Экспериментальное исследование возбуждения и эволюции волнового пакета в сверхзвуковых пограничных слоях тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 01.02.05, кандидат наук Яцких Алексей Анатольевич

• Яцких Алексей Анатольевич
• кандидат наук
• 2020

Оглавление диссертации кандидат наук Яцких Алексей Анатольевич

Перечень основных обозначений

ВВЕДЕНИЕ

Глава 1. Постановка экспериментов, оборудование и методика обработки

экспериментальных данных

1. 1 Описание аэродинамической трубы Т-325

1.2 Экспериментальные модели

1.3 Термоанемометрические измерения пульсаций потока

1.4 Обработка экспериментальных данных

Глава 2. Метод введения локализованных возмущений в сверхзвуковой пограничный слой

2.1 Возбуждение локализованных возмущений в сверхзвуковом пограничном слое импульсным разрядом

2.2 Влияние длительности и мощности импульсного разряда на генерируемые локализованные возмущения

2.3 Излучение возмущений от импульсного разряда во внешний поток над пограничным слоем

2.4 Выводы по главе

Глава 3. Эволюция волнового пакета в сверхзвуковом пограничном слое плоской пластины

3.1 Структура волнового пакета в сверхзвуковом пограничном слое плоской пластины

3.1.1 Развитие локализованного возмущения от длительного разряда (конфигурация I)

3.1.2 Развитие локализованного возмущения от кратковременного разряда (конфигурация II)

3.1.3 Сравнение эволюции локализованных возмущений различной длительности и амплитуды

3.2 Частотно-волновой анализ эволюции волнового пакета в

сверхзвуковом пограничном слое плоской пластины

3.3 Выводы по главе

Глава 4. Развитие волнового пакета в сверхзвуковом пограничном слое скользящего крыла

4.1 Структура волнового пакета в сверхзвуковом пограничном слое скользящего крыла

4.2 Частотно-волновой анализ эволюции волнового пакета в сверхзвуковом пограничном слое скользящего крыла

4.3 Выводы по главе

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

ЛИТЕРАТУРА

Приложение

Приложение

ПЕРЕЧЕНЬ ОСНОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИИ

М - число Маха набегающего потока, ио - скорость набегающего потока, V - кинематическая вязкость воздуха, Re1=UJ Уоо - единичное число Рейнольдса, /- размерная частота,

Е - постоянная составляющая выходного напряжения термоанемометра, е' - переменная составляющая выходного напряжения термоанемометра, Щ<5 - падение напряжения на разряде, I - сила тока разряда,

х, у, z - пространственные координаты, связанные с направлением свободного потока,

х ' z' - пространственные координаты, связанные с передней кромкой скользящего крыла,

и - компонента вектора скорости вдоль оси х,

т' = Щг • 100% - нормированные на локальное среднее течение пульсаций массового расхода,

<т > - среднеквадратичная величина пульсаций массового расхода, т'/р - комплексная амплитуда Фурье-компоненты возмущений, А/р- амплитуда, Фрр< - фаза,

аг - вещественное продольное волновое число,

-аi - пространственный коэффициент роста возмущений,

Р- вещественное волновое число в поперечном направлении,

С =-— - фазовая скорость распространения возмущения,

а и г о

Х- угол наклона фронта волны относительно набегающего потока.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Экспериментальное исследование возбуждения и эволюции волнового пакета в сверхзвуковых пограничных слоях»

ВВЕДЕНИЕ

Ламинарно-турбулентный переход сдвиговых течений является одной из фундаментальных проблем в механике жидкости и газа, обладающей большой практической значимостью [1-15]. Сложность проблемы ламинарно-турбулентного перехода стала ясна уже с работы Рейнольдса [16]. Турбулизация течений является сложным трехмерным нестационарным процессом.

Практически значимой является задача предсказания положения ламинарно-турбулентного перехода пограничного слоя, образующегося на поверхности летательных аппаратов. Продление участка ламинарного обтекания приведет к значительному увеличению топливной эффективности летательного аппарата.

Исследования процесса перехода ламинарного течения в пограничном слое в турбулентное проводятся более 70 лет. Сегодня считается общепризнанной связь ламинарно-турбулентного перехода пограничного слоя с потерей устойчивости течения. Несмотря на значительный прогресс в вычислительных и экспериментальных технологиях в последние десятилетия, до сих пор нет полного понимания процессов, приводящих к турбулизации пристенных течений.

Ламинарно-турбулентный переход пограничного слоя является сложным

комплексным явлением для теоретического описания и экспериментального

изучения. Считается, что турбулизация течения в пограничном слое

происходит благодаря возникновению и эволюции возмущений различного

типа, их роста и взаимодействия друг с другом с образованием

локализованных в пространстве и времени вихревых структур (волновые

пакеты, турбулентные пятна и т.п.) [3-7, 9, 11-15, 17-27]. Для малых

возмущений в процессе ламинарно-турбулентного перехода пограничного

слоя условно можно выделить следующие основные стадии: 1) возникновение

волн неустойчивости (задача о восприимчивости); 2) развитие волн

неустойчивости согласно линейной теории гидродинамической

5

неустойчивости; 3) нелинейная стадия эволюции и взаимодействия возмущений с последующим разрушением ламинарного течения до состояния турбулентности.

Следует отметить, что процесс перехода ламинарного течения в пограничном слое в турбулентное состояние зависит от многих условий: уровень и состав возмущений набегающего потока, скорость набегающего потока, кривизна модели, шероховатость поверхности и т.д. Когда внешние возмущения имеют большую амплитуду стадия линейного развития пульсаций пограничного слоя может совсем отсутствовать или быть очень короткой (bypass transition) [26]. При малых дозвуковых скоростях в безградиентном пограничном слое на линейной стадии развития возмущений наиболее усиливающимися являются двумерные волны Толлмина-Шлихтинга. При сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях на линейной стадии существуют две наиболее растущие моды возмущений: первая мода, аналогичная волнам Толлмина-Шлихтинга для сжимаемого случая, и вторая мода, принадлежащая семейству акустических волн [28]. В сверхзвуковом (М<5) двумерном пограничном слое, в отличие от случая малых дозвуковых скоростей, наибольшими коэффициентами роста обладают волны, имеющие фронты значительно наклоненные относительно направления набегающего потока. При значениях числа Маха потока M>5 ламинарно-турбулентный переход пограничного слоя определяется в основном второй модой неустойчивости. Процесс ламинарно-турбулентного перехода в трехмерном пограничном слое значительно отличается от двумерного случая. Например, на стреловидных крыльях возникают дополнительные неустойчивости: неустойчивость в области передней кромки, неустойчивость поперечного течения в виде стационарных и бегущих возмущений, неустойчивость Гётлера, возникающая при наличии вогнутой поверхности.

Сложность развития возмущений в пограничном слое затрудняет

создание методов предсказания и теоретического описания ламинарно-

турбулентного перехода. Для понимания и описания процесса эволюции

6

возмущений в пограничном слое необходимы подробные экспериментальные исследования. Можно выделить два основных подхода экспериментального исследования возникновения турбулентности в пограничных слоях. Первый подход заключается в изучении эволюции естественных возмущений в сдвиговом слое. В этом случае обычно рассматриваются их интегральные характеристики и анализируются спектры мощности, поскольку невозможно определить волновые характеристики пульсаций и количественно сравнить их с результатами линейной теории гидродинамической устойчивости. Другим подходом является эксперимент в контролируемых условиях, когда в поток вводятся возмущения с фиксированными начальными параметрами, что позволяет определять волновые характеристики возмущений в пограничном слое и напрямую сопоставлять экспериментальные данные с теоретическими расчетами.

Впервые эксперименты с контролируемым возбуждением возмущений были проведены более 70 лет назад [29]. В дозвуковой пограничный слой плоской пластины вводились двумерные периодические пульсации с узким спектральным составом, порождаемые колебаниями тонкой бронзовой ленты. Исследования развития этих возмущений вниз по потоку впервые подтвердили линейную теорию гидродинамической устойчивости, получив хорошее соответствие экспериментальных данных с расчетными характеристиками волн Толлмина-Шлихтинга. Дальнейшее развитие методов возбуждения контролируемых возмущений привело к значительным результатам. Разработано множество способов возбуждения контролируемых возмущений в несжимаемых пограничных слоях: вдув, отсос, вибрирующие мембраны на поверхности моделей и т.д. [14].

