Вт, тогда как для частоты 1 кГц она в 10 раз больше (3 Вт).

Оптимальная частота демонстрирует слабую зависимость от скорости потока в диапазоне чисел Маха от 0.06 до 0.3.

Была исследовано влияние напряжения, приложенного к разрядному промежутку, на эффективность управления потоком. Подученные даииые свидетельствуют, что в исследованном диапазоне изменение давления пропорционально приложенному напряжению.

Было выяснено, что максимальный эффект достигается при установке электродов таким образом, чтобы зола разряда соответствовала застойной зоне набегающего потока. Установка электродов у задаей кромки модели не оказывает какого-либо влияния. Данные факты подтверждают предположение о турбулентном механизме воздействия разряда.

2.4.4 Дозвуковая аэродинамическая труба ИТПМ

Эксперименты проводились в дозвуковой аэродинамической трубе с низкой степенью турбулентности новосибирского института теоретической и прикладной механики. Сечение рабочей камеры составляло 1 м х 1 м, длина рабочей камеры - 3 м, В экспериментах скорость потока варьировалась от 10 до 30 м/с. Исследования проводились в постоянном режиме. Степень турбулентности потока была мала, Tu — 0.04%, что облегчает обобщение полученных данных на условия полета реальных летательных аппаратов.

В экспериментах использовались 2 модели. Первая представляла собой суперкритический профиль CAST lO-2/DOA 2 с хордой 10 ем. В качестве второй модели использовался аэродинамический профиль С16 с относительной толщиной 16 %■ Длина хорды профиля составляла 0.9 м, размах -1м.

В экспериментах использовался описанный ранее генератор ГИН-100. Использовалось два режима работы генератора: постоянный, при котором импульсы высокого напряжения подавались на разрядный промежуток со строго определенной частотой н цуговый режим, когда импульсы подавались сериями. Число импульсов в одной серии варьировалось от 1 до 100, при частоте следования 1D0 кГц, расстояние между сериями импульсов составляло 1 -100 мс. В связи со сложностью подведения напряжения непосредственно к модели от 150-омной выходной линии генератора, использовались 2 вспомогательных 75-омных кабеля.

В экспериментах с профилем CAST lO-2/DOA 2 использовалась система с "зубчатым" расположением электродов, аналогичная описанной выше.

При экспериментах с профилем С16 применялась система электродов, использовавшаяся ранее в ИТПМ в экспериментах с микросекундным разрядом. Это облегчало дальнейшее сравнение данных полученных с использованием различных типов разрядов - микросекундного в наносехуядного.

Для получения картины течения потока использовалась визуализация с помощью

нитей. В зоне отрыва потока было закреплено 4 ряда нитей с расстояниями между рядами около 8 см. Изображение фиксировалось с помощью черно-белой видеокамеры, установленной внутри аэродинамического канала.

2.4.5 Экспериментальные результаты по управлению отрывом пограничного слоя при низком начальном уровне турбулентности

Было исследовано влияние скользящего разряда на обтекание модели с хордой 0.1 м потоком газа. Основной целью данной серии экспериментов являлась проверка наличия влияния разряда при низкой степени турбулентности потока и определение степени влияния стенок аэродинамического канала на обтекание модели.

Были проведено изучение изменения профиля давления вдоль поверхности модели при включении разряда для скоростей 20 м/с, 30 м/с и 40 м/с.

Управление отрывом потока наблюдалось в следующих диапазонах углов атак»:

• Для V - 20 м/с - до а — 17°

• Для V — 30 м/с - до а — 19^

• Для V — 40 м/с - до о: — 2СР

Наиболее эффективные частоты для различных углов атаки и скоростей лежали в диапазоне 200 - 1000 Гц.

Для скорости потока 20 м/с угол отрыва потока был равен 13,5°. В экспериментах не наблюдалось существенного перераспределения потока при включении разряда для углов меньших угла отрыва. Было обнаружено, что наиболее эффективная частота зависит от угла атаки и скорости потока. Для угла 13.5° наибольшее влияние оказывала частота 0.5 кГц, тогда как для угла атаки 17° она возрастала до 0.2 кГц.

С увеличением скорости потока диапазон углов, в котором наблюдалось заметное влияние разряда на обтекалие, расширился. Для скорости 30 м/с существенное изменение обтекания наблюдалось до 19" , при этом влияние разряда сохранялось н при углах атаки до 23°, становясь, однако, слабее. Диапазон эффективных частот также составлял 0.2 • 0.5 кГц.

Было проведено сравнение между данными, полученными в аэродинамических каналах МФТИ я ИГОМ. Основное отличие профилей давления наблкдается в зоне передней кромки профиля.

Было проведено изучение влияния скользящего разряда на обтекание модели с хорцой 0.5 м потоком газа.

Эксперименты проводились в обычном режиме работы генератора, с постоянной частотой, и в так называемом "цуговом" режиме. Частота повторения в цуге составляла 10 - 1000 Гц. Число импульсов в одном цуге варьировалось от 1 до 100 таким образом, что средняя мощность разряда оставалась постоянной в различных

экспериментах. Do всех пуговых режимах средняя мощность составляла 25 Вт. Следует учесть, что частота 100 кГц соответствует временя lO/t», что мевыпе лмбьпс макроскопических гидродинамических времет.

