Экспериментальное исследование особенностей развития пространственных волновых пакетов в неоднородных сверхзвуковых пограничных слоях тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 01.02.05, кандидат наук Панина Александра Валерьевна

• Панина Александра Валерьевна
• кандидат наук
• 2015

Оглавление диссертации кандидат наук Панина Александра Валерьевна

Перечень основных обозначений

Введение

Глава 1. Экспериментальное оборудование, методика измерений и постановка эксперимента

1.1. Описание установки Т-325

1.2. Измерительная система Т-325

1.3. Методика проведения экспериментов

1.3.1. Модель плоской пластины

1.3.2. Модель скользящего крыла

1.4. Определение средних параметров потока

1.5. Определение параметров потока в измерениях термоанемометром

1.6. Методика обработки результатов

1.6.1. Определение ширины гармоники

1.6.2. Об оценке дефекта среднего течения

1.6.3. О влиянии поперечной неоднородности среднего течения на оценку амплитудных волновых спектров по в для контролируемых возмущений

Глава 2. Механизмы взаимодействия неустойчивых волн в неоднородном сверхзвуковом пограничном слое

2.1. Результаты для периодических прямоугольных наклеек

2.2. Результаты для периодических круглых наклеек высотой 110 мкм

2.3. Результаты для периодических круглых наклеек высотой 60 мкм

2.4. Выводы по Главе

Глава 3. Развитие бегущих возмущений в поперечно-модулированном трехмерном сверхзвуковом пограничном слое

3.1. Результаты для периодических наклеек с шагом 6 мм

3.2. Результаты для периодических наклеек с шагом 12 мм

3.3. Сравнение результатов для периодических наклеек со случаем гладкой поверхности крыла

3.4. Выводы по Главе

Глава 4. Относительная восприимчивость двумерного и трехмерного сверхзвукового пограничного слоя к стационарным возмущениям

4.1. Постановка экспериментов

4.2. Результаты и их анализ

4.3. Выводы по Главе

Глава 5. Влияние неоднородности поверхности на восприимчивость сверхзвукового пограничного слоя к контролируемым возмущениям при числах Маха 2 и 2,5

5.1. Результаты на плоской пластине

5.1.1. Результаты при М = 2 и Re1 = 5х106 м-1

5.1.2. Результаты при М = 2,5 и Re1 = 5х 106 м-1

5.1.3. Результаты при М = 2,5 и Re1 = 8,4х106 м-1

5.1.4. Сравнение результатов для М = 2 и 2,5

5.2. Результаты на скользящем крыле

5.2.1. Результаты на гладком крыле

5.2.2. Результаты на крыле с шероховатостями

5.2.3. Сравнение гладкого крыла и крыла с шероховатостями

5.3 Выводы по Главе

Заключение

Литература

Приложение 1. Погрешность определения параметров потока

Приложение 2. Список опубликованных работ по теме диссертации

Перечень основных обозначений

а скорость звука;

Ом перегрев нити датчика;

А/) комплексная Фурье-компонента возмущений;

А/) = mod(Afp) амплитуда Фурье-компоненты возмущений;

а температурный коэффициент сопротивления материала датчика;

) вещественное волновое число в поперечном направлении;

d диаметр нити датчика;

Di номер диапазона весовых элементов;

8 толщина пограничного слоя;

E постоянное напряжение на выходе термоанемометра;

Et напряжение термопары, в мВ;

<е> среднеквадратическое значение пульсаций напряжения термоанемометра;

e' мгновенное пульсационное напряжение термоанемометра;

/ частота возмущения;

Ф) = а^(А/}) фаза Фурье-компоненты возмущений;

g ускорение свободного падения;

у показатель адиабаты;

к коэффициент теплопроводности воздуха;

К градуировочный коэффициент для весовых измерителей давления;

I длина нити датчика термоанемометра;

М число Маха;

¡и динамическая вязкость воздуха;

< ри >

< т >= -—

Ри

Ыи

п

п'

V

V

Р

Роф Р

1 ст

Ро Я

Яе,

и

V

Яе х = х • Яе1

Яо

Як

Ям,

Sто

Зри , Q г

Тш т

т е

безразмерная среднеквадратичная величина пульсаций

массового расхода; число Нуссельта;

показания весовых элементов в эксперименте, в оборотах; показания весовых элементов до эксперимента, обычно, п' = 0;

коэффициент восстановления вольфрамовой нити датчика;

кинематическая вязкость;

плотность газа;

давление в форкамере;

статическое давление;

давление торможения;

универсальная газовая постоянная;

единичное число Рейнольдса;

число Рейнольдса, определенное по продольной координате;

сопротивление холодного датчика; сопротивление кабеля; сопротивление нагретого датчика;

безразмерная чувствительность датчика к пульсациям температуры торможения;

безразмерная чувствительность датчика к пульсациям

массового расхода;

время;

температура нагретой вольфрамовой нити датчика; температура восстановления нити датчика;

T

To, Тоф

Too U

х, у, z х', у', z'

Индексы:

f

P t

00

абсолютная температура, температура потока; температура торможения, температура потока в форкамере в Кельвин;

температура без потока; скорость потока;

продольная, нормальная и поперечная координаты в лабораторной системе отсчета;

продольная, нормальная и поперечная координаты в системе отсчета связанной с крылом.

на определенной частоте; при P= const;

в определенный момент времени; невозмущенный поток.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Экспериментальное исследование особенностей развития пространственных волновых пакетов в неоднородных сверхзвуковых пограничных слоях»

Введение

Исследования возникновения турбулентности в высокоскоростных пограничных слоях обычно связываются с решением практических задач таких как: проблема теплозащиты для аэрокосмической техники, снижения сопротивления трения при эксплуатации летательных аппаратов с целью повышения экономичности, дальности полета и др. [1-3]. Шестьдесят лет назад экспериментальные исследования ламинарно-турбулентного перехода в сжимаемом пограничном слое ограничивались определением чисел Рейнольдса перехода. С 60-х годов XX века начались исследования причин, вызывающих его. В результате исследований выяснилось, и, теперь это общепризнанно, что ламинарно-турбулентный переход пограничного слоя происходит из-за неустойчивости ламинарного течения, как при дозвуковых, так и при сверхзвуковых скоростях потока, а сам процесс сопровождается ростом вихревых возмущений вблизи обтекаемых тел [1-13].

Переход ламинарного течения в пограничном слое в турбулентное состояние является сложным физическим явлением для теоретического описания и экспериментального изучения. Он происходит благодаря возникновению и развитию возмущений различного типа, их роста и взаимодействия друг с другом и средним течением с образованием локализованных в пространстве и времени вихревых структур (таких как волновые пакеты, турбулентные пятна и т.п.) [4-6, 8, 9, 11, 13]. Считается что, для относительно малых возмущений в этом процессе условно можно выделить три основные стадии: 1) возникновение волн неустойчивости в пограничном слое, например, волн Толлмина-Шлихтинга (задача о восприимчивости); 2) развитие волн неустойчивости согласно линейной теории устойчивости (линейная стадия); 3) нелинейная стадия развития и взаимодействия возмущений с последующим разрушением исходного ламинарного течения до турбулентного состояния.

Можно найти достаточно много теоретических и экспериментальных работ по устойчивости при сверхзвуковых скоростях которые посвящены первыми двум стадиям. В них рассматриваются вопросы выявления фундаментальных волновых процессов, ответственных за возникновение, развитие и усиление возмущений в области ламинарно-турбулентного перехода [7, 11, 14-20]. Получено хорошее согласие экспериментальных и теоретических результатов в линейной и слабонелинейной области развития неустойчивых возмущений [7, 11, 15, 17, 20-26].

Ранние теоретические исследования устойчивости сжимаемого пограничного слоя выполнялись без учета влияния вязкости на распространение возмущений [27]. Градиент температуры и кривизна профиля скорости впервые были включены в невязкий анализ устойчивости в работе [28]. Первые результаты исследований устойчивости вязких сжимаемых течений были основаны на асимптотических теориях [28-31]. Отметим, что до сих пор в исследованиях вязких сжимаемых течений широко используются асимптотические подходы [32-34].

Устойчивость пристенных течений зависит от многих параметров, таких как число Маха, температура поверхности, градиент давления, трехмерность течения и др. В теоретических работах рассматриваются факторы, влияющие на характер развития возмущений в сверхзвуковом пограничном слое [2, 16, 28, 29, 35-62].

К относительно новым теоретическим подходам можно отнести прямое численное моделирование и метод учета локальной непараллельности течения, реализуемый в параболизованных уравнениях устойчивости [63-67].