При периодическом воздействии на пограничный слой генерируются

возмущения, обладающие узким спектральным составом. Измерения

эволюции контролируемых периодических возмущений вниз по потоку

позволяют определить инкременты нарастания, фазовые скорости, изменение

пространственных масштабов возмущений заданной частоты. Благодаря

7

узкому спектральному составу изучаемых возмущений и высокой точности измерений возможно обнаружить слабонелинейные механизмы взаимодействия возмущений. Сегодня искусственное возбуждение периодических пульсаций в пограничном слое является распространённым и признанным методом исследования устойчивости пристенных течений. С помощью различных методов периодического воздействия на пограничный слой удается получать уникальные данные по ламинарно-турбулентному переходу [30-39].

В случае экспериментальных исследований ламинарно-турбулентного перехода в сверх- и гиперзвуковых пограничных слоях контролируемые периодические возмущения также используются. Наиболее эффективным способом введения в высокоскоростные пограничные слои вынужденных колебаний является тлеющий разряд, зажигающийся с большой частотой. Частота зажигания разряда обычно выбирается близкой к наиболее растущим собственным волнам пограничного слоя.

Впервые эксперименты с контролируемым возбуждением искусственных возмущений в сверхзвуковом пограничном слое были проведены Лауфером и Вреболовичем [40]. В пограничный слой плоской пластины вводились двумерные контролируемые возмущения с помощью сложной механической системы. В полости внутри модели с большой частотой вращался цилиндр с ребрами, возмущения вводились в пограничный слой через протяженную щель в поверхности модели. Эти эксперименты позволили получить уникальные данные по устойчивости сжимаемого пограничного слоя. Контролируемые возмущения позволили определись скорость распространения пульсаций вниз по потоку в сжимаемом пограничном слое.

Возбуждение контролируемых возмущений в высокоскоростных

сдвиговых течениях с помощью электрического разряда впервые было

предложено Кендаллом [41]. К сожалению, результаты проведенных

экспериментов не были подробно опубликованы. Однако дальнейшее

развитие методов возбуждения контролируемых периодических возмущений

8

в высокоскоростных пограничных слоях с помощью электрического разряда привели к значительным результатам. В работах [42-46] была предложена и апробирована уникальная схема возбуждения контролируемых возмущений в сверхзвуковых пограничных слоях. Внутри экспериментальной модели устанавливается разрядная камера с электродами, которая сообщается с пограничным слоем через отверстие малого диаметра (<1 мм). К электродам подается синусоидальный электрический сигнал с высокой амплитудой (>1 кВ). На положительных и отрицательных пиках синусоиды достигается напряжение, достаточное для газового пробоя. Из разрядной камеры возмущения проникают через отверстие в пограничный слой. Порождаемые в пограничном слое пульсации обладают узким частотным спектром, а благодаря тому, что источник контролируемых возмущений локализован по пространству, искусственные пульсации обладают широким волновым спектром. Сегодня наиболее часто используемый термин для обозначения таких возмущений - волновой поезд (wave train). В работах [42, 43] эволюция генерируемых возмущений исследована в пограничном слое пластины. В работах [44, 45] с помощью волновых поездов изучено влияние притупления передней кромки пластины на устойчивость пограничного слоя. В перечисленных работах впервые экспериментально была подтверждена линейная теория гидродинамической неустойчивости для случая сжимаемого пограничного слоя. В работе [46] с помощью волновых поездов исследовалась устойчивость сверхзвукового пограничного слоя за веером волн разрежения.

Дальнейшие исследования ламинарно-турбулентного перехода в

сверхзвуковых пограничных слоях с помощью контролируемых волновых

поездов позволили определить механизмы нелинейного взаимодействия

возмущений. В экспериментах [47] были впервые получены данные по

нелинейному взаимодействию возмущений. Экспериментальные

исследования были проведены в сверхзвуковом пограничном слое пластины

при числе Маха потока М=2 в условиях, когда возбуждаемые волновые поезда

слабо влияли на положение перехода. Возмущения основной частоты

9

развивались вниз по потоку согласно линейной теории устойчивости, тогда как на частоте субгармоники было обнаружено возбуждение волн, развивающихся нелинейно. Было показано, что механизмом взаимодействия волн неустойчивости является субгармонический резонанс. При этом резонанс происходил для несимметричной триады волн. Позднее этот механизм был подтвержден в расчетах [48]. С помощью подбора амплитуды возмущений было достигнуто хорошее соответствие расчетных и экспериментальных результатов. Результаты дальнейших экспериментальных изучений нелинейной стадии ламинарно-турбулентного перехода в сверхзвуковом пограничном слое описаны в докторской диссертации Косинова А.Д.[49] и кандидатской работе Ермолаева Ю.Г. [50].

Сегодня искусственные волновые поезда, возбуждаемые периодическим

разрядом, эффективно используются для исследований турбулизации течений

в трехмерных и неоднородных сверхзвуковых пограничных слоях. Впервые

экспериментальные исследования эволюции волновых поездов в

сверхзвуковом пограничном слое скользящего крыла были проведены в [51].

Измерения проводились в пограничном слое на чечевицеобразном профиле

скользящего крыла при числе Маха потока М=2. Было обнаружено, что

развитие волновых поездов схоже с эволюцией бегущих возмущений в

трехмерном несжимаемом пограничном слое. Однако расчеты, проведенные

для этой модели в рамках линейной теории гидродинамической

неустойчивости [52], показали, что в эксперименте наблюдалось нелинейное

развитие. Нелинейный характер развития волновых поездов был связан с тем,

что для используемого профиля скользящего крыла и выбранных режимов

эксперимента измерения были проведены в нелинейной зоне ламинарно-

турбулентного перехода. Для продления области с линейной стадией

ламинарно-турбулентного перехода была изготовлена новая модель

скользящего крыла с более тонким 2,6% профилем. В работах [53, 54] было

изучено линейное развитие волновых поездов. Дальнейшие исследования

показали существование асимметричного субгармонического взаимодействия

10

возмущений в сверхзвуковом пограничном слое скользящего крыла [55]. Более подробно указанные экспериментальные исследования в трехмерном сверхзвуком пограничном слое скользящего крыла описаны в кандидатской диссертации Колосова Г.Л. [56]. Так же метод возбуждения контролируемых периодических возмущений используется для изучения устойчивости неоднородных высокоскоростных пограничных слоев [57-59] и на моделях с различными видами пористости, проницаемости [60].

Также следует отметить, что с помощью периодического разряда удается проводить уникальные исследования ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое при гиперзвуковых скоростях набегающего потока. В работе [61] с помощью метода, предложенного в [62], исследована восприимчивость гиперзвукового пограничного слоя пластины к акустическим возмущениям набегающего потока. Возмущения генерировались на передней кромке модели внешним искусственным акустическим полем, которое генерировалось с помощью системы разряд-пограничный слой. Для этого параллельно исследуемой модели располагалась пластина с поверхностным электрическими разрядом. Зажигающийся периодически разряд порождал колебания пограничного слоя. Развитие вниз по потоку этих колебаний сопровождалось излучением акустических волн в поток. Пластины располагались таким образом, что акустические колебания максимальной амплитуды попадали на переднюю кромку исследуемой модели. В экспериментах было показано существование зависимости коэффициента восприимчивости пограничного слоя от угла наклона падающих волн. В исследованиях [63] контролируемые волновые поезда возбуждались с помощью периодического разряда в камере. С помощью искусственных периодических возмущений изучалась эволюция пульсаций, относящихся к первой моде. Показано, что в гиперзвуковом пограничном слое наиболее растущие волны первой моды неустойчивости имеют угол наклона фронта в 40-49 градусов. В работе [64] с помощью искусственных волновых поездов

исследованы нелинейные механизмы взаимодействия возмущений в гиперзвуковом пограничном слое.