Были получены зависимости коэффициента сопротивления, подъемной силы в аэродинамического качества от частоты для режимов с постоянной во времени частотой повторения импульсов. Прн варьировании частоты пропорционально изменялась и средняя энергия разряда. Для мощности разряда 100 Гц мощность, рассеиваемая в промежутке, составляла около 2.5 Вт (КПД генератора составлял не менее 65%, таким образом суммарное потребление составляло 4 Вт), тогда как для частоты 10 кГц средняя энергия равнялась, соответственно, 250 Вт. Таким образом, средняя мощность разряда прн изменении частоты в изученном диапазоне меняется на .два порядка величины. Диапазон частот С — 500 - 2000 Гц демонстрирует оптимальную эффективность с точка зрения аэродинамического качества. Бфло зафиксировано небольшое увеличение коэффициента сопротивления с увеличением частоты разряда, что является следствием турбулизадии пограничного слоя и неполного присоединения потока.

В луговом режиме проявлялось сильное влияние разряда в районе низких частот 100-200 Гц. В этом диапазоне иаблиэдалось падение коэффициента сопротивления до 45%, увеличение подъемной силы на 30 % н возрастание аэродинамического качества более чем в 2.2 раза по сравнению с неьозмущенным потоком. Диапазон частот, соответствующий максимальной эффективности с точки зрения аэродинамического качества, отличается от диапазона с максимальной подъемной силой. Было обнаружено, что для путового режима существует область параметров, эффективная в широком диапазоне углов атаки и скоростей.

Список литературы

[1] Pancbeshnyi S.V., Starikovskaia S.M., Starikovslil A.Yu. Measurements of rate constants of tbe jVj^n.,^ = 0) and NfiB^.v - 0) deactivation by ЛЬ , Ot, Hi, COi and ЩО molecules in afterglow of tbe nanosecond discharge. Chemical Physics Letters 294, p.523-527, 25 September 1998

[2} Лавров Б.П. Электронно-вращательные спектры двухатомных молекул я дагносгака неравновесной плазмы.

[3J Сухинин Г.И., Шарафу-гдинов Р.Г. ЖТФ, 1983. Т.53. №.2. с. 333-339

[4) G.D. Billing, E.R. Fisher. //Chem.Phys. 1979. V.43. Р.395.

[5] И.В. Кочетов, В.Г. Певгов, Л.С, Полак и др.// Плазмсжнмические реакции под ред. Л.С.Полака. Москва, 1979. с.28.

|6| В.Д. Русанов, A.A. Фридман. //Физика химически активной плазмы. Москва, Наука. 1934. Р.123.

[7} A-M.LashLn, A.Yu .S tarikovskil. 26th Symp. (Int.) on Combustion. Napoll, 1S&6. R,54-077.

3 Выводы

• Изучено влияние аномального тлеющего разряда на параметры сверхзвукового о&гекания тел (М <■» 9) при малых температурах (Т — 20 К) и давлениях (Р = ICI"5 — 10"3 торр) и взбегающего потока для различной формы электродов высокого напряжения. Выявлено, что влияние на ноток проявляется только при мощностях разряда, сравнимых с энергетикой потока. Обнаружена корреляция между изменением температуры таза до и после ударной волны и изменением давления полного напора за ударной волной. Получены поля распределения энергии и концентрации электронов плазмы по пространству.

• Построена численная схема, позволяющая описывать обтекание тела гиперзвуковым потоком газа с возбужденными внутренними степенями свободы в условиях эксперимента. Моделирование показало, что в условиях эксперимента за ударной волной успевает произойти релвзсса!доя энергии, запасенной в колебательных степенях свободы, в поступательные степени свободы. Показало, что релаксация идет в основном за счет столкновений возбужденных молекул азота с атомарным кислородом.

• На основе анализа экспериментальных данных и результатов численного моделирования сделал вывод о том, что основным механизмом воздействия разряда на распространение ударной волны в условиях данного эксперимента является нагрев газа за счет релаксации энергии, запасенной во внутренних степенях свободы.

• Исследовано влияние импульсного налосекундного разряда иа изменение обтекания аэродинамических профилей в режиме срыва потока в широком диапазоне скоростей (20-110 м/с). Впервые подучено управление режимом обтекания аэродинамических профилей разрядом на скоростях потока до 110 и/с при малой мощности разряда (менее 0.5 Вт/см).

• Получена картина распространения импульсного скользящего налосекундного разряда при больших перенапряжениях 600 хВ/см) с наносехундным разрешением. Показано, что стримеры стартуют с кромки верхнего электрода одновременно. Полярность верхнего электрода не оказывает существенного влияния на скорости распространения разряда.

• Показано, что возможно изменение режима обтекапия при пулевой средней добавочной скорости потока, создаваемой разрядом. Исследовано влияние конфигурация электродов и полярности разряда. Показало, что в изученном диапазоне параметров полярность разряда не оказывает существенного влиявия на эффективность управления обтеканием.

• Обнаружено, что зависимость эффективности влияния разряда от частоты следования импульсов имеет максимум в диапазоне 0.5 - 2 кГц, при этом увеличение отношения подъемной силы к силе сопротивления составляет более Двух раз.

• На основе анализа полученных экспериментальных данных сделан вывод о том, что основным механизмом влияния разряда в изученном диапазоне параметров является турбулизация пограничного слоя.

• Разработана методика управления отрывом пограничного слоя с помощью неравновесной плазмы наносекундяого импульсного разряда.

