Исследование нелинейных механизмов начальной стадии ламинарно-турбулентного перехода гиперзвукового пограничного слоя тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 01.02.05, кандидат физико-математических наук Бунтин, Дмитрий Анатольевич

• Бунтин, Дмитрий Анатольевич
• кандидат физико-математических наук
• 2005

Оглавление диссертации кандидат физико-математических наук Бунтин, Дмитрий Анатольевич

Введение.

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

1.1 Теоретические исследования устойчивости гиперзвукового пограничного слоя.

1.1.1 Линейная теория развития возмущений.

1.1.2 Учет непараллельности течения.

1.1.3 Прямое численное моделирование.

1.1.4 Исследование нелинейной стадии развития возмущений.

1.1.5 Влияние притупления передней кромки.

1.2 Результаты экспериментальных исследований устойчивости в гиперзвуковом пограничном слое.

1.2.1 Исследования развития возмущений в пограничном слое.

1.2.2 Исследования нелинейной стадии развития возмущений.

1.3 Выводы по обзору.22.

Глава II. Экспериментальное оборудование и методика цифровой обработки данных.

2.1 Аэродинамические трубы.

2.1.1 Гиперзвуковая аэродинамическая труба Т-326.

2.1.2 Гиперзвуковая аэродинамическая труба АТ

2.1.3 Сверхзвуковая аэродинамическая труба SWK.

2.2 Экспериментальные модели и оборудование.

2.2.1 Модели.

2.2.2 Термоанемометр.

2.2.3 Измерение характеристик среднего течения и величин пульсаций в пограничном слое.

2.2.4 Датчики ALTP.

2.3 Методика сбора и обработки экспериментальных данных.

2.3.1 Система автоматизации эксперимента.

2.3.2 Определение волновых характеристик возмущений.

2.3.3 Статистический и биспектральный анализ данных.

2.4 Выводы по главе II.

Глава III. Исследование линейной стадии ламинарно-турбулентного перехода на конусах при гиперзвуковых скоростях.

3.1 Положение ламинарно-турбулентного перехода.

3.2 Развитие естественных возмущений.

3.2.1 Средние характеристики пограничного слоя.

3.2.2 Спектры пульсаций в пограничном слое.

3.2.3 Степени нарастания волн возмущений.

3.3 Искусственные возмущения.

3.4 Выводы по главе III.

Глава IV. Исследование нелинейной стадии ламинарно-турбулентного перехода на остром конусе при гиперзвуковых скоростях.

4.1 Развитие нелинейных взаимодействий в слое максимальных пульсаций.

4.2 Нелинейные взаимодействия во всей области пограничного слоя

4.3 Сравнение нелинейных процессов с введением искусственных возмущений и без них.

4.4 Выводы по главе IV.

Глава V. Применение датчиков ALTP для исследования пульсационных характеристик пограничного слоя.

5.1 Измерение тепловых потоков.

5.2 Пульсационные измерения датчиками ALTP.

5.2.1 Амплитудно-частотная характеристика датчиков ALTP.

5.2.2 Эксперименты в аэродинамической трубе Т-326.

5.2.3 Эксперименты в аэродинамической трубе АТ-303.

5.4 Выводы по главе V.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Исследование нелинейных механизмов начальной стадии ламинарно-турбулентного перехода гиперзвукового пограничного слоя»

Интерес к исследованиям ламинарно-турбулентного перехода объясняется не только важностью этого явления с точки зрения фундаментальной науки, но и большим 'прикладным значением. Умение предсказывать положение ламинарно-турбулентного перехода необходимо для проектирования перспективных летательных аппаратов, поскольку поверхностное трение и теплообмен аппарата с окружающей средой существенно зависят от режима течения в пограничном слое. Так, например, для полностью турбулентного режима обтекания гиперзвукового аппарата сопротивление трения может превышать 30% от общего сопротивления [1]. Неконтролируемое увеличение тепловых потоков может привести к гибели аппарата (гибель шатла Columbia, 2003 г.).