Помимо экспериментальных и теоретических исследований, процесс

ламинарно-турбулентного перехода в высокоскоростных пограничных слоях

активно изучается с помощью прямого численного моделирования. В таких

исследованиях аналогичный экспериментам подход возбуждения возмущений

с контролируемыми параметрами эффективно используется. В исходное

стационарное течение вводятся искусственные пульсации (например,

изменением граничных условий). Изучение развития таких пульсаций вниз по

потоку позволяет получать подробные данные по устойчивости течения и

определять механизмы турбулизации. Так, в работе [65] с помощью

возбуждения периодических возмущений локализованным источником

подробно исследованы линейные и нелинейные стадии ламинарно-

турбулентного перехода в сверхзвуковом пограничном слое пластины при

числе Маха потока М=2. Получено хорошее соответствие с

экспериментальными результатами. Была показана возможность

существования механизма наклонного перехода в сверхзвуковом пограничном

слое. С помощью генерации периодических возмущений на наиболее

растущей с точки зрения линейной теории частоте удалось промоделировать

ламинарно-турбулентный переход в сверхзвуковом пограничном слое и

получить близкие к экспериментальным результаты по положению конца

перехода [66, 67]. При гиперзвуковых скоростях потока численные

исследования развития волновых поездов также проводятся. Например, в

работах [67, 68] рассматривается турбулизация пограничного слоя пластины

при числе Маха М=6 за счет развития суперпозиции периодических

возмущений, соответствующих наиболее растущим волнам первой и второй

моды неустойчивости. Показано, существование влияния трехмерных

возмущений первой моды на инициирование ламинарно-турбулентного

перехода. В [69] с помощью локализованного периодического вдува-отсоса на

частоте, соответствующей первой моде неустойчивости, численно исследован

12

ламинарно-турбулентный переход на пластине при числе Маха потока М=5,37. Показана генерация возмущений на кратных частотах и последующее заполнение турбулентного спектра на нелинейных стадиях ламинарно-турбулентного перехода. В работе [70] рассматривается ламинарно-турбулентный переход в гиперзвуковом пограничном слое пластины с углом сжатия, вызванный развитием вниз по потоку волнового поезда.

Экспериментальные и численные исследования развития волновых поездов в высокоскоростных пограничных слоях являются эффективным методом для изучения механизмов ламинарно-турбулентного перехода на линейной и ранней нелинейной стадиях. С помощью возбуждения в пограничном слое периодических возмущений удалось достичь значительного прогресса в понимании физических процессов, приводящих к турбулизации течений в сдвиговых слоях. Однако, как было отмечено в [71], такие исследования не дают полноценную картину ламинарно-турбулентного перехода естественного сценария, когда в пограничном слое присутствуют возмущения в широком спектре и возможно их комплексное взаимодействие. Для моделирования естественного ламинарно-турбулентного перехода необходимо изучать эволюцию контролируемых возмущений, обладающих широким как пространственным, так и частотным спектральным составом (волновые пакеты).

Контролируемые волновые пакеты с широким частотным и волновым

составом могут быть искусственно возбуждены в пограничном слое с

помощью локализованного во времени и пространстве воздействия. Впервые

экспериментальные исследования развития искусственных волновых пакетов

в пограничном слое были проведены при малых дозвуковых скоростях потока

в работе [72]. С помощью кратковременного импульса через малое отверстие

на поверхности экспериментальной модели пластины в пограничный слой

вводились локализованные возмущения. Измерения эволюции волновых

пакетов термоанемометром показали, что в физическом пространстве

локализованные возмущения нарастают менее интенсивно, чем

13

периодические возмущения. Анализ данных показал, что это связано с тем, что в составе волнового пакета имеются как неустойчивые, так и устойчивые волны. В [73] получено хорошее совпадение экспериментальных данных с теорией, представляя волновой пакет как суперпозицию ряда волн с различными частотами и волновыми числами.

Экспериментальные исследования с помощью контролируемых локализованных возмущений при малых дозвуковых скоростях потока позволили достичь значительного прогресса в понимании процессов турбулизации сдвиговых течений на поздних стадиях перехода. Например, в [74] изучено возникновение и развитие волновых пакетов-предвестников, образующихся на фронтах локализованных возмущений. Исследования показали, что на фронтах возмущений, вследствие наличия градиента, формируется пакет волн Толлмина-Шлихтинга. В работе [75] с помощью искусственного возбуждения локализованных возмущений в пограничном слое подробно изучены лямбда-структуры, исследован процесс их разрушения в турбулентные пятна. Более подробное описание результатов исследований возбуждения и развития локализованных возмущений в дозвуковых пограничных слоях представлено в [11, 12]. Сегодня при дозвуковых скоростях потока искусственные локализованные возмущения используются для исследований поздних стадий ламинарно-турбулентного перехода в различных сложных пристенных течениях (трехмерные, неоднородные, отрывные и т.д.).

При сверх- и гиперзвуковых скоростях набегающего потока волновые

пакеты также используются для изучения перехода к турбулентности в

пограничных слоях. В последние 10 лет значительное развитие получило

прямое численное моделирование эволюции локализованных возмущений в

высокоскоростных пограничных слоях. В [71] изучена эволюция волновых

пакетов в пограничном слое конуса при числе Маха М=3,5. Волновые пакеты

генерировались с помощью кратковременного воздействия на пограничный

слой. Варьированием амплитуды задаваемых локализованных возмущений

14

удалось подробно исследовать линейный и слабонелинейный режимы развития волновых пакетов, были обнаружены новые резонансные триады. Аналогичные исследования при числе Маха потока М=6 представлены в работе [76]. С помощью слабого воздействия на пограничный слой исследована линейная эволюция волновых пакетов малой амплитуды. Показано, что в исследованном течении наиболее нарастающими являются двумерные волны, соответствующие второй моде неустойчивости. Наклонные волны неустойчивости первой моды также обнаружены, но их рост значительно меньше. Для изучения нелинейного развития возмущений в гиперзвуковом пограничном слое исследовались волновые пакеты значительно большей амплитуды. На начальных стадиях волновой пакет развивается линейно до тех пор, пока не станет модулированным в поперечном направлении. На нелинейных стадиях для основной частоты наблюдалось появление вторичных пиков с большими значениями поперечных волновых чисел. Также был обнаружен субгармонический резонанс. В работе [77] изучена эволюция волновых пакетов в сверхзвуковом пограничном слое пластины с углом сжатия. Исследованы линейная и нелинейная стадии ламинарно-турбулентного перехода. Показано, что если возмущение зарождается вблизи передней кромки модели, то доминирующую роль в переходе к турбулентности играют волны неустойчивости первой моды. Если же возмущение зарождается вдали от передней кромки, наибольший вклад дают волны, соответствующие второй моде неустойчивости. Также показано, что нелинейные механизмы приводят к дополнительной дестабилизации возмущений в области отрыва. В работе [78] с помощью возбуждения локализованных по времени и пространству вихревых структур удалось численно исследовать развитие турбулентных пятен в пограничном слое пластины при числах Маха потока М=3 и 6. Было изучено влияние температуры поверхности модели и числа Маха на нарастание турбулентных пятен по пространству. Показано, что наибольшее влияние на рост

турбулентных пятен дает изменение числа Маха, тогда как изменение температуры поверхности играет вторичную роль.

Перечисленные примеры прямого численного моделирования развития локализованных возмущений демонстрируют эффективность подхода волновых пакетов для изучения ламинарно-турбулентного перехода в высокоскоростных пограничных слоях. Отметим, что такие вычисления требуют больших вычислительных мощностей. Сегодня проводятся работы по созданию эффективных методов численного моделирования поздних стадий ламинарно-турбулентного перехода. Например, в работе [79] предложен метод оптимизации расчетов с помощью адаптивного перестроения расчетной сетки в процессе моделирования линейного развития волнового пакета, проведена верификация предложенного метода на модельных двумерных течениях. В работе [80] в пограничный слой вводится пакет волн неустойчивости, состав которого определен расчётами по линейной теории. При этом в прямом численном моделировании не рассчитывается ранняя стадия линейного развития, что позволяет эффективно изучать возникновение турбулентных пятен. Наличие работ по созданию эффективных расчетных методик моделирования поздних стадий ламинарно-турбулентного перехода с помощью волновых пакетов указывает на перспективность такого подхода.