Сравнение результатов прямого численного моделирования и теоретических данных, полученных с учетом непараллельности течения в широком диапазоне чисел Маха показали большие возможности метода параболизованных уравнений устойчивости для расчетов характеристик устойчивости так же, как и предсказания положения перехода [68-72].

Отметим обзоры состояния теоретических исследований устойчивости пограничного слоя при сверхзвуковых скоростях, изложенные в монографиях

[7, 11, 26].

Как отмечалось выше, экспериментальные исследования механизмов ламинарно-турбулентного перехода сверхзвукового пограничного слоя проводятся более пятидесяти лет [1, 7, 11, 14, 17, 73-83]. Если вопросам устойчивости ламинарного пограничного слоя для дозвуковых скоростей посвящено довольно много как экспериментальных, так и теоретических работ [9, 11, 84-87], то для сверхзвуковых скоростей эти проблемы исследованы в значительно меньшей степени [7, 11, 14, 17, 21]. Следует заметить, что за последнее годы в исследованиях устойчивости сжимаемых пограничных слоев удалось достичь некоторых успехов, связанных с нелинейным развитием волн неустойчивости [63, 88-93].

Для полета при больших сверхзвуковых скоростях важное значение имеет проблема теплозащиты летательных аппаратов, рассчитанных на вход в атмосферу. Известно, что в ламинарном пограничном слое тепломассоперенос существенно меньше, чем в турбулентном потоке. Таким образом, актуальность предсказания положения перехода и ламинаризации течения в пограничном слое только возрастает. Однако обе эти задачи еще далеки от решения. Существующие способы ламинаризации течения в пограничных слоях пока не удается использовать для летательных аппаратов. Для решения задачи ламинаризации необходимо детально выяснить механизмы перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный.

Отработка методов управления переходом в сверхзвуковых пограничных слоях - технически сложная и дорогостоящая задача даже для проведения научных изысканий. В этой области активно работают исследователи во всех развитых странах мира. Последние десять -пятнадцать лет наблюдается интерес к ламинаризации с помощью микрошероховатостей на крыле, история этого способа управления течением началась в ИТПМ СО

РАН. В 1985 году при дозвуковых скоростях потока было открыто явление автодеструкции волн неустойчивости в пограничном слое [94]. Открытие автодеструкции коренным образом изменило существующие представления о роли микронеровностей поверхности в ламинарно-турбулентном переходе. Было доказано, что при определенной форме микронеровностей можно затягивать переход (т.е. снижать трение, влиять на аэродинамические характеристики несущих поверхностей) в сравнении с гладкой поверхностью. Эта идея нашла свое развитие применительно к сверхзвуковым пограничным слоям на крыльях, она связана с пассивным управлением ламинарно-турбулентным переходом (ламинаризацией течения) в трехмерном пограничном слое с помощью распределенной микрошероховатости на поверхности стреловидного крыла вблизи передней кромки [95].

Использование контролируемых возмущений для исследования нелинейных механизмов взаимодействия неустойчивых волн в сверхзвуковом пограничном слое позволяет проводить сравнение с результатами теории, поэтому применение контролируемых возмущений предпочтительнее по сравнению с исследованием только естественных возмущений. Поскольку результаты линейной теории гидродинамической устойчивости в некоторых случаях известны, то отклонение от линейного развития волн можно рассматривать как проявление нелинейности. С помощью контролируемых возмущений экспериментально обнаружено:

• параметрическое субгармоническое усиление сильно наклонных волн [90];

• аномальное усиление квазидвумерных возмущений большой амплитуды [91];

• и, вероятно, что в частности проверяется в данной работе, не субгармонический механизм усиления сильнонаклонных волн фундаментальной частоты (oblique breakdown) [63, 96].

Для последнего механизма существенна и амплитуда волн, и поперечная неоднородность течения. Можно предположить, что данный механизм будет играть важную роль в ламинарно-турбулентном переходе при наличии периодической поперечной неоднородности течения.

Как правило, явление возникновения турбулентности в пограничных слоях изучается в идеальных условиях, например на гладких поверхностях. Однако поверхности реальных летательных аппаратов не идеально гладкие. Высота неоднородностей на крыле самолета может быть порядка 100 мкм [95]. Для применения активных/пассивных методов управления положением ламинарно-турбулентного перехода или поверхностным трением нужно учитывать, что актюаторы будут установлены в неидеальных условиях и их эффективность может быть разной, в том числе, при изменении характеристик полета: скорости, высоты. Поэтому исследование режимов порождения возмущений контролируемыми актюаторами для создания технологии управления величиной поверхностного трения летательного аппарата является актуальным.

В последнее время ведутся обширные теоретические и экспериментальные исследования методов управления течением в пограничных слоях с помощью шероховатостей [95, 97-104]. В теоретических работах используется немодовый подход для анализа возмущенного и невозмущенного течений за шероховатостью [98, 99, 102], либо вычисления выполняются с помощью прямого численного моделированием [63, 97, 105]. В экспериментальных работах проверяется эффективность периодических шероховатостей для управления ламинарно-турбулентным переходом, характеристиками трения в турбулентных пограничных слоях и влияние неоднородности течения на тепломассоперенос [92, 95, 97, 101-104, 106-108]. Краткие обзоры исследований в области ламинарно-турбулентного перехода даны в работах [109-111], рассмотрено влияние на переход таких параметров как градиент

давления, отношение температуры поверхности и набегающего потока, число Маха и степень турбулентности набегающего потока, влияние двумерных и трехмерных шероховатостей на положение ламинарно-турбулентного перехода. Некоторые методы по управлению положением ламинарно-турбулентного перехода рассмотрены в [112, 113]. В ряде работ приведено сравнение результатов прямого численного моделирования, экспериментов и теории [114]. Хорошее соответствие результатов полученных разными способами получено лишь для отдельных параметров течения, в остальном совпадение результатов качественное.

Изначально влияние шероховатостей поверхности на устойчивость сжимаемых пограничных слоев изучалось на моделях скользящего крыла, поскольку эти исследования имеют значительный прикладной характер. Отметим работы [95, 104], в которых показано, что периодическая шероховатость поверхности, расположенная вблизи передней кромки модели скользящего крыла, может, как стабилизировать течение, так и приблизить ламинарно-турбулентный переход к передней кромке модели. Стабилизация течения была вызвана воздействием распределенной шероховатости на стационарную моду неустойчивости вторичного течения. В работе [115] приводятся последние результаты экспериментальных исследований ламинарно-турбулентного перехода сверхзвукового пограничного слоя на моделях плоской пластины и скользящего цилиндра, а также результаты управления переходом в пограничном слое стреловидного крыла с помощью распределенной микрошероховатости, выполненные в ИТПМ СО РАН.

Подчеркнем, что пограничный слой на крыле - это более сложное течение, в котором помимо неустойчивостей, присущих безградиентному пограничному слою на плоской пластине, имеется неустойчивость вторичного течения, которая играет важную роль в процессе перехода к турбулентности на скользящем крыле.

Принципиальным ограничением ламинаризации течения с помощью шероховатости поверхности является неустойчивость к волнам Толлмина-Шлихтинга. Очевидно, что обнаружение стабилизирующего эффекта шероховатости на эту моду может увеличить число Рейнольдса перехода при использовании данного способа управления течением.

В статье [116], озаглавленной «Новый облик сверхзвука» анонсируется новая программа развития сверхзвукового гражданского самолета, в которой участвуют основные авиационные и космические организации США. Подзаголовком статьи является: «Новые подходы, от стреловидных крыльев к микрошероховатым поверхностям, приводят к бесшумности и большей эффективности сверхзвукового полета по радиусу действия». Этим подчеркивается простота и необычность одного из решений по повышению экологических свойств и экономичности новой разработки. На возможность такого подхода автор статьи ссылается на работу [95], выполненную в Аризонском университете (г. Феникс, США).

В [95] выполнялись эксперименты в небольшой сверхзвуковой аэродинамической трубе на моделях стреловидных крыльев (с дозвуковой и сверхзвуковой передней кромкой), сопровождаемые расчетами по устойчивости течения к вихрям поперечного течения. На основании расчетов по линейной теории гидродинамической устойчивости предполагалось, что данный тип неустойчивости доминировал в пограничном слое моделей. Сообщается, об успешном использовании микрошероховатости поверхности для затягивания перехода к турбулентности в трехмерном пограничном слое модели с дозвуковой передней кромкой. Однако, количественные данные по числам Рейнольдса перехода, приведенные в [95] для крыла со сверхзвуковой передней кромкой, по-видимому, завышены.