В настоящее время считается, что возникновение турбулентности связанно с потерей устойчивости изначально ламинарного течения, по крайней мере, для малых начальных амплитуд возмущений. Условно процесс перехода может быть разделен на три основные стадии: 1) возникновение волн неустойчивости в пограничном слое (проблема восприимчивости); 2) линейное развитие возмущений (по линейиой теории устойчивости); 3) нелинейное взаимодействие волн.неустойчивости и переход ламинарного течения в. турбулентное. При больших начальных амплитудах возмущений может реализоваться другой сценарий перехода, который принято называть «байпасным» (bypass).

Большинство как теоретических, так и экспериментальных работ относящихся к сверхзвуковым течениям касаются первых двух стадий ламинарно-турбулентного перехода. Первые исследования устойчивости сжимаемого пограничного слоя были начаты в 40-е годы Лином и Лизом [2], за теоретическими работами которых последовали эксперименты Лауфера и Вребаловича [3]. К настоящему моменту проведено большое количество экспериментальных и теоретических работ в этой области, в основном относящихся к стадии линейного развития возмущений. Большинство экспериментов, выполненных в области гиперзукового пограничного слоя связаны, прежде всего, с исследованием зависимости положения перехода от влияния различных факторов (единичное число Рейнольдса, температурный фактор, шероховатость поверхности и т.д.). Однако подобные исследования не могут раскрыть физические механизмы приводящие к ламинарно-турбулентному переходу. Знание таких механизмов необходимо для построения теорий, предсказывающих положение перехода, а также для задач управления переходом. Известно, что процессы, приводящие к переходу на гиперзвуковых скоростях, отличны от до- и сверхзвукового случаев. Это связано, прежде всего, с появлением нового типа неустойчивых волн акустической природы (мэковских мод), не наблюдаемых при более 6 низких скоростях. Первая из дополнительных мод (вторая мода; первая мода — неустойчивость типа волн Толмина-Шлихтинга) является наиболее неустойчивой в пограничном слое начиная с М ~ 4,5 [4]. Частота возмущений второй моды лежит в области высоких частот, что затрудняет детектирование второй моды в эксперименте. Исследования устойчивости гиперзвукового пограничного слоя были выполнены, например, в работах [5, 6, 7], однако таких работ мало и некоторые полученные в них данные нуждаются в дальнейшей экспериментальной проверке и подтверждении.

Практически не изучалось влияние различных параметров на развитие возмущений в пограничном слое при гиперзвуковых скоростях. Так, например, такой важный параметр как притупление носика модели был исследован лишь в двух экспериментальных работах [8, 9]. Теоретических работ по этой теме существует так же две [10,11].

Кроме того, все вышеперечисленные работы ограничивались изучением естественных возмущений, что делает невозможным получения полной пространственной характеристики волнового поля возмущений в пограничном.слое и корректного сравнения с результатами расчетов. Первые попытки исследования устойчивости гиперзвукового пограничного слоя с помощью искусственных возмущений [12, 13] нельзя назвать полностью удачными. В работе [14] при помощи метода искусственных волновых пакетов исследовалось развитие возмущений в пограничном слое плоской пластины, на конусе с углом сжатия, а также восприимчивость на передней кромке плоской пластины. Однако в работе не ставилось целыо изучение процессов, приводящих к ламинарно-турбулентному переходу.

Нелинейная стадия может занимать до половины протяженности перехода. Именно на этом этапе происходит стохастизация изначально ламинарного потока и возникновение турбулентности. Несмотря на большую важность третей стадии перехода исследование нелинейных процессов в сверхзвуковом пограничном слое не проводились ни экспериментально, ни теоретически до конца 80-х годов. Первые работы по данной тематике появились в начале 90-х годов [15, 16, 17]. К настоящему времени достигнута определенная степень понимания нелинейных процессов в пограничном слое для умеренных сверхзвуковых скоростей (М < 4) [18], в основном благодаря развитому методу искусственных волновых пакетов. При гиперзвуковых скоростях применение данного метода затруднено. Исследование нелинейных взаимодействий в пограничном слое без введения искусственных возмущений возможно при помощи метода биспектралыюго анализа. Биспектральный анализ позволяет выявить присутствие квадратичной нелинейности в измеряемом процессе, степень нелинейной связи и частоты взаимодействующих волн [19]. В единственных экспериментальных работах по изучению нелинейной стадии перехода на гиперзвуковых скоростях [20, 21] методом биспектрального анализа показано, что наблюдаемая в Фурье-спектрах гармоника второй моды появляется за счет нелинейного взаимодействия. Однако нелинейных механизмов, приводящих к турбулентности, не выявлено. Поэтому вопрос, за счет каких нелинейных процессов происходит турбулизация потока, остается открытым.