Экспериментальные методы исследования эволюции волновых пакетов в

высокоскоростных пограничных слоях сегодня активно развиваются. Первые

эксперименты по изучению развития волновых пакетов в сверхзвуковом

пограничном слое были проведены в работах [81, 82]. Эксперименты

выполнены при числе Маха потока М=4. В пограничном слое конуса волновые

пакеты генерировались электрическим тлеющим разрядом, зажигающимся на

поверхности модели. С помощью термоанемометра были проведены

исследования развития волновых пакетов вниз по потоку при различных углах

атаки. Измерения были проведены по линии растекания конуса. Оценены

скорости распространения и нарастания волновых пакетов. В этих работах не

было проведено измерений в азимутальном направлении, что не позволило

16

провести полного разложения пакета на волны и непосредственно сравниться с теорией. Однако эти работы показали, что с помощью импульсного электрического разряда на поверхности модели возможно генерировать локализованные волновые пакеты в сверхзвуковом пограничном слое.

Изучение развития волновых пакетов в пограничном слое также проводилось при гиперзвуковых скоростях потока. В работе [83] были проведены исследования развития волнового пакета в гиперзвуковом пограничном слое. Эксперименты выполнены при числе Маха потока М=6 в пограничном слое сопла аэродинамической трубы. Волновые пакеты генерировались с помощью импульсного электрического разряда на поверхности. Измерения проводились с помощью поверхностных высокочастотных датчиков давления. Изучена эволюция вниз по потоку и пространственная структура волновых пакетов. Частотные характеристики волновых пакетов соответствовали второй моде неустойчивости. В начале волновой пакет локализован в узкой области по пространству. Развиваясь вниз по потоку, возмущение нарастало по амплитуде. При этом наибольший рост наблюдался для частот, соответствующих второй моде неустойчивости. Достигнув больших амплитуд, волновой пакет значительно расширялся по пространству и трансформировался в турбулентное пятно.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Яцких Алексей Анатольевич, 2020 год

ЛИТЕРАТУРА

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

2. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М.: Наука. 1969. 744 с.

3. Бетчов Р., Криминале В. Вопросы гидродинамической устойчивости. М.: Мир. 1971. 352 с.

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

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

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

7. Жигулев В.Н., Тумин А.М. Возникновение турбулентности. Новосибирск: Наука. 1987. 282 с.

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

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

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

11. Катасонов М.М., Козлов В.В., Никитин Н.В., Сбоев Д.С. Возникновение и развитие локализованных возмущений в круглой трубе и пограничном слое. Учеб. пособие. Новосибирский гос. ун-т. Новосибирск: РИЦ НГУ 2014. 222 с.

12. Катасонов М.М., Козлов В.В., Никитин Н.В., Павленко А.М. Возникновение и развитие локализованных возмущений в круглой трубе и пограничном слое. Учеб. пособие. 2-е изд., перераб. и доп. Новосибирский гос. ун-т. Новосибирск: ИПЦ НГУ 2019. 249 с.

13. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. М.: Наука. 1987. 840 с.

14. Бойко А.В., Грек Г.Р., Довгаль А.В., Козлов В.В. Физические механизмы перехода к турбулентности в открытых течениях. М.; Ижевск: РХД, 2006. 304 с.

15. Saric W.S. Physical description of boundary-layer transition: experimental evidence. Progress in transition modeling, AGARD Rept. 1994. 51 p.

16. Reynolds O. On the experimental investigation of the circumstances which determine whether the motion of water shall be direct or sinuous, and the law of resistanve in parallel channels // Philosophical Transaction of the Royal Society of London. 1883. Vol. 174. pp. 935-982.

17. 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.

18. Arnal F., Mack L.M., Poll D.I.A, Herbert T., Morkovin M.V., Reshotko E. Special course on stability and transition of laminar flow // AGARD Rept. 709. 1984. 232 p

19. Emmons H.W. The laminar-turbulent transition in a boundary layer. Part I. // J. Aero. Sci. 1951. Vol. 18. pp. 490-498.

20. Arnal D. Boundary layer transition: predictions based on linear theory. Progress in Transition Modeling, AGARD Rept. 793. 1994. 62 p

21. Kachanov Y.S. Experimental studies of three-dimensional instability of boundary layer // AIAA Paper No. 1996-1978, 1996.

22. Bippes H. Basic experiments on transition in three-dimensional boundary layers dominated by crossflow instability // Prog. Aerospace Sci., 1999. Vol. 35. pp. 363-412.

23. Boiko A.V., Grek G.R., Dovgal A.V., Kozlov V.V. The Origin of Turbulence in Near-Wall Flows. Springer-Verlag, Berlin. 2002. 267 p.

24. Saric W.S., Reed H.L., White E.B. Stability and transition of three-dimensional boundary layers // Annu. Rev. Fluid Mech., Vol. 35, 2003. pp. 413440.

25. Malik M.R. Boundary-Layer Transition prediction toolkit // AIAA Paper No. 1997-1904, 1997.

26. Morkovin M.V. On the many faces of transition // Viscous Drag Reduction (ed. C.S. Wells) -Dallas, Texas, 1969. pp. 1-31.

27. Fedorov A. Transition and stability of high-speed boundary layers // Annu. Rev. Fluid Mech. 2011. Vol. 43. pp. 79-95.

28. Mack LM. Boundary-layer stability theory. Part B. Jet Propul. Lab., Doc. 900277. Pasadena, Calif. 1969.

29. Schubauer G.B., Skramstad Н.К. Laminar boundary layer oscillations and stability of laminar flow // National bureau of standards research paper RP17722. 1947. Vol. 38. pp. 251-292.

30. Chernoray V. G., Dovgal A. V., Kozlov V. V., Lofdahl L. Experiments on secondary instability of streamwise vortices in a swept-wing boundary layer // J. Fluid Mech. 2005. Vol. 534. pp. 295-325.

31. Гилев В.М., Козлов В.В. Влияние периодического вдува-отсоса на процесс перехода в пограничном слое // Ученые записки ЦАГИ. 1986. Т. 17, №2 3. С. 27-33.

32. Аблаев А.Р., Грек Г.Р., Довгаль А.В., Катасонов М.М., Козлов В.В. Переход к турбулентности в зоне отрыва пограничного слоя, вызванный взаимодействием двух наклонных волн // Теплофизика и аэромеханика. 2010. Т. 17, № 1. С. 17-22.

33. Chernoray V. G., Bakchinov A. A., Kozlov V. V., Lofdahl L. Experimental study of the K-regime of breakdown in straight and swept wing boundary layers // Phys. Fluids. 2001. Vol. 13, No 7. pp. 2129-2132.

34. Bake S., Ivanov A.V., Fernholz H.H., Neemann K., Kachanov Y.S. Receptivity of boundary layers to three dimensional disturbances // 2002. Eur. J. Mech. B. Fluids. Vol. 21, No. 1. pp. 29-48.

35. Gaponenko V.R., Ivanov A.V., Kachanov Y.S., Grouch J.D. Swept-wing boundary-layer receptivity to surface non-uniformities // J. Fluid Mech. 2002. Vol.461. pp. 93-126

36. Borodulin V. I., Kachanov Y. S., Koptsev D. B. Experimental study of resonant interactions of instability waves in a self-similar boundary layer with an adverse pressure gradient: I. Tuned resonances// Journal of Turbulence. 2002.Vol. 3. pp. 062.

37. Borodulin V. I., Kachanov Y. S., Koptsev D. B. Experimental study of resonant interactions of instability waves in a self-similar boundary layer with an adverse pressure gradient: II. Detuned resonances// Journal of Turbulence. 2002.Vol. 3. pp. 063.

38. Borodulin V. I., Kachanov Y. S., Roschektayev A. P. Experimental detection of deterministic turbulence // Journal of Turbulence. 2011. Vol. 12. No. 23. pp. 134.

39. Borodulin V.I., Ivanov A.V., Kachanov Y.S., Mischenko D.A. Systematic study of distributed excitation of unsteady Gortler modes by freestream vortices // European Journal of Mechanics B-Fluids. 2018. Vol. 68. pp. 167-183.