В [117] приведены результаты по активному управлению вторичной неустойчивостью течения в трехмерном несжимаемом пограничном слое. Для сжимаемых течений до сих пор таких результатов нет. Развитие

активных и пассивных методов управления неустойчивостью течения в трехмерном сжимаемом пограничном слое с учетом поперечной неоднородности течения является актуальной задачей. Для этого требуется дальнейшее детальное изучение развития как контролируемых, так и естественных возмущений в пограничном слое скользящего крыла. Случай сверхзвуковых течений существенно более сложный по сравнению с дозвуковым потоком. Дополнительным параметром задачи здесь является угол стреловидности передней кромки.

Если число Маха по нормали к передней кромке М > 1, то кромка называется сверхзвуковой. При числе Маха по нормали к передней кромке М = 1 кромка считается звуковой. Если число Маха по нормали к передней кромке М < 1, то кромка называется дозвуковой. Для сверхзвуковых самолетов могут существовать все эти режимы обтекания крыла. Поэтому пока трудно предполагать, что будут созданы универсальные методы управления течением в трехмерном пограничном слое, которые будут работать при всех режимах полета.

С учетом вышеупомянутого является актуальным экспериментальное исследование фундаментальных волновых явлений в неоднородном ламинарном сверхзвуковом пограничном слое.

Сказанное выше позволяет сформулировать цели диссертационной работы:

• Экспериментально исследовать влияние поперечной модуляции двумерного и трехмерного сверхзвукового пограничного слоя на порождение волнового поезда, на механизмы взаимодействия возмущений.

• Определить относительную восприимчивость пограничного слоя к одиночным шероховатостям для развития метода пассивного управления ламинарно-турбулентным переходом.

Структура работы. Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, списка литературы, включающего 140 наименований, и двух приложений.

Во введении приводится краткий обзор предшествующих работ, раскрыта актуальность работы, отмечена ее научная новизна и практическая значимость, сформулированы цели и задачи, приведены основные положения, выносимые на защиту. Также здесь излагается краткое содержание диссертации.

В первой Главе описываются особенности аэродинамической трубы Т-325, ее измерительная система в конфигурации, используемой для выполнения экспериментов, представленных в данной работе. Также обсуждается методика проведения экспериментов, описываются используемые в работе модели, типы шероховатостей и конфигурации их размещения на поверхности моделей. Кроме того описываются методики определения средних параметров трубы и параметров патока в измерениях термоанемометром, методика обработки результатов, в частности адаптация программы обработки в условиях неоднородного среднего течения над моделью.

Во второй Главе представлены результаты исследования влияния неоднородности поверхности на механизмы ламинарно-турбулентного перехода в сверхзвуковом пограничном слое. Эксперименты были выполнены на модели плоской пластины с острой передней кромкой при числе Маха 2. Для создания поперечной неоднородности течения использовались периодические шероховатости различной формы и толщины. Определено, что характер развития контролируемых возмущений существенно зависит от высоты наклеек и также от периода расположения наклеек. Показана возможность усиления влияния механизма наклонного перехода в процессе возникновения турбулентности на плоской пластине. Получено, что с помощью микрошероховатости поверхности возможно

стабилизировать развитие волнового поезда в пограничном слое плоской пластины.

В третьей Главе рассматриваются исследования развития возмущений в поперечно модулированном пограничном слое скользящего крыла с углом стреловидности 45°при числе Маха 2. Определено, что присутствие элемента шероховатости перед отверстием для введения контролируемых возмущений вносит дополнительное искажение среднего течения. Показана возможность стабилизировать развитие возмущений в пограничном слое скользящего крыла, однако эффект стабилизации на крыле проявляется в меньшей степени, чем на плоской пластине.

В четвертой Главе приводятся результаты исследования относительной восприимчивости двумерного и трехмерного сверхзвукового пограничного слоя к стационарным возмущениям, создаваемым одиночным элементом шероховатости. Результаты экспериментов, описанных в данной главе получены на моделях скользящего крыла и плоской пластины с острой передней кромкой при числе Маха 2 в естественных условиях (без использования источника искусственных возмущений). Выбранные конфигурации элементов шероховатости позволили проверить влияние формы одиночной шероховатости на среднее течение в пограничном слое, а также при одинаковой форме наклейки и условиях по пограничному слою сравнить влияние элемента шероховатости на относительную восприимчивость двумерного и трехмерного сверхзвукового пограничного слоя. Определено, что ромбовидная наклейка создает больший дефект среднего течения по нормали к поверхности по сравнению с плоской квадратной шероховатостью, однако форма наклейки практически не влияет на абсолютные изменения пульсаций массового расхода в следе за наклейкой. Получено, что относительная восприимчивость трехмерного пограничного слоя к стационарным возмущениям приблизительно в полтора раза больше, чем восприимчивость двумерного пограничного слоя

В пятой Главе описываются результаты исследования влияния поперечной неоднородности течения на устойчивость сверхзвукового пограничного слоя, а также на его восприимчивость к контролируемым возмущениям при различных числах Маха. Эксперименты выполнялись на моделях плоской пластины и скользящего крыла при числах Маха 2 и 2,5. Для корректного сравнения результатов различных серий экспериментов электрическая мощность источника контролируемых возмущений была фиксирована. Как в двумерном, так и в трехмерном случае применялись наклейки одинаковой формы. Рассмотрено влияние неоднородности течения на эффективность введения контролируемых возмущений в пограничный слой на плоской пластине и на скользящем крыле. Показана возможность стабилизации развития волнового пакета на скользящем крыле.

В заключении формулируются основные выводы диссертационной работы.

В приложении 1 приводятся оценки погрешностей экспериментальных данных.

В приложении 2 приведен список опубликованных работ по теме диссертации.

На защиту выносятся:

• Результаты экспериментального исследования роли механизма наклонного перехода при ламинарно-турбулентном переходе в поперечно-модулированном пограничном слое плоской пластины при числе Маха 2.

• Результаты экспериментального исследования относительной восприимчивости двумерного и трехмерного сверхзвукового пограничного слоя к стационарным возмущениям, порождаемым плоским элементом шероховатости.

• Результаты экспериментального исследования эффективности порождения контролируемых возмущений при фиксированной мощности источника пульсаций в неоднородном двумерном сверхзвуковом пограничном слое при числах Маха 2 и 2,5.

• Результаты экспериментального исследования эффективности порождения контролируемых возмущений при фиксированной мощности источника пульсаций в неоднородном трехмерном сверхзвуковом пограничном слое при числах Маха 2 и 2,5.

Научная новизна работы. В работе экспериментальным путем

впервые:

• Изучено влияние периодической поперечной неоднородности среднего течения на развитие контролируемых возмущений в пограничном слое плоской пластины и тонкого скользящего крыла при числе Маха .

• Исследовано поле среднего течения в следе за наклейкой в двумерном и трехмерном пограничном слое.

• В одних и тех же условиях контролируемого эксперимента получены результаты по порождению и развитию волнового поезда в поперечно модулированном сверхзвуковом пограничном слое на плоской пластине и скользящем крыле при числах Маха 2 и 2.5.

• Показано, что поперечная модуляция среднего течения приводит к возбуждению сильнонаклонных волн основной гармоники и усиливает роль механизма наклонного перехода в процессе возникновения турбулентности в пограничном слое на плоской пластине.

• Обнаружено, что модуляция среднего течения может приводить к стабилизации контролируемых возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на плоской пластине при числе Маха 2.

• Показано, что модуляция среднего течения может приводить к стабилизации контролируемых возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на скользящем крыле при числе Маха 2,5.

• Получено, что присутствие элементов шероховатости на поверхности модели, а также их расположение относительно источника контролируемых возмущений может как увеличить эффективность воздействия источника, так и уменьшить ее.

• По условиям экспериментов получено, что относительная восприимчивость трехмерного пограничного слоя к стационарным возмущениям приблизительно в полтора раза больше, чем восприимчивость двумерного пограничного слоя.

Научная и практическая значимость работы заключается в комплексном изучении физических процессов, протекающих при ламинарно-турбулентном переходе неоднородного сверхзвукового пограничного слоя в естественных и контролируемых условиях. Практически показана актуальность применения термоанемометра постоянного сопротивления при изучении средних и пульсационных характеристик неоднородного пограничного слоя при сверхзвуковых скоростях. Полученные экспериментальные результаты развивают и дополняют общепринятые представления о механизмах взаимодействия пульсаций в ламинарном сверхзвуковом пограничном слое, а также служат базой для построения новых теоретических моделей взаимодействия волн неустойчивости в сжимаемых сдвиговых потоках при наличии неровности поверхности, что будет способствовать развитию практических способов предсказания чисел Рейнольдса перехода. Получено, что поперечная неоднородность среднего течения в пограничном слое может приводить к конкуренции механизмов взаимодействия неустойчивых волн (субгармонического резонанса и механизма наклонного перехода). Обнаружена возможность стабилизации

развития контролируемых возмущений в пограничном слое плоской пластины и скользящего крыла с помощью распределенной микрошероховатости поверхности моделей. Представленные результаты показали, что присутствие поперечной неоднородности среднего течения в пограничном слое изменяет эффективность воздействия источника контролируемых пульсаций, что необходимо учитывать при развитии технологии активного/пассивного управления переходом сверхзвукового пограничного слоя. Полученные экспериментальные данные могут использоваться при анализе данных по ламинарно-турбулентному переходу на телах, имеющих изолированные или распределенные шероховатости поверхности.