Исследование устойчивости пограничных слоев на до- и сверхзвуковых скоростях ведется, практически, только термоанемометрическим методом. Для гиперзвуковых скоростей, в силу широкого частотного диапазона эволюционирующих волн, термоанемометрия является единственной методикой, с помощью которой возможно изучение волновых процессов в пограничных слоях. Между тем термоанемометрический метод имеет ряд недостатков. Например, исследование устойчивости гиперзвуковых пограничных слоев в импульсных установках невозможно из-за слабых прочностных характеристик проволочного датчика термоанемометра, который рвется при запуске труб подобного типа. Применение тонкопленочных датчиков невозможно в силу их небольшого частотного диапазона. Поэтому необходимо развивать другие методики, которые могут компенсировать недостатки термоанемометрии, а где-то заменить её. Одним из перспективных методов является измерение пульсаций при помощи тонкопленочных датчиков ALTP (Atomic Layer ThermoPile). К преимуществам датчиков можно отнести широкий частотный диапазон (до нескольких МГц); прямую пропорциональность сигнала тепловому потоку; возможность измерения в установках импульсного типа [22].

Цель данной работы - экспериментальное исследование эволюции волн в гиперзвуковом пограничном слое на модели острого конуса в случае естественных и при введении искусственных возмущений; изучение влияния притупления носика модели на развитие возмущений в пограничном слое, исследование пульсационных характеристик энтропийного слоя; экспериментальное изучение нелинейных волновых процессов в гиперзвуковом пограничном слое на слабонелинейной стадии ламинарно-тур(5улентного перехода; расширение частотного диапазона исследуемых волн, исследование пульсационных характеристик пограничного слоя в импульсных трубах за счет применения датчиков ALTP.

Диссертация состоит из введения, четырех глав и заключения.

Заключение диссертации по теме «Механика жидкости, газа и плазмы», Бунтин, Дмитрий Анатольевич

5.4 Выводы по главе V

Впервые датчики ALTP были применены для количественных измерений тепловых потоков в аэродинамическом эксперименте, а также для исследования пульсационных характеристик пограничного слоя. Данные ALTP хорошо согласуются с теоретическими оценками и значениями теплового потока, полученными стандартной методикой при помощи тонкопленочных датчиков.

Показано, что пульсации теплового потока у стенки модели, создаваемые возмущениями второй моды, значительно выше пульсаций, создаваемых возмущениями первой моды. С учетом этого получено хорошее согласование результатов пульсационных измерений с данными термоанемометра (в пределах частотного диапазона термоанемометра).

Показано, что для числа Маха 11,6 доминирующими возмущениями в пограничном слое острого конуса также являются возмущения второй моды неустойчивости. Широкий частотный диапазон датчиков позволил получить не только пульсации второй моды неустойчивости, но также первую, вторую и третью гармоники второй моды. При помощи датчиков ALTP впервые была исследована пульсационная характеристика пограничного слоя в импульсной высокоэнтальпийной аэродинамической трубе, где применение термоанемометра затруднено.

Заключение

Изучена устойчивость гиперзвукового пограничного слоя на конусах под нулевым углом атаки. Показано, что возмущения второй моды на остром конусе имеют наибольшие степени нарастания. Впервые экспериментально получено, что наиболее быстро растущими возмущениями второй моды являются двумерные волны. Для первой моды наибольшей степенью нарастания характеризуются наклонные волны. Показано, что на затупленных конусах амплитуды пульсаций массового расхода, соответствующие первой и второй модам, намного меньше. Пульсации массового расхода в энтропийном слое намного слабее, чем в пограничном слое и по уровню соответствует пульсациям в свободном потоке. Основной рост возмущений наблюдается вниз по потоку после области поглощения энтропийного слоя. Инкременты волн второй моды оказались значительно ниже, чем на остром конусе, однако они быстро вырастают и достигают значений такого же порядка, как на остром конусе.