40. Laufer J., Vrebalovich T. Stability and transition of a supersonic laminar boundary layer on an insulated flat plate //Journal of Fluid Mechanics. 1960. Vol. 9, No 2. pp. 257-299.

41. Kendall J.M. Supersonic boundary layer stability experiments. // Proceedings of Boundary Layer Transition Study Group Meeting (ed WD McCauley), San. Bernardino, CA, 1967, (S3816-63): 10-1-10-8.

42. Косинов А.Д., Маслов А.А. Развитие искусственно вызванных возмущений в сверхзвуковом пограничном слое // Известия Академии наук СССР. Механика жидкости и газа. 1984. № 5. С. 37

43. Косинов А.Д., Маслов А.А., Шевельков С.Г. Экспериментальное исследование волновой структуры сверхзвукового пограничного слоя // Прикладная механика и техническая физика. 1986. №5. С. 107-112

44. Косинов А.Д., Маслов А.А., Шевельков С.Г. Экспериментальное исследование влияния притупления передней кромки плоской пластины на развитие трехмерных волн в сверхзвуковом пограничном слое // Прикладная механика и техническая физика. 1987. №2. С. 53-56

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

46. Косинов А.Д., Маслов А.А., Шевельков С.Г. Устойчивость сверхзвукового пограничного слоя за веером волн разрежения // Прикладная механика и техническая физика. 1989. №3. С. 113-117

47. Kosinov A.D., Semionov N.V., Shevelkov S.G., Zinin O.I. Experiments on the nonlinear instability of supersonic boundary layers // Nonlinear Instability of Nonparallel Flows, edited by Lin SP, Phillips WRC and Valentin DT. Berlin: Springer, 1994, pp.196-206.

48. Tumin A. Nonlinear interaction of wave trains in a supersonic boundary layer. // Phys. Fluids. 1996. Vol. 8. pp. 2552-2554.

49. Косинов А.Д. Экспериментальное исследование волновых явлений при ламинарно-турбулентном переходе сверхзвукового пограничного слоя // : дис. ... докт. физ. - мат. наук. 01.02.05. Механика жидкости, газа и плазмы. Новосибирск: ИТПМ СО РАН, 1998. 331 с.

50. Ермолаев Ю.Г. Экспериментальное исследование нелинейного развития контролируемых возмущений в сверхзвуковом пограничном слое : дис. ... канд. физ. - мат. наук. 01.02.05. Механика жидкости, газа и плазмы. Новосибирск: ИТПМ СО РАН, 2002. 198 с.

51. Косинов А.Д., Семенов Н.В., Ермолаев Ю.Г., Левченко В.Я. Экспериментальное исследование развития возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на модели скользящего крыла в контролируемых условиях // Прикладная механика и техническая физика. 2000. Т. 41, №1. С. 50-56.

52. Гапонов С.А., Смородский Б.В. Линейная устойчивость трехмерных пограничных слоев // Прикладная механика и техническая физика. 2008. Т. 49, №2. С. 3-14.

53. Ермолаев Ю.Г., Колосов Г.Л., Косинов А.Д., Семенов Н.В. Линейная эволюция контролируемых возмущений в сверхзвуковом пограничном слое скользящего крыла // Известия РАН. Механика жидкости и газа. 2014. № 2. С. 58-68.

54. Kosinov A.D., Kolosov G.L., Semionov N.V., Yermolaev Y.G. Linear development of controlled disturbances in the supersonic boundary layer on a swept wing at Mach 2 // Phys. Fluids. 2016. Vol. 28. pp. 064101

55. Kolosov G.L., Kosinov A.D., Yermolaev Y.G., Semionov N.V. On the nonlinear development of controlled disturbances in the supersonic boundary layer of a swept wing. // XXV Conference On High-Energy Processes In Condensed Matter (HEPCM 2017). Novosibirsk, Russia, 5-9 June 2017. AIP Conference Proceedings. 2017. Vol. 1893. pp. 030069.

56. Колосов Г.Л. Экспериментальное исследование нелинейного развития контролируемых возмущений в сверхзвуковом пограничном слое : дис. ... канд. физ. - мат. наук. 01.02.05. Механика жидкости, газа и плазмы. Новосибирск: ИТПМ СО РАН, 2017. 131 с.

57. Панина А.В., Косинов А.Д., Ермолаев Ю.Г., Семенов Н.В. Исследование влияния поперечной неоднородности течения на развитие волнового пакета в сверхзвуковом пограничном слое // Вестн. НГУ. Сер. Физика. 2010. Т.5, № 2. С. 17-27.

58. 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. No.4. Ч.3. С. 874-876.

59. Панина А.В. Экспериментальное исследование особенностей развития пространственных волновых пакетов в неоднородных сверхзвуковых пограничных слоях : дис. ... канд. физ. - мат. наук. 01.02.05. Механика жидкости, газа и плазмы. Новосибирск: ИТПМ СО РАН, 2015. 203 с.

60. Lysenko V.I., Gaponov S.A., Smorodsky B.V., Yermolaev Y.G., Kosinov A.D., Semionov N.V. Combined influence of coating permeability and roughness on supersonic boundary layer stability and transition // J. Fluid Mech. 2016. Vol. 798. pp. 751-773.

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

62. Косинов А.Д., Маслов А.А., Семенов Н.В., Шевельков С.Г. Волновая структура искусственных возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на пластине // Прикладная механика и техническая физика. 1990. №2. С. 95-98

63. Maslov A.A., Shipyluk A.N., Bountin D.A., Sidorenko A.A. Mach 6 boundary-layer stability experiments on sharp and blunt cones // J. of Spacecr. Rockets. 2006. Vol. 43. pp. 71-76.

64. Bountin D, Shiplyuk A., Maslov A. Evolution of nonlinear processes in a hypersonic boundary layer on a sharp cone // J. Fluid Mech. 2008. Vol. 611. pp. 427442.

65. Mayer C.S., Wernz S., Fasel H.F. Numerical investigation of the nonlinear transition regime in a Mach 2 boundary layer // J. Fluid Mech. 2011. Vol. 668. pp. 113-149.

66. Кудрявцев А.Н., Хотяновский Д.В. Прямое численное моделирование перехода к турбулентности в сверхзвуковом пограничном слое // Теплофизика и аэромеханика. 2015. Т. 22, № 5. С. 581-590.

67. Хотяновский Д.В., Кудрявцев А.Н. Прямое численное моделирование перехода к турбулентности в сверхзвуковом пограничном слое на гладких и шероховатых поверхностях // Прикладная механика и техническая физика. 2017. Т.58, №2. С. 80-92

68. Хотяновский Д.В., Кудрявцев А.Н. Численное моделирование развития неустойчивых возмущений различных мод и начальных стадий ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое при числе маха потока М = 6 // Теплофизика и аэромеханика. 2016. Т. 23, № 6. С. 843-852.

69. Egorov I.V., Novikov A.V. Direct numerical simulation of laminar-turbulent flow over a flat plate at hypersonic flow speeds // Computational Mathematics and Mathematical Physics. 2016. Vol. 56. pp. 1048-1064.

70. Novikov A.V. Transition induced by a wave train in a supersonic boundary layer over a compression ramp // AIAA Paper No. 2017-4517, 2017.

71. Mayer C.S., Laible A.C., Fasel H.F. Numerical Investigation of Wave Packets in a Mach 3.5 Cone Boundary Layer // AIAA Journal. 2011. Vol. 49, No. 1. pp. 6786.

72. Gaster M., Grant I. An experimental investigation of the formation and development of a wave packet in a laminar boundary layer // Proc. R Soc. Lond., A. 1975. Vol. 347. pp. 253-269.

73. Gaster M. A theoretical model of a wave packet in the boundary layer on a flat plate. Proc. R Soc. Lond., A. 1975. Vol. 347. pp. 271-289.

74. Katasonov M.M., Park S.H., Sung H.J., Kozlov V.V. Instability of streaky structure in a Blasius boundary layer // Exp. Fluids. 2005. Vol. 38. pp. 363-371.