Достоверность результатов обеспечена использованием в работе стандартных методов экспериментального исследования; применением апробированных методик введения контролируемых возмущений в сверхзвуковой пограничный слой и обработки термоанемометрических измерений; повторяемостью результатов, полученных в разное время. Данные, представленные в разных разделах диссертационной работы, дополняют друг друга и дают целостную картину изучаемого явления. Важным свидетельством достоверности является представление результатов диссертации на тематических научных конференциях, а также публикация в рецензируемых научных журналах.

Личный вклад автора. При выполнении работ по теме диссертации, опубликованных совместно с научным руководителем и другими соавторами, диссертант принимал участие в обсуждении поставленных задач и результатов экспериментов, подготовке моделей, элементов шероховатости и установке их на экспериментальных моделях, непосредственных измерениях и анализе экспериментальных данных. Автор выполнила проверку применимости методики обработки полученных данных для

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Панина Александра Валерьевна, 2015 год

Литература

1. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. Москва: Наука, 1969. 744 с.

2. Линь Ц.Ц. Теория гидродинамической устойчивости. М.: ИЛ. 1958. 196 с.

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

4. Morkovin M.V. Critical evaluation of transition from laminar to turbulent shear layers with emphasis on hypersonically traveling bodies // AFFDL TR-68-149, 1969. 140 p.

5. Бэтчов Р., Криминале В. Вопросы гидродинамической устойчивости. М.: Мир. 1971. 352 с.

6. Гольдштик М.А., Штерн В.Н. Гидродинамическая устойчивость и турбулентность. Новосибирск: Наука. 1977. 366 с.

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

8. Гапонов С.А., Левченко В.Я. Современные проблемы перехода пограничного слоя // Успехи механики, Т. 4, № 4, 1981. С. 47-90.

9. Качанов Ю.С., Козлов В.В., Левченко В.Я. Возникновение турбулентности в пограничном слое. Новосибирск: Наука, 1982. 151 с.

10. Ландау Л.Д., Лифшиц Е.М. Гидродинамика. М.: Наука. 1986. 736 с.

11. Жигулев В.Н., Тумин А.М. Вознкновение турбулентности. Новосибирск: Наука, 1987. 282 с.

12. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. М.: Наука. 1987. 840 pp.

13. Morkovin M.V. Panoramic view of changes in vorticity distribution in transition instabilities and turbulence // Boundary Layer Stability and Transition to Turbulence, ed. D.C.Reda, H.L.Reed, R.Kobayashi. - The First

ASME/JSME Fluids Engineering Conference, Portland, Oregon, 23-27 June. 1991. pp. 1-12.

14. Laufer J., Vrebalovich T. Stability and transition of a laminar boundary layer on an insulated flat plate // J. Fluid Mech., Vol. 9, 1960. pp. 257-299.

15. Kendall J.M. Supersonic boundary layer stability experiments // Proc. Boundary Layer Transition Study Group Meeting. - V.II. - Aerospace Corp., San Bernardino, CA. 1967. pp. 10-1, 10-8.

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

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

18. Reshotko Е. A program for transition research // AIAA J., Vol. 13, No. 3, 1975. pp. 261-265.

19. Решотко Э. Устойчивость ламинарного пограничного слоя и его переход в турбулентный // Вихревые движения жидкости. - М.: Мир, 1979. С. 1157.

20. Маслов А.А. Возникновение турбулентности в сверхзвуковых пограничных слоях. Дисс.. д.ф.-м.н. Новосибирск. 1987. 348 с.

21. Kosinov A.D., Maslov A.A., and Shevelkov S.G. Experiments on the stability of supersonic laminar boundary layers // J. Fluid Mech., Vol. 219, 1990. pp. 621-633.

22. Eilebacher G., Hussaini M.Y. Numerical experiments in supersonic boundary-layer stability // Phys. Fluids, Vol. 2, 1990. pp. 94-103.

23. Masad J.A., Nayfeh A.H. On the subharmonic instability of compressible boundary layers // Laminar-Turbulent Transition (eds. D.Arnal, R.Michel). -Heidelberg: Springer-Verlag, 1990. pp. 271-278.

24. Thumm A., Wolz W., and Fasel H. Numerical simulation of spatially growing

three-dimensional disturbance waves in compressible boundary layers // Laminar-Turbulent Transition (eds. D.Arnal, R.Michel). - Heidelberg: Springer-Verlag, 1990. pp. 303-310.

25. Косинов А.Д. Экспериментальное исследование волновых явлений при ламинарно-турбулентном переходе сверхзвукового пограничного слоя. Дисс.. д.ф.-м.н. Новосибирск. 1998. 328 с.

26. Schlichting H. Boundary-layer theory. N.Y.: McGraw-Hill Company (Seventh Edition). 1979. 817 pp.

27. Kuchemann D. Storungsbewegungen in einer Gasstromung mit Grenzschicht // ZAMM, Vol. 18, 1938. pp. 207-222.

28. Lees L., Lin C.C. Investigation of the stability of the laminar boundary layer in a compressible fluid // NACA TN, 1946. - N 1115. - 83 p.

29. Lees L. The stability of the laminar boundary layer in a compressible fluid // NACA TR., 1947. - N 876. - 47 p.

30. Dunn D.W., Lin C.C. On the stability of the laminar boundary layer in a compressible fluid // J. Aeronaut. Sci., Vol. 22, No. 7, 1955. pp. 455-477.

31. Lees L., Reshotko E. Stability of the compressible laminar boundary layer // J. Fluid Mech., Vol. 12, No. 4, 1962. pp. 555-590.

32. Нейланд В.Я., Боголепов В.В., Дудин Г.Н., Липатов И.И. Асимптотическая теория сверхзвуковых течений вязкого газа. М.: ФИЗМАТЛИТ. 2003. 456 с.

33. Шалаев В.И. Применение аналитических методов в современной аэромеханике. Ч.1. Теория пограничного слоя. М.: МФТИ. 2010. 300 с.

34. Шалаев В.И. Применение аналитических методов в современной аэромеханике. Ч.2. Гидродинамическое взаимодействие тел. М.: МФТИ. 2013. 173 с.

35. Lees L. Comments on the "Effect of surface cooling on laminar boundary-

layer stability" // J. Aeronaut. Sci., Vol. 18, 1951. P. 844.

36. Петров Г.В. Устойчивость пограничного слоя газа с химическими реакциями на каталитической поверхности // ФГВ., Т. 10, № 6, 1974. С. 797-801.

37. Mack L.M. Linear stability theory and the problem of supersonic boundary-layer transition // AIAA J., Vol. 13, No. 3, 1975. pp. 278-289.

38. Гапонов С.А. Устойчивость сверхзвукового пограничного слоя на проницаемой поверхности с теплообменом // Изв. АН СССР. МЖГ., Т. 1, 1977. С. 41-46.

39. Петров Г.В. Устойчивость пограничного слоя каталитически рекомбинирующего газа // Ж. прикл. мех. и техн. физики, Т. 1, 1978. С. 40-45.

40. Khan M.M.S., Reshotko E. Stability of the laminar boundary layer a blunted plate in supersonic flows // FTAS TR-79-142, 1979. - 230 p.

41. Гапонов С.А., Маслов А.А. Устойчивость сверхзвукового пограничного слоя с градиентом давления и отсасыванием // Развитие возмущений в пограничном слое. - Новосибирск, 1979. С. 95-103.

42. Петров Г.В. Устойчивость пограничного слоя неравновесно диссоциирующего газа. Дисс.. к.ф.-м.н. Новосибирск. 1980. 129 с.

43. Сидоренко Н.В., Тумин А.М. Гидродинамическая устойчивость течений в пограничном слое сжимаемого газа // Механика неоднородных сред. -Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР, 1981. С. 29-45.

44. Федоров А.В. К вопросу о развитии волн неустойчивости в пограничном слое сжимаемого газа // Числ. методы механики сплошной среды, Т. 13, № 2, 1982. С. 144-149.