Методом биспектрального анализа исследована слабонелинейная область ламинарно-турбулентного перехода на остром конусе при гиперзвуковых скоростях. Показано, что все основные виды нелинейных процессов в критическом слое связаны со второй модой возмущений. Получены признаки существования субгармонического резонанса с расстройкой. Обнаружены нелинейные взаимодействия, приводящие к возбуждению первой гармоники второй моды.

Нелинейные процессы у верхней границы пограничного слоя в области низких частот (до 50 кГц) возникают задолго до их появления в слое максимальных пульсаций. Нелинейные взаимодействия в области низких частот развиваются также ни лее критического слоя. Причем нелинейные процессы в областях выше и ниже критического слоя интенсивно протекают даже тогда, когда в слое максимальных пульсаций нелинейные взаимодействия (квадратичного типа) уже практически исчезли. На поздних стадиях перехода нелинейные процессы выходят за пограничный слой.

При помощи датчиков ALTP выполнено экспериментальное исследование пульсационных характеристик пограничного слоя на стенке модели. Получено хорошее согласование результатов измерений с данными термоанемометра. Широкий частотный диапазон датчиков позволил получить не только пульсации второй моды неустойчивости, но также первую, вторую и третью гармоники второй моды. При помощи датчиков ALTP впервые были исследованы пульсационные характеристики пограничного слоя в импульсной высокоэнтальпийной аэродинамической трубе, где применение термоанемометра затруднено.

Список литературы диссертационного исследования кандидат физико-математических наук Бунтин, Дмитрий Анатольевич, 2005 год

1. Reed Н., Kimmel R., Schneider S., Arnal D. Drag prediction and transition in hypersonic flow. A1.A Paper, 97-1818.

2. Lees L. and Lin C.C. Investigation of the Stability of the Laminar Boundary Layer in a Compressible Fluid. TN-1115 September 1946, NASA, P. 83.

3. Laufer J., Vrebalovich T. Stability and transition of a laminar boundary layer on an insulated flatplate // J. Fluid Mech. I960. V. 9. P. 257-299.

4. Mack L.M. Boundary layer stability theory. Document 900-277. Rev. A. Pasadena, California,1. JPL. 1969. P. 388.

5. Kendall J. M. Wind tunnel experiments relating to supersonic and hypersonic boundary layertransition // AIAA J. 1975. V. 13. P. 290-299.

6. Stetson, K., Thompson, E., Donaldson, J. and Siler, L. Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8, part 1: sharp cone. AIAA Paper, 83-1761.

7. Wilkinson S. A review of hypersonic boundary layer stability experiments in a Quiet Vach 6 Wind Tunnel. AIAA Paper, 97-1819.

8. Stetson, K., Thompson, E., Donaldson, J. and Siler, L. Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8, part 2: blunt cone. AIAA Paper, 84-006.

9. Lachowicz J. Т., Chokani N. Hypersonic boundary layer stability experiments in a quiet wind tunnel with bluntness effects. NASA Rep. 198272. Hampton, Virginia. 1996.

10. Malik M. R., Spall R. E. and Chang C.-L. Effect of nose bluntness on boundary layer stability * and transition. AIAA Paper, 90-0112.

11. Johnson H. В., Candler G. V. and Hudson V. L. Numerical study of hypersonic boundary layer transition on a blunt body. AIAA Paper, 97-0554.

12. Demetriades A. An experiment on the stability of hypersonic laminar boundary layers // J. Fluid Mech. 1960. V. 7 P. 385-396.

13. Kendall J. M. Supersonic boundary layer stability experiments // Proc. Boundary layer transition study group meeting. V. II. Aerospace Corp. San Dernardino, CA. 1967.