75. Chernoray V.G., Grek G.R., Kozlov V.V., Litvinenko Y.A. Spatial hot-wire visualization of the A-structure transformation into the turbulent spot on the smooth flat plate surface and riblet effect on this process // J. Vis. 2010. Vol. 13. pp 151158.

76. Sivasubramanian J., Fasel H.F. Numerical investigation of the development of three-dimensional wavepackets in a sharp cone boundary layer at Mach 6 // J. Fluid Mech. 2014. Vol. 756. pp. 600-649.

77. Novikov A., Egorov I., Fedorov A. Direct Numerical Simulation of Wave Packets in Hypersonic Compression-Corner Flow // AIAA J. 2016. Vol. 54, N0. 7. pp. 2034-2050.

78. Redford J.A., Sandham N.D., Roberts G.T. Numerical simulations of turbulent spots in supersonic boundary layers: Effects of Mach number and wall temperature // Progress in Aerospace Sciences. 2012. Vol. 52. pp. 67-79.

79. Browne O.M., Haas A.P., Fasel H.F., Brehm C. An Efficient Strategy for Computing Wave-Packets in High-Speed Boundary Layers // AIAA Paper No. 2017-3636, 2017.

80. Chuvakhov P.V., Fedorov A.V., Obraz A.O. Numerical simulation of turbulent spots generated by unstable wave packets in a hypersonic boundary layer // Computers and Fluids. 2018. Vol. 162. pp. 26-38.

81. Ladoon D., Schneider S. Measurements of controlled wave packets at Mach 4 on a cone at angle of attack // AIAA Paper No. 1998-0436, 1998

82. Ladoon D.W. Waves packets generated by a surface glow discharge on a mach-4 five degree cone at zero and three degrees angle of attack : PhD Thesis. Purdue University, USA, 1998.

83. Casper K.M., Beresh S.J., Schneider S.P. Pressure fluctuations beneath instability wavepackets and turbulent spots in a hypersonic boundary layer // J. Fluid Mech. 2014. Vol. 756. pp 1058-1091.

84. Abney A., Ward C., Berridge D., Greenwoody R., Schneider S.P. Hypersonic Boundary-Layer Transition Experiments in the Boeing/AFOSR Mach-6 Quiet Tunnel // AIAA Paper No. 2013-0375,

85. Schmisseur J. D., Collicott S.H., Schneider S.P. Laser-Generated Localized Freestream Perturbations in Supersonic and Hypersonic Flows // AIAA Journal. 2000. Vol. 38, No. 4. pp. 666-671.

86. Chou A., Balakumar P., Schneider S.P. Development of Instabilities Generated by Freestream Laser Perturbations in a Hypersonic Boundary Layer // AIAA Journal. 2017. Vol. 55, No. 3. pp. 799-807.

87. Chou A., Schneider S.P. Azimuthal Variation of Instabilities Generated on a Flared Cone by Laser Perturbations // AIAA Journal. 2018. Vol. 56, No. 5. pp. 18671877.

88. 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.

89. Kosinov A.D., Semionov N.V., Yermolaev Yu.G. Disturbances in test section of T-325 supersonic wind tunnel. Preprint, Novosibirsk, 1999. 24 p.

90. Yatskikh A.A., Kosinov A.D., Semionov N.V., Smorodsky B.V., Ermolaev

Yu.G., Kolosov G.L. Investigation of laminar-turbulent transition of supersonic

133

boundary layer by scanning constant temperature hot-wire anemometer // XIX International Conference on the Methods of Aerophysical Research (ICMAR 2018) (Novosibirsk, Russia, 13-19 Aug., 2018) : AIP Conference Proceedings. -S.l.: 2018. -Vol. 2027 No. 1. -P. 040041(5).

91. Yatskikh A.A., Kolosov G.L., Kosinov A.D., Yermolaev Y.G., Semionov N.V., Panina A.V. The evolution of mass flow and total temperature pulsations in flat plate boundary layer at M=2.5 // Proceedings of the XXV Conference on High-Energy Processes in Condensed Matter (HEPCM 2017): Dedicated to the 60th anniversary of the Khristianovich Institute of Theoretical and Applied Mechanics SB RAS (Russia, Novosibirsk, 5-9 Jun., 2017) : AIP Conference Proceedings. -S.l.: AIP Publishing, 2017. -Vol. 1893 No. 1. -P. 030090.

92. Kosinov A.D., Semionov N.V., Ermolaev Yu.G., Kolosov G.L., Yatskikh A.A., Kocharin V.L. Hot-wire measurements of the evolution of total temperature and mass flow pulsations in supersonic boundary layer on flat plate with coating permeability // XIX International Conference on the Methods of Aerophysical Research (ICMAR 2018) (Novosibirsk, Russia, 13-19 Aug., 2018) : AIP Conference Proceedings. -S.l.: 2018. -Vol. 2027 No. 1. -P. 040087(5).

93. Kosinov A.D., Kolosov G.L., Yatskikh A.A., Semionov N.V., Ermolaev Yu.G., Panina A.V. Hot-wire measurements of the evolution of total temperature and mass flow pulsations in a modulated 3D supersonic boundary layer // XIX International Conference on the Methods of Aerophysical Research (ICMAR 2018) (Novosibirsk, Russia, 13-19 Aug., 2018) : AIP Conference Proceedings. -S.l.: 2018. -Vol. 2027 No. 1. -P. 020016(5)

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

95. 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.

96. Kovasznay L. S. The hot-wire anemometer in supersonic flow // J. Aeronaut. Sci. 1950. Vol. 17. No. 9. P. 565 - 584

97. Лебига В. А., Зиновьев А. Н., Пак А. Ю. Применение термоанемометра для измерения характеристик произвольного акустического поля в сжимаемых потоках // ПМТФ. 2002. Т. 43, вып. 3. С. 176-181.

98. Kovasznay L. S. Turbulence in supersonic flow // J. Aeronautical Sciences. 1953. Vol. 20. No. 20. P. 657-674

99. Kistler A. L. Fluctuation measurements in a supersonic turbulent boundary layer //The Physics of Fluids. 1959. Vol. 2. No. 3. P. 290-296.

100. Smits A. J., Hayakava K., Muck K. C. Constant temperature hot-wire anemometer practice in supersonic flows // Experiments in Fluids. 1983. Vol. 1. No. 1. P.83-92.

101. Morkovin M. V. Fluctuations and hot-wire anemometry in compressible flows. AGARD Rept 24. 1956. 102 p.

102. Косинов А.Д., Семисынов А.И., Шварц А., Кнаусс Х., Вагнер З. Применение сканирующего термоанемометра постоянного сопротивления в задачах по исследованию перехода в сверхзвуковом пограничном слое. Препринт ИТПМ СО РАН № 1-2004, Новосибирск, 2004, 20 с.

103. Weiss J., Knauss H., Wagner S., Kosinov A.D. Constant temperature hot-wire measurements in a short duration supersonic wind tunnel // The Aeronautical Journal. 2001. Vol. 105. No. 1050. P. 435-450.

104. Weiss J., Knauss H., Wagner S. Experimental determination of the free-stream disturbance field in a short-duration supersonic wind tunnel //Experiments in fluids. 2003. Т. 35. №. 4. С. 291-302.

105. Lenz B. et al. Experimental investigation of the spatial propagation of artificial disturbances in the separation region of a laminar boundary layer //14th International Conference on Methods of Aerophysical Research: Proc. Novosibirsk. - 2008.

106. Yermolaev Yu.G., Kosinov A.D., Semionov N.V., Tagaev S.N., Semisynov

A.I. On the pulsation decomposition of supersonic flow for natural and controlled

135

conditions of experiments // Recent Advances in Fluid Mechanics and Aerodynamics, 7th IASME/WSEAS International Conference on Fluid Mechanics and Aerodynamics. Moscow, 2009, pp. 89-93.

107. Косинов А.Д., Маслов А.А., Семенов Н.В. Экспериментальное исследование порождения неустойчивых возмущений на передней кромке пластины при М = 2 // Прикладная механика и техническая физика. 1997. №1. С. 51-57.