4 Список основных публикаций

1. I.N. Zavialov, D. Ronpaasov, and A. Starikovskii S. Saddonghi Boundary Layer Separation Plasma Control Using Low-Temperature Non-Equilibrinra Plasma of Gas Discharge, //44-rd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 2005. Reno, Nevada, USA, paper AIAA 2006-373, 2006.

2. Хорувженко В.И., Рупасов Д.В., Стариковский А.Ю. Hypersonic Flow Control by Low Temperature Nonequi]ibrium Gas Discbarge, //11th AIAA/AAAF International Conference Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies, 2002. AIAA 20025186.

3. Хорувженко В.И., Рупасов Д. В., Стариковский А.Ю. Hypersonic Flow and Stock Wave Structure Control by Low Temperature Nonequilibrium Plasma of Gas Discharge. //38th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibition, 2002. AIAA 2002-3568.

4. V.I. Khorunzhenko, D.V. Roupassov, S.M. Starikovskala, A.Yu. Starikovskii Hypersonic Shock Wave - Low Temperature Nonequilibrinm Interaction. //39th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, 2003. AIAA Paper AIAA2003-5048.

5. Д.Ф. Опаиц, Д.В. Рупасов, C.M. Стариковская, А.Ю. Стариковский Shock Wave Interaction With Nonequllibrimn Plasma of Gas Discbarge. //42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, Nevada, 2004. AIAA Paper AIAA20M-1023.

6. Anikin N.B., Mintoussov El., Pancbeshnyi S.V., Roupassov D.V., Sych V.E., Starikovskii A.Yu. Nonequillbrium Plasma and Its Applications for Combustion and Hy-

personic Flow Control //AIAA Paper 2003 -1053,41th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibition, Jannary 6-9, 2003 In Reno, USA.

7. D.F. Op aits, D.V. Roupassov, S.M. StarikovEbaia, A.Yu. StaiikovsMi, I.N.Zavialov, S.G.Saddoughl Plasma Control of Boundary Layer Using Low-Temperature Non-equilibrium Plasma of Gas Discharge. //43-rd AIAA Aerospace Sciences Meeting and ЕхМШ, 2005, Reno, Nevada, USA, paper AIAA 2005-1180,2005.

8. E.M. Аногаш, Д. В. Рупасов, В. И. Хорупженхо, А.Ю. Стариковский Исследование неравновесных процессов в сильных ударных волнах //XXVIII Академические Чтения по Космонавтике, ¡тварь-февраль 2004 г., Москва.

9. Zavialov I.N., Opaits D.F., Roupassov D.V., Starikovskii A.Yu, Saddoughi S.G. Bonndaiy Layer Control for NACA-0015 Airfoil in Subsonic Regime //15th International Conference oo MHD Energy Conversion and 6th Workshop on Magnetoplasma Aerodynamics for Aerospace Applications (May 24th - May 27tb, 2005 in Moscow, Russia).

10. Zavyalov I.N., Roupassov D.V., Start kovsldi A.Yu., Saddoughi S.G. Boundary Layer Control by Gas Discharge Plasma// First Annual EUROPEAN Conference for AEROSPACE Sciences (EUCAS), 4-7 июля, 2005, г.Москва.

11. VJ. Khorunzbenko, D.V, Roupassov, S.M. Starikovskala, A.Yu. Starikovskii Shock Wave Propagation Through the tiou-eqnilibriura Plasma, //30th EPS Conference on Controlled Fusion and Plasma Physics, 2003.

12. Рупасов Д.В., Стариковский А.Ю. Гиперзвумвое обтекание тел сильнонеравновесной плазмой газового разряда. //Тезисы XVI] Международной Конференции Уравнения Состояния Вещества. 1-2 марта 2002 г., п. Эльбрус, Россия. С.70.

13. Khorunibenko V.I., Roupassov D.V., Starikovskii A.Yu. Hypersonic Flow and Shock Wave Structure Control by Low Temperature Nonequffibriura Plasma of Gas Discharge. //The Fourth Workshop cm Magneto- and Plasma Aerodynamics For Aerospace Applications. 9-11 April 2002. Moscow. Institute of High Temperatures. P.32.

14. Py пасов Д.В., Стариковский АЛО. Исследование обтекания тел слльнонеравновесноя плазмой тлеющего разряда при гиперзвуковых скоростях потока, //IV Международная Конференция по неравновесным процессам в соплах н струях (NPNJ-2002) / XIX Международный семинар по струйным, отрывным и нестационарным течениям. 24-28 июня 2002 г., Санкт-Петербург, Россия. Тезисы докладов, С.378,

15. Рупасов Д.В., Стариковский А.Ю. Измерение поступательной температуры ультрахолодного гиперзвукового плазменного потока по разрешенной вращательной структуре первой отрицательной системы иона азота. //Тезисы XI Всероссийской конференция по физике газового разряда июнь 2002 г., Рязань, Россия, Часть 2. С ,24.

1В, Хорунжекко В.И., Рупасов Д.В., Стариковский АЛО, Hypersonic Flow and Shock Wave Structure Control by Low Temperature. //Etiromech 440. Aerodynamics

and Termochemistry of High-Speed Flows, 2002. Marseille, pp. 91-92.