14. Сидоренко А. А. Развитие искусственных волновых пакетов в гиперзвуковом пограничном слое. Диссертация на соискание степени к.ф.-м.н., Новосибирск, 1999.

15. Thumm A., Wolz W., Fasel Н. Numerical simulftion of spatiolly growing threedimensional disturbance wabes in compressible boundary layers // Laminar-Turbulent Transition (eds. D.

16. A Arnal, R. Michel). Heidelberg: Springer-Verlag. 1990. P. 303-310.

17. Eilebacher G., Hussaini M. Y. Numerical experiments in supersonic boundary layer stability // Phys. Fluids. 1990. V. 2. P. 94-103.

18. Косинов А. Д. Экспериментальное исследование волновых явлений при ламинарно-турбулентном переходе сверхзвукового пограничного слоя. Диссертация на соискание ученой степени д.ф.-м.н. Новосибирск, 1998. С. 331.

19. Kimmel R. L., Kendall J. M. Nonlinear disturbances in a hypersonic boundary layer. AIAA Paper, 91-0320. /

20. Chokani N. Nonlinear spectral dynamics of hypersonic laminar boundary layer flow // Phys. Fluids. 1999. V. 12. P. 3846-3851.

21. U. Gaisbauer, H. Knauss, S. Wagner, J. Weiss Measurements technique for detection of flow disturbances and transition localization in short duration wind tunnel// Proc. ICMAR 2000. Part 2, pp. 54-67.

22. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. Перевод с немецкого, «Наука», Москва, 1969 г.

23. Качанов Ю.С., Козлов В.В., Левченко В.Я. Возникновение турбулентности в пограничном слое. Новосибирск: Наука, 1982, 150 с.

24. Гапонов С.А., Маслов А.А. Развитие возмущений в сжимаемых потоках. Новосибирск: Наука, 1980.

25. Лин Ц.Ц. Теория гидродинамической устойчивости.- М.: Наука, 1958 г. 169 с.

26. Dunn, D.W. and Lin С.С. On the Stability of the Laminar Boundary Layer in a Compressible Fluid. Jornal of Aeronoutical Science. 1955. Vol. 22. No. 7. pp.455-477.

27. Lees L. and Reshotko E. Stability of the Compressible Laminar Boundary Layer// J. Fluid Mech. 1962. Vol. 12. Part 4. pp. 555-590.

28. Mack L.M. Linear Stability Theory and the Problem of Supersonic Boundary-Layer Transition//AIAA Jornal, 1975. v. 13. No.3. pp. 278-289.

29. Malik M.R. Prediction and Control of Transition in Hypersonic Boundary Layers. AIAA Paper 87-1414.

30. Malik M.R. Prediction and Control of Transition in Supersonic and Hypersonic Hypersonic Boundary Layers// AIAA J. 1989. Vol. 27, No. 11, pp. 1487-1493.

31. Гапонов C.A. — Взаимодействие сверхзвукового пограничного слоя с акустическими возмущениями. Известия Академии Наук СССР// Журнал механики жидкости и газа. 1977. т. 6. с. 51-56.

32. Malik M.R., Macaraeg М. G. Supersonic Modes in Hypersonic Boundary-Layers, NASP Transition Workshop HYFLITE, 1993, NASA. Langley Center.

33. Malik M.R. Boundary-Layer Transition Prediction Toolkit. AIAA Paper, 97-1904.

34. Gaster M. On the effects of boundary-layer growth on flow stability // J. Fluid Mech. 1974. V. 66. P. 465-480.

35. Saric W.S., Nayfih A.H. Non-parallil stability of boundary layer flows // Phys. Fluids. 1975. V. 118. P. 945-950.

36. Федоров А. В. Возбул<дение волн неустойчивости в пограничном слое сжимаемого газа под действием акустического поля// Числ. методы механики сплошной среды. 1982. Т. 13. №3. С. 106-117.

37. Гапонов С. А. Развитие трехмерных возмущений в слабонепараллельном сверхзвуковом потоке // Изв. СО АН СССР. Сер. техн. наук. 1982. №3. Вып. 1. С. 59-66.