45. Mack L.M. Remarks on disputed numerical results in compressible boundary layer stability theory // Phys. Fluids., Vol. 27, No. 2, 1984. pp. 342-347.

46. Лысенко В.И. О роли первой и второй мод возмущений в процессе перехода сверхзвукового пограничного слоя // Ж. прикл. мех. и техн. физики, Т. 6, 1985. С. 58-62.

47. Лысенко В.И. Характеристики устойчивости сверхзвукового пограничного слоя и их связь с положением перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный // Изв. СО АН СССР. Сер. техн. наук., Т. 4, № 1, 1985. С. 79-86.

48. Bertolotti F. The effects of approximations to the thermodynamic properties on the stability of compressible boundary layer flow // Instability and Transition (eds. M.Y.Hussaini, R.G.Voigt). - N.Y.: Springer-Verlag, Vol. 2, 1989.

49. Федоров А.В. Неустойчивость энтропийного слоя на затупленной пластине в сверхзвуковом потоке газа // ПМТФ, Т. 3, 1990. С. 63-69.

50. Malik M.R., Anderson E.C. Real gas effect on hypersonic boundary-layer stability // Phys. Fluids A., Vol. 3, 1991. pp. 803-821.

51. Al-Maaitah A.A., Nayfeh A.H., and Masad J.A. Effect of suction on the stability of supersonic boundary layers. Part I: Second-Mode Waves // J. Fluids Engng., Vol. 113, 1992. pp. 591-597.

52. Masad J.A., Nayfeh A.H., and Al-Maaitah A.A. Effect of suction on the stability of supersonic boundary layers. Part II: First-Mode Waves // J. Fluids Engng., Vol. 113, 1992. pp. 598-601.

53. Stuckert G., Reed H.L. Linear disturbances in hypersonic, chemically reacting shock layers // AIAA J., Vol. 32, 1994. pp. 1384-1393.

54. Kufner E., Dallmann U. Entropy- and boundary layer instability of hypersonic cone flows-effects of mean flow variations // Laminar-Turbulent Transition (ed. R.Kobayashi). - Berlin: Springer-Verlag, 1995. pp. 197-204.

55. Гапонов С.А., Петров Г.В. Устойчивость пограничного слоя

неравновесно диссоциирующего газа. Новосибирск: Наука. 2013. 96 с.

56. Гапонов С.А., Терехова Н.М. Моделирование влияния внешнего градиента давления на устойчивость возмущений в пограничных слоях сжимаемого газа // Вестник НГУ. Серия Физика, Т. 8, № 4, 2013. С. 6475.

57. Гапонов С.А., Терехова Н.М. Устойчивость возмущений в сверхзвуковом пограничном слое сжимаемого газа с теплообменом на стенке // Современная наука, Т. 1, № 12, 2013. С. 111-116.

58. Гапонов С.А., Терехова Н.М. Управление устойчивостью сверхзвукового пограничного слоя с помощью распределенного массообмена через пористую стенку // Известия РАН , МЖГ, № 6, 2013. С. 61-71.

59. Гапонов С.А., Терехова Н.М. Устойчивость сверхзвукового пограничного слоя на пористой пластине с гибким покрытием // Теплофизика и аэромеханика, Т. 21, № 2, 2014. С. 149-162.

60. Кудрявцев А.Н., Поплавская Т.В. Подавление пульсаций, генерируемых в гиперзвуковом ударном слое внешними акустическими волнами // Ученые записки ЦАГИ, Т. 41, № 2, 2010. С. 31-36.

61. Гапонов С.А., Маслов А.А. Численное решение задачи о полной стабилизации сверхзвукового пограничного слоя // Ж. прикл. мех. и техн. физики, № 2, 1972. С. 39-43.

62. Гапонов С.А., Маслов А.А. О численном и асимптотическом методах решения задачи о полной стабилизации пограничного слоя // Ж. прикл. мех. и техн. физики, № 3, 1972. С. 60-64.

63. Mayer C., Fasel H.F. Investigation of Asymmetric Subharmonic Resonance in a Supersonic Boundary Layer at Mach 2 Using DNS // AIAA-paper №20080591, 2008.

64. Mayer C.S.J., Wernz S., and Fasel H.F. Investigation of oblique breakdown in a supersonic boundary layer at Mach 2 using DNS // AIAA Paper 2007-0949, 2007. pp. 1-17.

65. Кудрявцев А.Н., Хотяновский Д.В. Прямое численное моделирование стабилизации сверхзвуковых пограничных слоев пористыми покрытиями, поглощающими ультразвук // Вычислительный эксперимент в аэроакустике : Сборник тезисов IV Всероссийской конференции с элементами научной школы для молодежи (Светлогорск, 17-22 сент. 2012 г.). -М., 2012. С. 100.

66. Хотяновский Д.В., Кудрявцев А.Н. Прямое численное моделирование перехода к турбулентности в сверхзвуковом пограничном слое // одели и методы аэродинамики: Материалы Двенадцатой Междунар.школы -семинара. -М.: МЦНМО, 2012. С. 193-194.

67. Хотяновский Д.В., Кудрявцев А.Н. рямое численное моделирование переходного сверхзвукового пограничного слоя на плоской пластине // Вестник Нижегородского университета им. Н.И. Лобачевского : [X Всероссийский съезд по фундаментальным проблемам теоретической и прикладной механики (Нижний Новгород, 24-30 авг., 2011 г.)], Т. 4, № 3, 2011. С. 1235-1236.

68. Fasel H., Konzelmann U. Non-parallel stability of a flat-plate boundary layer using the complete Navier-Stokes equations // J. Fluid Mech., Vol. 221, 1990. pp. 311-347.

69. Fasel H., Thumm A., and Bestek H. Direct numerical simulation of transition in supersonic boundary layers: oblique breakdown // ASME FED-vol.151. -1993. - Transitional and Turbulent Compressible Flows (eds. Kral L.D., Zang T.A.). pp. 77-92.

70. Pruett C.D., Chang C.L. A comparison of PSE and DNS for high-speed boundary-layer flows // FED-vol.151. - 1993. - Transitional and Turbulent

Compressible Flows (eds. Kral L.D., Zang T.A.). pp. 57-67.

71. Eissler W., Bestek H. Wall-temperature effects on transition in supersonic boundary layers investigated by direct numerical simulations // Transitional Boundary Layers in Aeronautics (eds. R.A.W.M.Henkes, J.L. van Ingen). -Amsterdam. 1996. pp. 459-467.

72. Guo Y., Kleiser L., and Adams N.A. A comparison study of an improved temporal DNS and spatial DNS of compressible boundary layer transition // AIAA Paper. N 94-2371, 1994.

73. Lebiga V.A., Maslov A.A., and Pridanov V.G. Experimental investigation of the stability of supersonic boundary layer on a flat insulated plate // Archives Mech., Vol. 31, No. 3, 1979. pp. 397-505.

74. Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Левченко В.Я., Семенов Н.В. О неустойчивости пространственного сверхзвукового пограничного слоя // ПМТФ, Т. 36, № 5, 1995. С. 50-54.

75. Лукашевич С.В., Морозов С.О., Шиплюк А.Н. Экспериментальное исследование влияния пассивного пористого покрытия на возмущения в гиперзвуковом пограничном слое. 1. Влияние протяженности пористого покрытия // Прикладная механика и техническая физика, Т. 54, № 4, 2013. С. 68-73.

76. Лукашевич С.В., Морозов С.О., Шиплюк А.Н. Экспериментальное исследование влияния параметров пассивного пористого покрытия на развитие возмущений в гиперзвуковом пограничном слое // Письма в ЖТФ, Т. 38, № 23, 2012. С. 83-88.

77. Бунтин Д.А., Лукашевич С.В., Маслов А.А., Шиплюк А.Н. Влияние затупления носовой части конуса и ультразвук-поглощающего покрытия на переход в гиперзвуковом пограничном слое // Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 6, 2010. С. 74-81.

78. Fedorov A.V., Kozlov V.V., Shiplyuk A.N., Maslov A.A., and Malmuth N. Stability of hypersonic boundary layer on porous wall with regular microstructure // AIAA J., Vol. 44, No. 8, 2006. pp. 1866-1871.

79. Maslov A.A., Shiplyuk A.N., Bountin D.A., and Sidorenko A.A. Mach 6 boundary-layer stability experiments on sharp and blunted cones // J. Spacecraft and Rockets, Vol. 43, No. 1, 2006. pp. 71-76.

80. Шиплюк А.Н., Буров Е.В., Маслов А.А., Фомин В.М. Влияние пористых покрытий на устойчивость гиперзвуковых пограничных слоев // Прикл. механика и техн. физика, Т. 45, № 2, 2004. С. 169-176.