17. Хорунженко В.И., Рул асов Д.В., Стариковский А.Ю. Hypersonic Flow and Shock Wave Structure Control by Low Temperature Nonequilibriurn Plasma of Gas Discharge. //The Fifth Workshop on Magnetoplasma Aerodynamics for Aerospace Applications, 2003. ИВТАН, Москва.

18. Khomnihenko VX, Roupassov D.V., Starikovskii A.Yu. Shock Wave Propagation in Hypersonic Flow of Low Temperature Nonequilibriurn Plasma. //The 24th International Symposium on Shock Waves, July 20-25,2003, Beijing, China.

19. Рупасов Д.В., Стариковский А.Ю. Измерение поступательной температуры ультралолодного гиперзвукевого плазменного потока по разрешенной вращательной структуре первой отрицательной системы иона азота. //XVIII Международная конференция 'Воздействие интенсивных потоков энергии на вещество", 1-6 марта 2003 г., п. Эльбрус, Россия, С.140.

20. Рупасов Д.В., Стариковский А.Ю., Хорунженко В.И. Динамика эвергообиенов в гиперзвуковом плазменном потоке. //XVIII Международная конференция 'Воздействие интенсивных потоков энергнн па вещество", 1-6 марта 2003 г., н. Эльбрус, Россия. С. 133.

21. V.I. Khornnzhenko, D.V. Roupassov, S.M. Starikovskaia, A.Yu. Starikovskii Shock Wave Propagation Through the Non-equilibrium Plasma. //30th EPS Conference on Controlled Foslon and Plasma Physics, 2003.

22. ДВ. Рупасов, А.Ю. Стариковский, В.И. Хорунженко. Получение характеристик ультрахолодною гиперзвуковою плазменного потока методами эмиссионной спектроскопии. //IV Российский семинар Современные средства диагностики плазмы и их применение для контроля веществ и окружающей среды. Москва, МИФИ, 12-14 ноября 2003 г.

23. Д.В. Рупасов, И.Н. Завьялов, Д.Ф. Опаиц, А.Ю. Стариковский. Контроль режимов до-, транс- и сверхзвуковых течений при помощи низкотемпературной сильнонеравновесной плазмы импульсно-периоднческих иаяосекундных и вч газовых разрядов. //Научная сессия МИФИ-2005, Конференция научно-образовательного центра АФГИР 24 -28 января 2005 г.

24. Завьялов И.Н., Опаиц Д.Ф., Рупасов Д.В., Saddoughi S.G., Стариковский А.Ю. Управление отрывом погракслоя с помощью сильнонеравновесной плазмы в дозвуковом потоке //Труды XX международной конференции воздействие интенсивных потоков энергии на вещество, 1-6 Марта 2005 г. с.46

25. ZaviaJov I.N., Opaits D.F., Roupassov D.V., Starikovskii A.Yu, Saddoughi S.G. Boundary Layer Control for NACA-0015 Airfoil in Subsonic Regime //15th International Conference on MHD Energy Conversion and 6th Workshop on Magnetoplasma Aerodynamics [or Aerospace Applications (May 24th - May 27th, 2005 in Moscow, Russia).

26. И.Н. Завьялов, Д.Ф. Опаиц, ДВ. Рупасов, А.Ю. Стариковский. Изменение точки отрыва погракслоя скользящим наносекуидным разрядом. //XXXII

Звенигородская конференция по физике плазмы и УТС {14-18 февраля, 2003, тезисы докладов, стр. 247, г. Звенигород).

27. И.Н, Завьялов, Д.В. Рун асов, Л.Ю. Стариковские. Управление отрывными режимами течения пограислоя скользящим иаиосекундным разрядом //II международная научно-техническая конференция авиадвигатели XXI века 6-9 декабря 2005, Москва.

Заказ № 972 Тираж: 75 экз.

Типография «11-й ФОРМАТв ИНН 7726330900 115230, Москва, Варшавское ш., 36 (495) 975-78-56 www.autoreferat.ru

1 Введение

1.1 Актуальность исследований.

1.2 Состояние исследований на текущий момент.

1.3 Постановка задачи.

1.4 Научная новизна работы

1.4.1 Основные положения, выносимые на защиту

1.4.2 Научная и практическая ценность работы.

2 Гиперзвуковые течения сильнонеравновесной плазмы

2.1 Экспериментальная установка для изучения гиперзвуковых потоков плазмы.

2.1.1 Вакуумная система.

2.1.2 Система инициирования и контроля разряда в гиперзвуковом потоке

2.1.3 Система диагностики

2.2 Изменение сверхзвукового обтекания при воздействии на гиперзвуковой поток газового разряда.

2.2.1 Измерение давления полного напора за ударной волной.

2.2.2 Влияние зоны энерговыделения на параметры обтекания

2.2.3 Энергия и концентрация электронов плазмы

2.2.4 Распределение электрического поля.

2.2.5 Изменение вращательной температуры потока

2.2.6 Измерение величины отхода ударной волны.

2.2.7 Изменение картины обтекания под действием энерговклада в разряд.

3 Численное моделирование обтекания тел разреженным гиперзвуковым потоком газа с возбужденными внутренними степенями свободы

3.1 Разработка вычислительного алгоритма описания течения плазмы

3.1.1 Моделирование гидродинамики.

3.1.2 Кинетическая схема.

3.2 Результаты моделирования.

3.2.1 Изменение картины обтекания цилиндра в зависимости от степени возбуждения внутренних степеней свободы гиперзвукового потока.