108. Semionov N.V., Kosinov A.D. An experimental study of receptivity of supersonic boundary layer on a blunted plate // International Journal of Mechanics. 2008. Vol. 2, No. 3. pp. 87-95.

109. Semionov N.V., Kosinov A.D. Structure of acoustic radiation from an artificially excited supersonic boundary layer //International journal of Aeroacoustics. 2005. Vol. 4, No. 3. pp. 353-362.

110. Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В. Характерные особенности слабонелинейного взаимодействия волн неустойчивости в сверхзвуковом пограничном слое // Вестн. НГУ. Сер. Физика. 2008. Т.3, № 3. С. 3-13.

111. Альфредссон П. Х., Катасонов М. М., Козлов В. В. Генерация и развитие "пассивных" возмущений в пограничном слое Блазиуса // Теплофизика и аэромеханика. 2001. Т. 8, № 3. С. 363-370.

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

ПРИЛОЖЕНИЕ 1.

В пункте 1.4 указывалось, что основной вклад в погрешность определения амплитуды контролируемого возмущения обусловлен случайными (естественными) пульсациями пограничного слоя. Их влияние уменьшается за счет синхронного осреднения по 320 реализациям сигнала (см. п. 1.4), однако необходимо оценить степень неопределенности результатов после проведения спектрального анализа экспериментальных данных. Наиболее информативными в этой работе являются спектры возмущений по волновым числам. Поэтому в данном приложении проводится оценка влияния случайного сигнала на амплитудные распределения по поперечным волновым числам.

На Рис. П-1 представлен пример осциллограммы выделенного синхронным осреднением возмущения от разряда. Осциллограмму условно можно разделить на две части, которые наглядно разделены вертикальной линией: первая - в которой регистрируется контролируемое возмущение, порожденное импульсным разрядом; вторая - в которой контролируемое возмущение не наблюдается. Изменение амплитуды во второй части осциллограммы обусловлено только случайными возмущениями пограничного слоя, амплитуда которых «подавлена» осреднением по 320 реализациям.

т\ %

мс 1 1

0 12 3

Рис. П-1. Пример осциллограммы выделенного синхронным осреднением

возмущения от разряда.

Наличие малого случайного сигнала в осциллограмме влияет, в том числе, на амплитудные спектры по волновым числам. С помощью дискретного преобразования Фурье определены амплитудные спектры по поперечным волновым числам:

ш'/Дх,^,/) = ^ р(12пГ1к-р(0г('\)ЬШ('\.

где, /- частота в Гц, / - мнимая единица, Т - длительность сигнала, 5 = 1 мм -характерная толщина пограничного слоя. Амплитудные распределения определялись как модуль: А^,){х,р('\Г) = |тп'/д(х,Д('),/)|.

Спектры вычисляются отдельно для первой половины осциллограммы, в которой регистрируется контролируемый волновой пакет, и для второй части осциллограммы. Анализ произведен для данных, полученных при числе Маха набегающего потока М = 2 в пограничном слое на моделях плоской пластины (см. Рис. 3.7) и скользящего крыла (Рис. 4.1). Результаты для пограничного слоя пластины представлены на Рис. П-2, для скользящего крыла на Рис. П-3. Данные для первой части осциллограммы, в которой регистрируется контролируемый волновой пакет, представлены линиями, для второй части -линиями с символами.

-3 -2 -1 0 1 2 3 -3 -2 -1 0 1 2 3 -3 -2 -1 0 1 2 3

р, рад/мы Д рад мм /3, рад/мы

Рис. П-2. Апмлитудный спектр по »волнового пакета и случайных пульсаций пограничного слоя при различных значениях частоты f и продольной координаты х Плоская пластина.

Рис. П-3. Апмлитудный спектр по /'волнового пакета и случайных пульсаций пограничного слоя при различных значениях частоты f и продольной координаты х. Скользящее крыло.

Уровень случайного сигнала после процедуры синхронного осреднения для рассматриваемых в этой работе частот и областей измерения значительно (более чем на порядок) меньше, чем амплитуда наиболее растущих вниз по потоку мод волнового пакета, порожденных импульсным разрядом.

ПРИЛОЖЕНИЕ 2.

Список всех публикаций по теме диссертации:

1. Яцких А.А., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В. Возбуждение и развитие волновых пакетов в сверхзвуковом сдвиговом слое // Вестник НГУ. Сер. Физика. 2013. Т.8, вып.2. С. 70-78.

2. Яцких А.А., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В. Эволюция волновых пакетов в сверхзвуковом пограничном слое плоской пластины // Теплофизика и аэромеханика. 2015. Т.22, вып.1. С. 17-28.

3. Яцких А.А., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В. О пространственной структуре волнового пакета в сверхзвуковом пограничном слое // Известия высших учебных заведений. Физика. 2015. Т.58, вып.7-2. С. 132-136

4. Yermolaev Yu.G., Yatskikh A.A., Kosinov A.D., Semionov N.V. Wave analysis of the evolution of a single wave packet in supersonic boundary layer // 18th International Conference on the Methods of Aerophysical Research (ICMAR2016) (Russia, Perm, 27 Jun.-3 Jul., 2016): AIP Conference Proceedings. 2016. Vol.1770, Art. No. 030037.

5. Yatskikh A.A., Rumenskikh M.S., Yermolaev Y.G., Kosinov A.D., Semionov N.V. Excitation of localized wave packet in swept-wing supersonic boundary layer // MATEC Web of Conferences: XXXIII Siberian Thermophysical Seminar (STS-33) (Russia, Novosibirsk, 6 - 8 Jun., 2017): Proceedings. 2017. Vol.115, Art. No. 02015.

6. Yermolaev Y.G., Yatskikh A.A., Kosinov A.D., Semionov N.V. Propagation of the wave packet in a boundary layer of swept wing at Mach number 2 // Proceedings of the XXV Conference on High-Energy Processes in Condensed Matter (HEPCM 2017): Dedicated to the 60th anniversary of the Khristianovich Institute of Theoretical and Applied Mechanics SB RAS (Russia, Novosibirsk, 5-9 Jun., 2017): AIP Conference Proceedings. 2017. Vol.1893, Art. No. 020007.

7. Yatskikh A.A., Ermolaev Y.G., Kosinov A.D., Semionov N.V. Hot-wire visualization of the evolution of localized wave packets in a supersonic flat-plate boundary layer // Journal of Visualization. 2017. Vol.20, No.3. P. 549557.

8. Yatskikh A.A., Ermolaev Y.G., Kosinov A.D., Semionov N.V., Semenov A.N. Evolution of localized artificial disturbance in 2D and 3D supersonic boundary layers // Journal of Aerospace Engineering: Pt.G. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers. 2018. -No.(in Press). DOI: 10.1177/0954410018787120

9. Яцких А.А., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В. Исследование влияния параметров импульсного разряда на порождаемые в сверхзвуковом пограничном слое локализованные возмущения // Письма в журнал технической физики. 2019. Т.45, вып.5. С. 59-62.

10. Яцких А.А. Экспериментальное исследование возбуждения и развития волновых пакетов в сверхзвуковом пограничном слое // Материалы 50-й Международной научной студенческой конференции «Студент и научно-технический прогресс»: Физика неравновесных процессов / НГУ. Новосибирск, 2012. С. 31.

11. Яцких А.А., Ермолаев Ю.Г. Импульсный источник возмущений и сверхзвуковой пограничный слой на плоской пластине // Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии: Доклады IX Всероссийской конференции молодых ученых / Под ред. В.В. Козлова. Новосибирск: Параллель, 2012. С. 311-314.

12. Яцких А.А. Экспериментальное исследование возбуждения и развития волновых пакетов в сверхзвуковом пограничном слое //Всероссийский молодежный конкурс научно-исследовательских работ студентов и аспирантов в области физических наук. Сборник трудов // под общ.ред. В.Н. Зимин, В.Н. Наумов, А.Н. Морозов.-М.:МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2012. С. 223-228.