81. Приданов В.Г., Черных В.В. Экспериментальное исследование влияния притупления передней кромки плоской пластины на переход в пограничном слое // Газодинамика и физическая кинетика. Новосибирск, 1974. С. 71-72.

82. Лебига В.А., Маслов А.А., Приданов В.Г. Экспериментальное исследование устойчивости сверхзвукового пограничного слоя на плоской пластине с притуплением передней кромки // Изв. АН СССР. МЖГ, № 4, 1977. С. 65-70.

83. Pate S.R. Supersonic Boundary-Layer Transition: Effects of Roughness and Freestream Disturbances // AIAA J., Vol. 9, No. 5, 1971. pp. 797-803.

84. Chernorai V.G., Litvinenko Y.A., Kozlov V.V., and Grek G.R. Nonlinear instability research of longitudinal structure generated by roughness in unswept wing boundary layer // Thermophysics and Aeromechanics, Vol. 14, No. 3, 2007. pp. 343-358.

85. Бородулин В.И., Иванов А.В., Качанов Ю.С., Комарова В.Ю. Распределенная двумерная восприимчивость пограничного слоя к нестационарным вихревым возмущениям в присутствии неровностей поверхности // Теплофизика и аэромеханика, Т. 13, № 2, 2006. С. 199 -224.

86. Гапоненко В.Р., Иванов А.В., Качанов Ю.С. Экспериментальное исследование восприимчивости пограничного слоя скользящего крыла. 2. Неровности поверхности // Теплофизика и аэромеханика, Т. 9, № 2, 2002. С. 181-192.

87. Borodulin V.I., Ivanov A.V., Kachanov Y.S., and Roschektaev A.P. Receptivity coefficients at excitation of cross-flow waves by free-stream vortices in the presence of surface roughness // Journal of Fluid Mechanics, Vol. 716, 2013. pp. 487-527.

88. Гапонов С.А., Масленникова И.И. Субгармоническая неустойчивость сверхзвукового пограничного слоя // Теплофизика и аэромеханика, Т. 4, № 1, 1997. С. 10-17.

89. Kosinov A.D., Tumin A.M. Resonance interaction of wave trains in supersonic boundary layer // Nonlinear Instability and Transition in Three-Dimensional Boundary Layers (eds. P.W.Duck, P.Hall). - Kluwer: Academic Publishers. 1996. pp. 379-388.

90. Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В., Шевельков С.Г. Экспериментальное исследование нелинейных волновых процессов в сверхзвуковом пограничном слое на плоской пластине // Математическое моделирование, аэродинамика и физическая газодинамика (ред. В.М.Фомин). - Новосибирск: ИТПМ СО РАН. 1995. С. 97-106.

91. Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В. Экспериментальное исследование нелинейного развития волн неустойчивости на плоской пластине при числе Маха М=3 // ПМТФ, Т. 2, 1997. С. 107-114.

92. Kosinov A.D., Semionov N.V., and Yermolaev Y.G. Experiments on the wave train excitation and wave interaction in spanwise modulated supersonic boundary layer // Seventh IUTAM Symp. on Laminar-Turbulent Transition. Stockholm, Sweden, June, 2009. Proc. Heideberg: Springer. 2010. Vol. 18.

pp. 513-516.

93. Kosinov A.D., Semionov N.V., Shevelkov S.G., and Zinin O.I. Experiments on the nonlinear instability of supersonic boundary layers // Nonlinear Instability of Nonparallel Flows (eds. S.P.Lin, W.R.C.Phillips, D.T.Valentine). - Berlin, Heidelberg: Springer-Verlag, 1994. pp. 196-205.

94. Косорыгин В.С., Поляков Н.Ф. Автодеструкция неустойчивых волн ламинарного пограничного слоя. Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР. Препринт № 11-90, 1990. 40 с.

95. Saric W.S., Reed H.L. Supersonic laminar flow control on swept wings using distributed roughness // AIAA Paper; N 2002-0147, 2002. 10 p.

96. Kosinov A.D., Yermolaev Y.G., Semionov N.V., and Tagaev S.N. Mean flow distortion effect on the nonlinear wave interaction at the transition in supersonic boundary layer // Abstracts of XIII International Conference on the Methods of Aerophysical Research, 30 June-6 July, Novosibirsk, Part I. 2008. pp. 168-169.

97. Groskop G., Kloker M.J., Stephani K.A., Marxen O., and Iaccarino G. Hypersonic flows with discrete oblique surface roughness and their stability properties // Proc. of the 2010 Summer Program, CTR. 2010. pp. 405-422.

98. Tumin A., Reshotko E. Spatial theory of optimal disturbances in boundary layers // Phys. Fluids, Vol. 13, No. 7, 2001. pp. 2097-2104.

99. Reshotko E. Transient growth a factor in bypass transition // Phys. Fluids, Vol. 13, No. 5, 2001. pp. 1067-1075.

100. Radeztsky J.R.H., Reibert M.S., and Saric W.S. Effect of isolated micron-sized roughness on transition in swept-wing flows // AIAA J., Vol. 37, No. 11, 1999. pp. 1371-1377.

101. Fransson J.H.M., Fallenius B.E.G., Shahinfar S., Sattarzadeh S.S., and Talamelli A. dvanced fluid research on drag reduction in turbulence

experiments // J. of Physics: Conf. Series. 2011. Vol. 318, 032007.

102. Fransson J.H.M., Brandt L., Talamelli A., and Cossu C. Experimental and theoretical investigation of the nonmodal growth of steady streaks in a at plate boundary layer // Phys. Fluids., Vol. 16, No. 10, 2004. pp. 3627-3638.

103. Fransson J.H.M., Talamelli A., Brandt L., and Cossu C. Delaying transition to turbulence by a passive mechanism // Phys. Rev. Lett. 2006. Vol. 96, 064501.

104. Семёнов Н.В., Косинов А.Д. Метод управления ламинарно-турбулентным переходом сверхзвукового пограничного слоя на скользящем крыле // Теплофизика и аэромеханика, Т. 14, № 3, 2007. С. 353-357.

105. Piot E., Content C., and Casalis G. Receptivity of crossflow instabilities to a periodic roughness array on a swept cylinder: investigation of the roughness size influence // AIAA Paper; N 2008-502, 2008. 13 p.

106. Schneider S.P. Effects of roughness on hypersonic boundary-layer transition // J. Spacecraft and Rockets, Vol. 45, No. 2, 2008. pp. 193-209.

107. Fujii K. An Experiment of Two Dimensional Roughness Effect on Hypersonic Boundary-Layer Transition // AIAA Paper; N 2005-891, 2005. 12 p.

108. Jaeck C.L. Analysis of Pressure and Heat Transfer Tests on Surface Roughness Elements with Laminar and Turbulent Boundary Layers // NASA Contractor Report; NASA CR-537, 1966. 143 p.

109. Braslow A.L. A review of factors affecting boundary-layer transition // NASA technical note D-3384. 1966. 28 pp.

110. Joslin R.D. Overview of Laminar Flow Control // NASA/TP-1998-208705, 1998. 142 p.

111. Joslin R.D. Aircraft laminar flow control // Annual Review of Fluid Mechanics, Vol. 30, 1998. pp. 1-29.

112. Saric W.S., Carpenter A.L., and Reed H.L. Laminar Flow Control Flight Tests for Swept Wings: Strategies for LFC // AIAA Paper; N 2008-3834, 2008. 9 p.

113. Chernyshev S.L., Kiselev A.P., and Kuryachii A.P. Laminar flow control research at TsAGI: Past and present // Progress in Aerospace Sciences, Vol. 47, 2011. pp. 169-185.

114. Denissen N.A., Downs III R.S., and White E.B. Transient Growth due to Surface Roughness: Theory, Simulation and Experiment // AIAA Paper; N 2009-175, 2009. 17 p.

115. Косинов А.Д., Семёнов Н.В., Фомин В.М. б управлении переходом в сверхзвуковых пограничных слоях на скользящих крыльях // Проблемы и достижения прикладной математики и механики: к 70-летию академика В.М. Фомина: сб. науч. тр. Новосибирск: Параллель, 2010. С. 353-363.

116. Wilson J.R. The new shape of supersonics // Aerospace America, June 2002. pp. 26-33.

117. Boiko A.V., Kozlov V.V., Syzrantsev V.V., and Sherbakov V.A. Active control over secondary instability in a three-dimensional boundary layer // Thermophysics and Aeromechanics, Vol. 6, No. 2, 1999. pp. 67-78.