3.2.2 Обтекание цилиндра при различных размерах зоны энерговыделения.

4 Управление отрывом пограничного слоя с помощью скользящего наносекундного разряда

4.1 Развитие скользящего разряда вдоль поверхности.

4.1.1 Экспериментальная установка для изучения развития разряда.

4.1.2 Динамика развития наносекундного скользящего разряда.

4.1.3 Изучение дополнительного импульса, вкладываемого в поток.

4.2 Дозвуковая аэродинамическая труба МФТИ.

4.2.1 Аэродинамический канал.

4.2.2 Система измерения давления вдоль поверхности модели

4.2.3 Система подвода высокого напряжения и инициирования разряда.

4.3 Влияние скользящего разряда на обтекание модели с хордой 0.1 м потоком газа.

4.3.1 Измерение параметров потока и аэродинамических характеристик

4.3.2 Влияние геометрии электродов на параметры обтекания

4.4 Дозвуковая аэродинамическая труба ИТПМ.

4.4.1 Экспериментальная установка

4.4.2 Организация разряда

4.4.3 Система диагностики течения потока.

4.5 Экспериментальные результаты по управлению отрывом пограничного слоя при низком начальном уровне турбулентности

4.5.1 Влияние скользящего разряда на обтекание модели с хордой 0.1 м потоком газа.

4.5.2 Влияние скользящего разряда на обтекание модели с хордой 0.5 и потоком газа.

5 Выводы

СПИСОК РИСУНКОВ

1.1 Актуальность исследований При полетах летательных аппаратов одной из проблем является контроль положения точки отрыва погранслоя на профиле крыла в частности, необходимо избегать отрыва потока, поскольку это оказывает катастрофическое влияние на аэродинамические характеристики профиля. Перспективной задачей является создание устройств, позволяющих быстро изменять положение точки отрыва и таким образом перестраивать структуру потоков около профиля и изменять аэродинамические характеристики. В настоящее время используется два основных способа для изменения структуры потока с помощью различных типов разрядов. Первый из механизмов плазменного контроля обтекания локальный нагрев газа возле поверхности, основанный на изменении температуры и плотности газа в зоне разряда. Для трансзвуковых потоков небольшого вложения добавочной энергии по сравнению с энергетикой основного потока достаточно для смещения слабых ударных волн и, следовательно, существенной перестройки структуры потока. В некоторых случаях можно считать, что такой нагрев эквивалентен изменению формы поверхности тела. Воздействуя на поток импульсным разрядом, мы можем изменить скорость, температуру и давление потока газа из-за ускорепия потока нескомпенсированным зарядом, находящимся в полях с сильными градиентами. Основными достоинствами таких устройств является отсутствие подвижных частей, малое время реакции и высокая надежность. В работах, выполненных по данной тематике, максимальная добавочная скорость потока составляет метры в секунду, что сильно ограничивает использование данного эффекта и ставит вопрос о границах применимости метода, в частности максимальной скорости потока, начиная с которой принципиально нельзя изменить положение точки отрыва. До начала данной работы типичная максимальная скорость потока, на которой удается получить смещение точки отрыва погранслоя равнялась 20 м/с. Основной проблемой является требование одновременного наличия плазмы с достаточно большой концентрацией заряженных частиц для эффективной передачи импульса газу и больших градиентов электрических полей для ускорения ионов. Для минимизации энергозатрат требуется использование электрических разрядов с очень локальным по пространству и малым во времени вкладом энергии. Итак, требуется вложение энергии в определенной точке пограничного слоя, соответствующей точке отрыва при высокой скорости релаксации энергии в разряде и существенной величине нескомненсированного заряда. Наиболее подходящим в этих условиях является импульсный скользящий разряд. До сих пор не существует численной модели, позволяющей корректно описать изменение картины обтекания под действием разряда с асимметричным расположением электродов. Предварительные оценки показывают, что такая модель не может строится в предположении однородного заполнения плазмой поверхности и должна учитывать нескомпенсированный заряд, образующийся при распространении одиночного стримера вдоль поверхности. Как известно, при сверхзвуковых полетах с большими числами Маха основной вклад в сопротивление самолета вносит сопротивление, возникающее за счет образования перед телом ударной волны. Таким образом, если бы удалось уменьшить волновое сопротивление, зажигая разряд перед летящим телом, это дало бы существенную экономию топлива и позволило бы резко увеличить скорость полетов. По этой причине возник интерес к проблеме распространения сильных ударных волн через неравновесную низкотемпературную плазму и кинетики релаксации энергии из внутренних степеней свободы возбужденного газа за ударной волной.Одним из ключевых вопросов является выбор способа вложения энергии в газ с максимальным КПД. Таким образом, большой интерес представляет разработка детальной численной модели, включаюш,ей в себя совместное решение многомерных уравнений течений и поуровневых неравновесных кинетических уравнений, которая позволяла бы описывать обилие особенности неравновесных молекулярных плазменных потоков для аэродинамических приложений. Как следствие, возникает задача экснериментального исследования процессов энергообмена в неравновесных условиях при высокой энергии возбуждения и оценка роли рекомбинационного/диссоциативного потока энергии на перераспределение энергии между различными степенями свободы. Такие исследования удобно нроводить в гиперзвуковых потоках низкой плотности с низкой поступательной температурой, так как это позволяет пространственно

выводы

Исследовано влияние импульсного наносекундного разряда на изменение обтекания аэродинамических профилей в режиме срыва потока в широком диапазоне скоростей (20-110 м/с). Впервые получено управление режимом обтекания аэродинамических профилей разрядом на скоростях потока до 110 м/с при малой мощности разряда (менее 0.5 Вт/см).