13. Яцких А.А. Волновой пакет в сверхзвуковом пограничном слое плоской пластины при М=2. // Сборник тезисов, материалы Девятнадцатой Всероссийской научной конференции студентов-физиков и молодых ученых. 2013г. С. 430-431

14. Яцких А.А. Возбуждение и эволюция одиночного волнового пакета в сверхзвуковом пограничном слое // Материалы 51-й Международной научной студенческой конференции «Студент и научно-технический прогресс»: Физика сплошных сред. / НГУ. Новосибирск, 2013. С. 36.

15. Яцких А.А. Развитие одиночного волнового пакета в сверхзвуковом пограничном слое плоской пластины // Двадцатая всероссийская научная конференция студентов-физиков и молодых ученых Материалы конференции / Ижевск, 2014. С. 510-511.

16. Яцких А.А. Пространственная эволюция волнового пакета в сверхзвуковом пограничном слое // Материалы 52-й Международной научной студенческой конференции: Физика сплошных сред. / Новосибирск, 2014. С. 49.

17. Яцких А.А., Ермолаев Ю.Г. Возбуждение одиночных волновых пакетов в сверхзвуковом пограничном слое // Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии: Доклады X Всероссийской конференции молодых ученых / Под ред. В.В. Козлова. Новосибирск: Параллель, 2014. С. 241-244.

18. Yatskikh A.A., Yermolaev Yu.G., Kosinov A.D., Semionov N.V. Method of the excitation of single wave packet in supersonic boundary layer // Int. Conf. Methods of Aerophysical Research. June 30 - July 6, 2014, Novosibirsk, Russia: Abstr. Pt. II / Ed. V.M. Fomin. Novosibirsk: Avtograf, 2014. P. 218219.

19. Yermolaev Yu.G., Yatskikh A.A., Kosinov A.D., Semionov N.V. Evolution of the pulsed wave packet in a supersonic boundary layer // Int. Conf. Methods of Aerophysical Research. June 30 - July 6, 2014, Novosibirsk, Russia: Abstr. Pt. I / Ed. V.M. Fomin. Novosibirsk: Avtograf, 2014. P. 223-224.

20. Yatskikh A.A., Yermolaev Yu.G., Kosinov A.D., Semionov N.V. Method of the excitation of single wave packet in supersonic boundary layer // Int. Conf. Methods of Aerophysical Research. June 30 - July 6, 2014, Novosibirsk, Russia: Proc. / Ed. V.M. Fomin. Novosibirsk: Inst. Theor. and Appl. Mech. SB RAS, 2014.

21. Yermolaev Yu.G., Yatskikh A.A., Kosinov A.D., Semionov N.V. Evolution of the pulsed wave packet in a supersonic boundary layer // Int. Conf. Methods of Aerophysical Research. June 30 - July 6, 2014, Novosibirsk, Russia: Proc. / Ed. V.M. Fomin. Novosibirsk: Inst. Theor. and Appl. Mech. SB RAS, 2014.

22. Яцких А.А. О пространственной структуре волнового пакета в сверхзвуковом пограничном слое // Двадцать первая всероссийская научная конференция студентов-физиков и молодых ученых. Материалы конференции. Омск 2015. С. 486-487.

23. Ермолаев Ю.Г., Яцких А.А. Возмущения сверхзвукового пограничного слоя от импульсного тлеющего разряда // Труды Международной научно-технической конференции "VII-е Чаплыгинские чтения ", посвященной 146-летию со дня рождения выдающегося русского ученого-аэродинамика (Новосибирск, 7-8 апр. 2015 г.). Новосибирск, 2016. С. 170177.

24. Iatskikh A.A., Yermolaev Yu.G. Visualization of the evolution of coherent structures in a supersonic boundary layer // The 13th Asian symposium on visualization (Novosibirsk, Russia, June 22 - 26, 2015): abstracts. Novosibirsk: Parallel, 2015. P. 91-92.

25. Ермолаев Ю.Г., Яцких А.А. Экспериментальное исследование возбуждения и развития волнового пакета в сверхзвуковом пограничном слое // XI Всероссийский съезд по фундаментальным проблемам теоретической и прикладной механики (Казань, 20 - 24 авг. 2015 г.):[сборник трудов].Казань, 2015. С. 1342-1344.

26. Yatskikh A., Yermolaev Yu., Kosinov A., Semionov N. Evolution of localized

artificial disturbance in 2d supersonic boundary layer // Book of Papers 24th

143

International Congress of Theoretical and Applied Mechanics, Montreal, Canada, August 21-26, 2016. P. 1023-1024.

27. Яцких А.А. Спектральный анализ развития волнового пакета в сверхзвуковом пограничном слое // Физика сплошных сред: Материалы 54-й Международной научной студенческой конференции (МНСК-2016) (Новосибирск, 16-20 апр. 2016 г.). Новосибирск, 2016. С. 66.

28. Яцких А.А. Возмущения от импульсного разряда в ламинарном сверхзвуковом пограничном слое // Материалы 55-й Международной научной студенческой конференции: Физика сплошных сред. Новосибирск, 2017. С. 74.

29. Яцких А.А. Экспериментальное исследование развития волновых пакетов в сверхзвуковом пограничном слое // Двадцать третья всероссийская научная конференция студентов-физиков и молодых ученых. Материалы конференции. Екатеринбург. 2017. С. 377-378.

30. Яцких А.А., Руменских М.С., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В. Возбуждение локализованного волнового пакета в сверхзвуковом пограничном слое скользящего крыла // XXXIII Сибирский теплофизический семинар. Тезисы докладов. Новосибирск, 2017. С. 93.

31. Ермолаев Ю.Г., Семенов Н.В., Яцких А.А., Косинов А.Д. Об эволюции волнового пакета в сверхзвуковом пограничном слое скользящего крыла // Аэродинамика и динамика полета летательных аппаратов (Седова заимка, 1-3 марта 2017 г.): Материалы XV Всероссийской школы -семинара СИБНИА. Новосибирск, 2017. С. 25-27.

32. Яцких А.А., Семенов А.Н., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В. Экспериментальное исследование возбуждения и эволюции локализованных контролируемых пульсаций в сверхзвуковом пограничном слое // Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии: тезисы докладов XI Всероссийской конференции молодых ученых (Новосибирск-Шерегеш, 20 - 23 марта 2017 г.) / под ред. В.В. Козлова. Новосибирск: Параллель, 2017. С. 153-154.

33. Яцких А.А., Руменских М.С., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В., Косорыгин В.С. Возбуждение локализованного волнового пакета в трехмерном сверхзвуковом пограничном слое // Сибирский физический журнал. 2017. Т. 12, вып. 1. С. 57-65.

34. Яцких А.А., Семенов А.Н., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В. Влияние параметров импульсного разряда на возмущения сверхзвукового пограничного слоя плоской пластины // Сибирский физический журнал. 2017. Т. 12, вып. 3. С. 41-48.

35. Яцких А.А., Семенов А.Н., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В. Экспериментальное и численное исследование импульсного воздействия на сверхзвуковой пограничный слой // Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии: тезисы докладов XII Всероссийской конференции молодых ученых (Новосибирск- Шерегеш, 16 - 22 марта 2018 г.) / под ред. В.В. Козлова. Новосибирск, 2018. С. 173-174.

36. Яцких А.А., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В. Эволюция локализованных волновых пакетов в трехмерном сверхзвуковом пограничном слое // Нелинейные задачи теории гидродинамической устойчивости и турбулентность (Звенигород, 25 февр.- 04 март. 2018 г.): материалы XXIII Международной конференции / Отв. ред. Н.В. Никитин, Н.В. Попеленская. М.: МАКС Пресс, 2018. С. 349.

37. Яцких А.А., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В. Экспериментальные исследования эволюции волнового пакета в сверхзвуковом пограничном слое скользящего крыла // Модели и Методы Аэродинамики: материалы девятнадцатой международной школы-семинара. М.: ЦАГИ, 2019. -С. 137.

38. Яцких А.А., Ермолаев Ю.Г., Смородский Б.В., Панина А.В., Семенов Н.В., Косинов А.Д. Эволюция локализованного волнового пакета в пограничном слое скользящего крыла при числе Маха потока М=2 // XXXV Сибирский теплофизический семинар (Новосибирск, 27-29 августа 2019 г.): тезисы докладов. Новосибирск, 2019. С. 66.