118. Багаев Г.И., Лебига В.А., Приданов В.Г., Черных В.В. Сверхзвуковая аэродинамическая труба Т-325 с пониженной степенью турбулентности // Аэрофизические исследования. - Новосибирск, 1972. С. 11 -13.

119. Косинов А.Д. и др. АСНИ ИТПМ. Подсистема Т-325. Локальная автоматизированная система экспериментальных исследований. Отчет. -Новосибирск: ИТПМ СО РАН, 1990. - № 2050. 28 с.

120. Зинин О.И., Косинов А.Д., Семенов Н.В., Шевельков С.Г. Комплекс технических и программных средств для измерения нестационарных параметров сверхзвукового потока. Отчет. - Новосибирск: ИТПМ СО

РАН, 1992. - № 2158. 21 с.

121. Kosinov A.D., Ermolaev Y.G., Nikolaev N.N., Semionov N.V., and Semisynov A.I. On the measurements of the pulsation in supersonic boundary layer by constant temperature hot- wire anemometer // Intern. Conf. on the Methods of Aerophys. Research: Proc. Pt 5. Novosibirsk. 2007. pp. 81-86.

122. Лебига В.А. Вопросы измерения характеристик турбулентности сжимаемых течений // Методы и техника аэрофизических исследований. - Новосибирск, 1978. С. 44-56.

123. Косинов А.Д., Маслов А.А., Семенов Н.В. Методы введения искусственных возмущений в сверхзвуковой поток. Препринт/ АН СССР. Сиб. отд-ние. Ин-т теорет. и прикл. механики; № 34-83. Новосибирск. 1983. 32 с.

124. Kosinov A.D., Semionov N.V., and Shevelkov S.G. Investigation of supersonic boundary layer stability and transition using controlled disturbances // nt. Conf. Of the methods of Aerophys. Research. Proc. Pt.2. Novosibirsk. 1994. pp. 159-166.

125. Kosinov A.D., Semionov N.V., and Yermolaev Y.G. On modeling of laminarturbulent transition of supersonic boundary layer in controlled conditions // ICMAR-96 Conference, Part 2. Novosibirsk. 1996. pp. 137-142.

126. Косинов А.Д. Развитие искусственных возмущений в сверхзвуковом пограничном слое: Дисс.. к.ф.-м.н. Новосибирск. 1986. 154 с.

127. Kosinov A.D., Semionov N.V., and Yermolaev Y.G. Disturbances in test section of T-325 supersonic wind tunnel (Preprint/ Russian Academy of Sciences, Siberian Division, Institute of Theoretical and Applied Mechanics; No. 6- 99). Novosibirsk. 1999. 24 pp.

128. Laufer J., McLellan R. Measurement of heat transfer from fine wires in supersonic flow // J. Fluid Mech, Vol. 1, 1956. pp. 276-289.

129. Ермолаев Ю.Г. Экспериментальное исследование нелинейного развития контролируемых возмущений в сверхзвуковом пограничном слое: Дисс.. к.ф.-м.н. Новосибирск. 2002. 198 с.

130. Smits A.J., Hayakawa K., and Muck K.C. Constant-temperature hot wire anemometer practice in supersonic flows. Part 1: The Normal Wire // J. Exp. in Fluids., Vol. 1, 1983. pp. 83-92.

131. Васильев Д.В., Витоль М.Р., Горшенков Ю.Н., Самойло К.А., Федосова Т.С., Черниговская Э.М. Радиотехнические цепи и сигналы: учеб. пособие для вузов. Под ред. Самойло К.А. М.: Радио и связь, 1982. 528 с.

132. Панина А.В. Исследование влияния поперечной неоднородности течения на развитие волнового пакета в сверхзвуковом пограничном слое. Квалификационная работа на соискание степени бакалавра. НГУ, 2009. 48 с.

133. Kosinov A.D., Yermolaev Y.G., Nikolaev N.N., Semionov N.V., Semisynov A.I., Semionov N.V., and Semisynov A.I. On the measurement of the pulsation in supersonic flow by constant temperature hot - wire anemometer // 13th International Conference on the Methods of Aerophysical Research (ICMAR-2007): (Novosibirsk, Russia, 5 - 10 Febr., 2007): Proc. - Pt.5. Novosibirsk: Parallel. 2007. pp. 81-86.

134. Yermolaev Y.G., Kosinov A.D., Semionov N.V., and Semisynov A.I. Interaction of the artificial disturbances with natural pulsations in supersonic boundary layer // 3th International Conference on the Methods of Aerophysical Research (ICMAR-2007) : (Novosibirsk, Russia, 5 - 10 Febr. , 2007) : Proc. - Pt.4. Novosibirsk: Parallel. 2007. pp. 198-203.

135. Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В. Характерные особенности слабо-нелинейного взаимодействия волн неустойчивости в сверхзвуковом пограничном слое // Вестник Новосибирского Государственного университета. Серия: Физика, Т. 3, № 3, 2008. С. 3-13.

136. Ermolaev Y.G., Kosinov A.D., and Semionov N.V. Experimental investigation of laminar-turbulent transition process in supersonic boundary layer using controlled disturbance // Nonlinear Instability and Transition in Three-Dimensional Boundary Layers (eds. P.W.Duck, P.Hall). - Kluwer: Academic Publishers, 1996. pp. 17-26.

137. Kosinov A.D., Semionov N.V., and Yermolaev Y.G. Experiments on the wave train development in 3D boundary layer at Mach 2 // Journal of Physics: Conference Series (JPCS), Vol. 318, No. 032011, 2011. pp. 1-9.

138. Гапонов С.А., Смородский Б.В. Линейная устойчивость трехмерных пограничных слоев // ПМТФ, Т. 49, № 2, 2008. С. 3-14.

139. Косинов А.Д., Семисынов А.И. О характере развития естественных возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на плоской пластине // Теплофизика и аэромеханика, Т. 10, № 1, 2003. С. 41-46.

140. Методы физических измерений (лабораторный практикум по физике) / Ред. проф. Р. И. Солоухина. Новосибирск: Наука, 1975. 292 с.

Приложение 1. Погрешность определения параметров потока

Абсолютная погрешность величины Ь = ^хи Х2 • • • Хп ) равна [140]:

п

ЛЬ = X

I=1

^Ах

dx '

где ЛХ1 абсолютная погрешность величины X

Относительная погрешность ЛЬ/Ь в случае Ь = ±х1. . .±хп определяется

как:

5Ь = ЛЬ/Ь = /Х±х;

если Ь = п х, то

5Ь = X 8x1 ;

если Ь = х1п , то

8Ь = п8х

1. Определение 8М.

М =

I

у-1

'А

Р

V ст /

-1

8ртах - 1%. Определим Ро/Рст = А, тогда 8А = 2%, а 8(А(^) = 0,6%. Для М=2 функция А(у~1)/у = 1,8, следовательно

1 0,6% • 1,8

2. Определение

Яе1 ~ const•P•M•(T+124)/T2 , 8Ттах = 0,5%, при Т = 170 К, 8Т2 = 1% ЛТ = 8Ттах Т - 1°, тогда

8(Т+124) = 1/(170+124) - 0,3% 8((Т+124)/Т2) = 1% +0,3% = 1,3% ,

поэтому

8Яег = 1% + 0,6% + 1,3% ~ ±3%

5

Приложение 2. Список опубликованных работ по теме диссертации.

Публикации в рецензируемых журналах

1. А.В. Панина, А.Д. Косинов, Ю.Г. Ермолаев, Н.В. Семенов. Исследование влияния поперечной неоднородности течения на развитие волнового пакета в сверхзвуковом пограничном слое. Вестник Новосибирского Государственного Университета, серия Физика, 2010, Том 5, вып.2. стр. 17-27.

2. Косинов А.Д., Панина А.В., Колосов Г.Л. Экспериментальное исследование возбуждения и развития контролируемых возмущений в поперечно модулированных пограничных слоях при числе Маха 2 // Вестник Нижегородского университета им. Н.И. Лобачевского: [X Всероссийский съезд по фундаментальным проблемам теоретической и прикладной механики (Нижний Новгород, 24-30 авг., 2011 г.)]. - 2011. -N0.4. -Ч.3. -С. 874-876.

3. Колосов Г.Л., Панина А.В., Косинов А.Д., Ермолаев Ю.Г., Семёнов Н.В. Пространственно-волновая структура контролируемых возмущений в трехмерном сверхзвуковом пограничном слое // Вестн. НГУ. Сер. Физика. - 2011. -Т.6, N0.4. -С. 5-15.