Получена картина распространения импульсного скользящего наносекундного разряда при больших перенапряжениях 600 кв/см) с наносекундным разрешением. Показано, что стримеры стартуют с кромки верхнего электрода одновременно. Полярность верхнего электрода не оказывает существенного влияния на скорости распространения разряда.

Показано, что возможно изменение режима обтекания при нулевой средней добавочной скорости потока, создаваемой разрядом. Исследовано влияние конфигурации электродов и полярности разряда. Показано, что в изученном диапазоне параметров полярность разряда не оказывает существенного влияния на эффективность управления обтеканием.

Обнаружено, что зависимость эффективности влияния разряда от частоты следования импульсов имеет максимум в диапазоне 0.5 -2 кГц, при этом увеличение отношения подъемной силы к силе сопротивления составляет более двух раз.

На основе анализа полученных экспериментальных данных сделан вывод о том, что основным механизмом влияния разряда в изученном диапазоне параметров является турбулизация пограничного слоя.

Разработана методика управления отрывом пограничного слоя с помощью неравновесной плазмы наносекундного импульсного разряда.

1. V.1. Khorunzhenko, D.V. Roupassov, S.M.Starikovskaia, A.Yu.Starikovskii. Hypersonic Shock Wave - Low Temperature Nonequilibrium Interaction //39th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, 2003. AIAA Paper AIAA2003-5048

2. Климов А.И., Колобов A.H., Мишин Г.И., Серов Ю.Л., Явор И.П. Распространение ударных волн в тлеющих разрядах// Письма в журнал технической физики, Vol. 8, е4, 1982

3. Yano.R, Contini V., Plonjes Е., Palm P., Aithal S., Adamovich I., Lempert W., Subramaniam V., Rich J.W. Supersonic Nonequilibrium Plasma Wind-Tunnel Measurements of Shock Modification and Flow Visualisation //AIAA Journal Vol.38 No. 10, October 2000.

4. J.R. Roth, D.M. Sherman, S.P. Wilkinson, "Boundary Layer Flow Control with a One Atmosphere Uniform Glow Discharge Surface Plasma"//А1АА98-0328, Зб-th ASME, 1998, Reno, Nevada.

5. J.R. Roth, D.M. Sherman, S.P. Wilkinson, "Electrohydrodynamic Flow Control with a Glow Discharge Surface Plasma"//AIAA J.38 N7, 2000, pll66-1172

6. J.R. Roth, H. Sin, R. Chandra, M. Madhan, "Flow Re-Attachment and Acceleration by Paraelectric and Peristaltic Electrohydrodynamic (EHD) Effects"//AIAA 2003-0531, 41-st ASME, 2003, Reno

7. S. Wilkinson, "Investigation of an Oscillating Surface Plasma for Turbulent Drag Reduction"//41-st ASME, Reno, Nevada, 2003, AIAA 2003-1023

8. D. Ashpis and L.Hultgren, "Demonstration of Separation Delay with Glow Discharge Plasma Actuators"//41-st ASME, Reno, Nevada, 2003, AIAA 2003-1025

9. G. Artana, R. Sosa, E. Moreau, G. Touchard. "Control of near-wake flow around a circular cylinder with electrohydrodynamic actuators."//Experiment in Fluids 355, p.580.

10. R. Rivir, A White, C. Carter, B. Ganguly "AC and pulsed plasma flow control"//AIAA-2004-0847,42nd Aerospace Sciences Meeting к Exhibit 5-8 January 2004.

11. Martiqua L. Post, and Thomas C. Corke "Separation Control on High Angle of Attack Airfoil Using Plasma Actuators "//AIAA JOURNAL Vol. 42, No. 11, November 2004.

12. T.C. Corke, E. Matlis, "Phased Plasma Arrays for Unsteady Flow Control"//AIAA 2000-2323, Fluids 2000 Conferebce, 2000, Denver

13. M.L. Post, T.C. Corke, "Separation Control of High Angles of Attack Airfoil Using Plasma Actuators"//41-st ASME, Reno, Nevada, 2003, AIAA 2003-1024

14. T.C. Corke, E.J. Jumper, M.L. Post, D. Orlov, and Т.Е. McLaughlin, "Application of Weakly-Ionized Plasmas as Wing Flow Control Devices"//40-th ASME, Reno, Nevada, 2002, AIAA 2002-0350

15. A. Asghar, E.J. Jumper, "Phase Synchronization of Vortex Shedding from Multiple Cylinders Using Plasma Actuators"//41-st ASME, Reno, Nevada, 2003, AIAA 2003-1028

16. J.Huang, T.Corke, F. Thomas, "Plasma Actuators for Separation Control of Low Pressure Turbine Blades"//41-st ASME, Reno, Nevada, 2003, AIAA 2003-1027

17. R. Van Dyken, Т.Е. McLaughlin, C.L. Enloe, "Parametric Investigations of a Single Barrier Plasma Actuator "//41-st ASME, Reno, Nevada, 2004, AIAA 2004-0846

18. C.L. Enloe, Т.Е. McLaughlin, R. Van Dyken, J.C. Fisher, "Plasma Structure in the Aerodynamic Plasma Actuator"//42-th ASME, Reno, Nevada, 2004, AIAA 2004-0844

19. C.L. Enloe, Т. E. McLaughlin, G. I. Font, J. W. Baughn. Parameterization of Temporal Structure in the Single Dielectric Barrier Aerodynamic Plasma Actuator. //AIAA 2005-0564

20. J. Reece Roth, Xin Dai, Jozef Rahel and Daniel M. Sherman. The physics and phenomenology of paraelectric one atmosphere uniform glow discharge plasma (OAUGDP) actuators for aerodynamics flow control //AIAA 2005-0781

21. Matthew D. Munska, Т.Е. McLaughlin, "Circular Cylinder Flow Control Using Plasma Actuators"//41-st ASME, Reno, Nevada, 2005, AIAA 2005-141

22. R.Rivir, A. White, C. Carter, B. Ganguly, "AC and Pulsed Plasma Flow Control"//42-th ASME, Reno, Nevada, 2004, AIAA 2004-0847

23. Чжен П. Управление отрывом потока М., 1979.

24. Н. Ф. Краснов, В. Н. Кошевой, В. Т. Калугин Аэродинамика отрывных течений, 1988.

25. П. Чжен отрывные течения том 3

26. Kuethe А. М., Schetzer J. D., Foundations of Aerodynamics, Wiley, N. Y., sec. ed.,1959

27. Lindfield A. W., Brief review of Theoretical Interpretations of the Slot Effect, Boudary Layer and Flow Control, Vol. 1, ed. By G. V. Lachmann, Pergamon Press, N. Y., 1961, p. 186-195

28. Schubauer G. В., Nitzberg W. G., Forcel Mixing in Boundary Layers, //J. Fluid Mech., 8, Part 1 10-32 (1960).

29. Prandtl L., Magnuseffekt and Windkaftschiff, Naturwissenschaften, 13, e 93 (1925)

30. Martiqua L. Post and Thomas C. Corke, Separation Control on High Angle of Attack Airfoil Using Plasma Actuators //AIAA Journal Vol. 42, e 11, November 2004

31. Zavialov, D. Roupassov, and A. Starikovskii S. Saddoughi Boundary Layer Separation Plasma Control Using Low-Temperature Non-Equilibrium Plasma of Gas Discharge Reno, Nevada, USA, paper AIAA 2006-373, 2006.

32. N L Aleksandrov and E M Bazelyan Department of Physical Mechanics, Moscow Institute of Physics and Technology 1996 Simulation of long-streamer propagation in air at atmospheric pressure //J. Phys. D: Appl. Phys.,29 740-752.

33. N.Yu.Babaeva and G.V.Naidis 1996, Two-dimensional modelling of positive streamer dynamics in non-uniform electric fields in air //J.Physics D:Appl.Phys., 29

34. S V Pancheshnyi and A Yu Starikovskii 2003 Two-dimensional Numerical Modelling of the Cathode-directed Streamer Development in a Long Gap at High Voltage //J.Phys.D.: Appl.Phys., 36, 2683.

35. S. Pancheshnyi, M. Nudnova, and A. Starikovskii 2005 Development of a cathode-directed streamer discharge in air at different pressures: Experiment and comparison with direct numerical simulation //Physical Review E, 71, 016407

36. Babaeva N.Yu., Naidis G.V. Two-dimensional modelling of positive streamer dynamics in non-uniform electric fields in air //J.Phys.D: Appl.Phys.,29, (1996) 2423.

37. V.I. Gibalov, G.J. Pietch, Properties of dielectric barrier discharges in extended coplanar electrode systems //J.Phys. D: Appl. Phys, 37 (2004) 2093-2100

38. V.I. Gibalov, G.J. Pietch, The development of dielectric barrier discharge in gas gaps and on surface //J. Phys. D: Appl. Phys. 33 (2000)

39. Yu.B. Glubovskii, V.A. Mairov, J. Behnke and J. F. Behnke, Influence f interaction between charged particles and dielectric surface over a homogeneous discharge in nitrogen //J.Phys. D: Appl. Phys.35 (2002) 751-761

40. D. Braun, V.I. Gibalov, G.J. Pietch, Two-dimensional modelling of the dielectric barrier discharge in air //Plasma Sources Sci. Technol. 7 (1992)166-174

41. A.E. Dubinov, A particle-in-cell simulation of a process of avalanche developing at a n-completed sliding discharge //Plasma Sources Sci. Technol. 9 (2000)597-599

42. S.Pellerin, F. Richard, J. Chapelle, J-M Cormier and K. Musiol, Heat string model of bi-dimensional dc Glidarc.

43. Datta V. Gaitonde, Miguel R. Visbal, Subrata Roy. Control of Flow Past aWing Section with Plasma-based Body Forces. 36th AIAA

44. Plasmadynamics and Lasers Conference 6-9 June 2005 //Toronto, Canada. AIAA Paper 2005-5302.

45. Subrata Roy, K.P. Singh, Haribalan Kumar, Datta V. Gaitonde, Miguel Visbal. Effective Discharge Dynamics for Plasma Actuators //44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 9-12 Jan 2006, Reno, Nevada AIAA 2006-374.