4. А.В. Панина, А.Д. Косинов, Ю.Г. Ермолаев, В.Н. Горев, Н.В. Семёнов. Экспериментальное исследование средних и пульсационных характеристик 2D/3D сверхзвукового пограничного слоя за плоскими одиночными шероховатостями // Теплофизика и аэромеханика, 2014. Т. 21, № 1. С. 3-13.

Статьи в сборниках

5. Панина А.В., Ермолаев Ю.Г., Семёнов Н.В., Косинов А.Д. О стабилизации контролируемых возмущений в 2D и 3D сверхзвуковых пограничных слоях // Аэродинамика и прочность конструкций

летательных аппаратов. Труды всероссийской юбилейной научно-технической конференции, посвященной 70-летию со дня основания СибНИА (20-21 сентября 2011) / под. ред. А.Н. Серьёзнова и В.К. Келова - Новосибирск: СибНИА, 2011. стр. 119-123.

6. A.D. Kosinov, G.L. Kolosov, A.V. Panina, N.V. Semionov and Yu.G. Yermolaev. Experiments on relative receptivity of three-dimensional supersonic boundary layer to controlled disturbances and its development // Progress in Flight Physics, 2013, Vol. 5, p. 69-80

Публикации в материалах научных мероприятий

7. A.D. Kosinov, A.V. Panina, N.V. Semionov and Yu.G. Yermolaev. On artificial disturbances development in spanwise modulated supersonic boundary layer at Mach 2 in Resent Advances in Fluid Mechanics and Aerodynamics.// Proceedings of the 7th IASME/WSEAS International Conference on FLUID MECHANICS and AERODYNAMICS (FMA'09), ISSN: 1790-5095, ISBN: 978-960-474-106-9, Moscow, Russia, August 2022, 2009, p. 94-100.

8. А.В. Панина. Экспериментальное исследование влияния поперечной неоднородности течения на развитие волнового пакета в сверхзвуковом пограничном слое. Материалы XLVIII международной научной студенческой конференции «Студент и научно-технический прогресс»: Физика/ Новосиб. гос. ун-т. Новосибирск, 2010. стр. 54.

9. А.В. Панина, А.Д. Косинов, Ю.Г. Ермолаев, Н.В. Семенов. Экспериментальное исследование пассивного управления восприимчивостью сверхзвукового пограничного слоя к контролируемым возмущениям микрошероховатостью поверхности.// Устойчивость и турбулентность течений гомогенных и гетерогенных жидкостей: Докл. Всероссийской молодежной конф. Вып. XII/ Под ред. В.В. Козлова. Новосибирск: Параллель, 2010. стр.233-236.

10. A.D. Kosinov, Yu.G. Yermolaev, N.V. Semionov, A.V. Panina. Experimental study of influence of spanwise flow inhomogeneity on controlled disturbances evolution in supersonic boundary layer // International Conference on the Methods of Aerophysical Research: Abstr. Pt. I / Ed. V.M. Fomin. Novosibirsk: Parallel, 2010. p. 138-139.

11. А.В. Панина. О влиянии пространственной неоднородности течения на порождение и эволюцию волнового поезда в пограничном слое при числе Маха 2 // XI Всероссийская школа-конференция молодых ученых «Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики» 17-19 ноября 2010 г., тезисы докладов, Новосибирск. стр. 73.

12. Панина А.В., Ермолаев Ю.Г. Исследование порождения и развития волнового пакета в неоднородных сверхзвуковых пограничных слоях // Проблемы механики : теория, эксперимент и новые технологии: доклады IX Всероссийской конференции молодых ученых (Новосибирск, 23 - 25 апр. 2012 г.) / под ред. В.В. Козлова. -Новосибирск, 2012. -С. 227-230.

13. Kosinov A.D., Panina A.V., Semionov N.V., Yermolaev Yu.G. On nonlinear wave interaction in spanwise modulated supersonic boundary layer // International Conference on the Methods of Aerophysical Research, August 19-25, 2012, Kazan, Russia: Abstracts. Pt. II/ Ed. V.M. Fomin. - Kazan, 2012. p. 161-162

14. Panina A.V., Kosinov A.D., Semionov N.V., Yermolaev Yu.G. Mach number influence on wave-train generation and development in supersonic boundary layer // International Conference on the Methods of Aerophysical Research, August 19-25, 2012, Kazan, Russia: Abstracts. Pt. II/ Ed. V.M. Fomin. -Kazan, 2012. p. 210-211

15. A.D. Kosinov, A.V. Panina, N.V. Semionov and Yu.G. Yermolaev. Nonlinear wave-train development in spanwise modulated supersonic boundary layer // http://www.efmc9.eu/absbook/files/0209 IN7 Kosinov Alexander.pdf

16. A.V. Panina, A.D. Kosinov, N.V. Semionov and Yu.G. Yermolaev. Mach number influence on wave-train generation and development in flat plate boundary layer //

http://www.efmc9.eu/absbook/files/0230 IN7 Panina Alexandra.pdf

17. Панина А.В. Экспериментальное исследование развития волнового поезда в поперечномодулированном 2D пограничном слое при числе Маха 2 и 2.5 // Материалы 51-й международной научной студенческой конференции «Студент и научно-технический прогресс»: Физика сплошных сред/ Новосиб. гос. ун-т. Новосибирск, 2013. стр. 25.

18. Панина А.В. Экспериментальное изучение относительной восприимчивости2D и 3D сверхзвукового пограничного слоя к стационарным возмущениям при числе Маха 2 // ВНКСФ - 19. Материалы конференции. Архангельск, 2013. стр. 417-418.

19. A.D. Kosinov, A.V. Panina, N.V. Semionov, Y.G. Yermolaev, S.A. Gaponov. Artificial disturbance damping in 2D and 3D supersonic boundary layers // Recent advances in fluid mechanics and heat & mass transfer (eds. Konstantin Volkov, Petr Mastny). Proceedings of the 11th International conference on fluid mechanics & aerodynamics (FMA'13). Proceedings of the 11th International conference on heat transfer, thermal engineering and environment (THE'13), Athens, Greece, May 14-16, 2013, P. 19-24. ISBN 978-1-61804-183-8.

20. A.D. Kosinov, A.V. Panina, N.V. Semionov, Y.G. Yermolaev. On the relative receptivity of 2D and 3D supersonic boundary layer to stationary disturbances at Mach 2 // 5th European Conference for Aeronautics and Space Sciences (Germany, Munich, 1-5 July, 2013): Program booklet, 2013. -10 p. CD-ROM.

21. А.Д. Косинов, А.В. Панина, Ю.Г. Ермолаев, Н.В. Семенов. Экспериментальное исследование возбуждения и развития волнового поезда в неоднородном 2D пограничном слое при числе Маха 2 и 2.5 //

Модели и методы аэродинамики. Материалы тринадцатой международной школы-семинара. - М.: МЦНМО, 2013. стр. 181-182.

22. Kosinov A.D., Panina A.V., Semionov N.V., Yermolaev Yu.G. Experiments on the wave train development in spanwise modulated 2D boundary layer at Mach 2 and 2.5 // 14th European turbulence conference (1-4 September 2013, Lyon, France). Proceedings.

23. Панина А.В. О развитии искусственных возмущений в пространственно -модулированных пограничных слоях при числе Маха 2 и 2,5. ВНКСФ - 20. Материалы конференции. Ижевск, 2014. стр. 499-500.

24. А.В. Панина. О возбуждении и развитии искусственных возмущений в пограничном слое скользящего крыла с шероховатостями при числах Маха 2 и 2,5. // Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии: Доклады X Всероссийской конференции молодых ученых / Под ред. В.В. Козлова. Новосибирск: Параллель, 2014. С. 167-170.

25. Panina A.V., Kosinov A.D., Semionov, Yermolaev Yu.G. On artificial disturbance evolution in spanwise modulated boundary layer on swept wing at Mach 2.5 // 17th International Conference on the Methods of Aerophysical Research (ICMAR'2014) (Russia, Novosibirsk, 30 Jun. - 6 Jul., 2014) : abstracts. Pt.I. -Novosibirsk, 2014. -P. 168-169.

26. Panina A.V., Kosinov A.D., Semionov N.V., Yermolaev Yu.G. On generation and development of controlled disturbances in 3D supersonic boundary layer on surface with roughness// Book of abstracts EFMC10 - European Fluid Mechanics Conference 10, Technical University of Denmark, Lyngby, September 15th - 18th , 2014, P.117.

27. Panina Alexandra, Kosinov Alexander. On artificial disturbance evolution in spanwise modulated boundary layers at Mach 2 and 2.5// Abstracts of IUTAM_ABCM 8th Symposium on Laminar Turbulent Transition, 8-12 September 2014, Rio de Janeiro, Brazil, 049, 3p.