46. J. Reece Roth, and Xin Dai. Optimization of the Aerodynamic Plasma Actuator as an Electrohydrodynamic (EHD) Electrical Device //44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit 9-12 January 2006, Reno, Nevada AIAA 2006-1203.

47. A.V. Likhanskii, M.N. Shneider, S.O. Macheret, and R.B. Miles. Modeling of Interaction Between Weakly Ionized Near Surface Plasmas and Gas Flow //44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit 9 -12 January 2006, Reno, Nevada. AIAA 2006-1204.

48. H. He, S.-T. J. Yu, G. Jou, I. Adamovich, and M. Samimy Simulation of a Supersonic Jet Controlled by Plasma Actuators by the CESE Method //44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit 9-12 January 2006, Reno, Nevada. AIAA 2006-316.

49. Mehul P. Patel, Zak H. Sowle, Thomas C. Corke, Chuan He. Autonomous Sensing and Control of Wing Stall Using a Smart Plasma Slat //44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Jan 9-12, 2006, Reno, NV, USA. AIAA 2006-1311.

50. Richard Anderson, Subrata Roy. Preliminary Experiments of Barrier Discharge Plasma Actuators using Dry and Humid Air //44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 9-12 Jan 2006, Reno, Nevada. AIAA 2006-369.

51. Arvind Santhanakrishnan, Jamey D. Jacob. On Plasma Synthetic Jet Actuators. 44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Jan. 9-12, 2006, Reno, NV. AIAA 2006-317.

52. Valentin A. Bityurin, Aleksey .N. Bocharov, Anatoly I. Klimov, Sergey B.Leonov. Analysis of Non-Thermal Plasma Aerodynamics Effects //44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit 9-12 January 2006, Reno, Nevada. AIAA 2006-1209.

53. Y. B. Suzen, P. G. Huang, Simulations of Flow Separation Control using Plasma Actuators //44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. 9 12 January 2006, Reno, Nevada. AIAA 2006-877.

54. Brian E. Balcer, Milton E. Franke, Richard B. Rivir. EFFECTS OF PLASMA INDUCED VELOCITY ON BOUNDARY LAYER FLOW //44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit 9-12 January 2006, Reno, Nevada. AIAA 2006-875.

55. Font, G. I., Boundary Layer Control with Atmospheric Plasma Discharges, //AIAA Paper 2004-3574.

56. Font, G. I., and W. L. Morgan, Plasma Discharges in Atmospheric Pressure Oxygen for Boundary Layer Separation Control //AIAA Paper 2005-4632.

57. Thomas С. Corke, Benjamin Mertzy, Mehul P. Patelz. Plasma Flow Control Optimized Airfoil //44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit 9-12 January 2006, Reno, Nevada.

58. Хорунженко В.И., Рупасов Д.В., Стариковский А.Ю. Hypersonic Flow Control by Low Temperature Nonequilibrium Gas Discharge //11th AIAA/AAAF International Conference Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies, 2002. AIAA 2002-5186.

59. Хорунженко В.И., Рупасов Д.В., Стариковский А.Ю. Hypersonic Flow and Shock Wave Structure Control by Low Temperature Nonequilibrium Plasma of Gas Discharge //38th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibition, 2002. AIAA 2002-3569.

60. Д.Ф. Опаиц, Д.В. Рупасов, C.M. Стариковская, А.Ю. Стариковский Shock Wave Interaction With Nonequilibrium Plasma of Gas Discharge. 42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, Nevada, 2004 //AIAA Paper AIAA2004-1023

61. A.V.Krasnochub, M.M.Nudnova, A.Yu.Starikovskii CATHODE-DIRECTED STREAMER DEVELOPMENT IN AIR AT DIFFERENT PRESSURES. 43-rd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit //Reno, Nevada, USA, paper AIAA 2005-1196, 2005.

62. Zavyalov I.N., Roupassov D.V., Starikovskii A.Yu., Saddoughi S.G. //Boundary Layer Control by Gas Discharge Plasma EUCASS, Moscow, 2005

63. Ретер Г. Электронные лавины и пробой в газах 1968 Издательство "Мир"Москва

64. Беликов A.E., Карклов H.B., Ребров A.K., Шарафутдинов Р.Г. //Сб.'Диагностика потоков разреженного газа",7. Новосибирск (1979)

65. Ребров А.К., Сухинин Г.И., Шарафутдинов Р.Г., Ленгран Ж.-К. //ЖТФ, 51, 1832 (1981)

66. Лавров Б.П. Электронно-вращательные спектры двухатомных молекул и дагностика неравновесной плазмы.

67. Muntz Е.Р. //Phys. Fluids, 5, 80 (1962)

68. Herzberg G. Molecular spectra and molecular structure. Vol. 1. Spectra of diatomic molecules. N.Y., Van Nostrand, 1959

69. Сое D. e.a. //Phes. Fluids, 1980, Vol. 23, p. 706.

70. Ланлау Л.Д., Лифшиц E.M. Квантовая механика. Нерелятивисткая теория, 468 //Физматгиз, М. (1963)

71. Сухинин Г.И., Шарафутдинов Р.Г. //ЖТФ. 1983. Т.53. е.2. 333-339с.

72. Chu S.J., Dalgarino А. //Ргос. Roy. Soc., 1975, vol. А342, р.191.

73. Varshalovich D.A., Khersonsky V.K. //Astrophys.Lett., 1977, vol.18, p.1678384 8586 87 [8889