38. Сидоренко Н.В., Тумин A.M. Гидродинамическая устойчивость течений в пограничном слое сжимаемого газа// Механика ноднородных сред. Новосибирск, СО АН СССР. 1981. С. 29-45.

39. Жигулев В.Н., Сидоренко Н.В., Тумин A.M. О генерации волн неустойчивости в пограничном слое внешней турбулентностью // ПМТФ. 1980. №6. С. 32-49.

40. Hall. P. The linear development of Goertler vortices in graving boundary layers// J. Fluid Mech. 1983. V.130, pp. 41-58.

41. Itoh N. The origin and subsequent development in space of Nollmien-Schlichting waves in a boundary layer // Fluid Dyn. Res. 1986. V. 1. P. 119-130.

42. Herbert Т., Bertolotti F. Stability analysis of nonparallrel boundary layers// Bull. As. Phys. Soc., 1987. Vol. 32, p. 2079.

43. Bertolotti F., Herbert T. Analysis of the Linear Stability of Compressible Boundary Layers using the PSE// J. Theor. Comput. Fluid Dyn. 1991. Vol. 3, pp. 117-124.

44. Herbert T. Theory of Instability and Transition. In Instability and Transition, Vol.1, Springer-Verlag, 1990, pp. 20-31.

45. Thumm A., Wolz W., Fasil H. Numetidal simulation of spatiolly growing threedimensional disturbance waves in comprssible boundaty layers// Laminar-Turbulent Transition (eds. D Arnal, R. Michel). Heidelberg: Springer-Verlag. 1990. P. 303-310.

46. Erlebacher, G. Bokhary S.H. and Huasaini M.Y. Parallerization of a Three-Dimentional Compressible Ttansition Code//AIAA J. 1990. V.28, No.l, pp. 83-90.

47. H. Bestek , W. Eisler Direct numerical simulation of transition in Mach 4.8 boundary layer at flight conditions. In Engineering Turbulence modelling and Experiments 3, w.Rodi and Bergeles (Editors), 1996, pp. 611 -620.

48. Pruett C.D., Chang C.-L. Spatial direct numerical simulation of high-speed boundary layer flows. Part I: Algorithmic considerations and validation // Theor. Сотр. Flued Dyn. 1995. V. 7. P. 49-76.

49. Egorov I. V., Fedorov A.V., Soudakov V.G. Direct numerical simulation of unstable disturbances in supersonic boundary layer. AIAA Paper 2004-0588.

50. Жигулев B.H., Тумин A.M. Возникновение турбулентности. Новосибирск, Наука, 1987.

51. Thamm, A., W. Wolz, anc^H.F. Fasel Numerical simulation of spatially growing three-dimensional disturbance waves in compressible boundary layers. Laminar-Turbulent Transition, ed. D.Arnal, R.Michel, Berlin, Springer-Verlag , 1990

52. Ng, L., Erlebacher, G., Zang, T.A. and Pruett, D. Compressible Secondary Instability Theory -Parametric Studies and Prospects for Predictive Tools. Paper No. 23, Eighth NASP Simposium, 1990.

53. Malik, M. R.,T. Zang and D.M. Bushnell Boundary Layer transition in Hypersonic Flows. AIAA Paper 1990-5232.

54. Pruett C.D., Chang C.-L. Spatial direct numerical simulation of high-speed boundary layer flows. Part II: Transition on a cone in Mach 8 flow // Theor. Сотр. Flued Dyn. 1995. V. 7. P. 397-424.

55. Sandham N.D., Adams N.A. and Kleiser L. Direct simulation of breakdown to turbulence following oblique instability waves in a supersonic boundary layer. Direct and large-eddy simulation I (ed. P.R. Voke et al.), P. 213-223.

56. Pruett C.D., Zang T.A. Direct numerical simulation of laminar breakdown in high-speed axisymmetric boundary layers // Theor. Сотр. Fluid Dyn. V. 3. P. 345-367.

57. Adams N.A. and Kleiser L. Subharmonic transition to turbulence in a flat-plate boundary layer at Mach number 4.5 //J. Fluid Mech. 1996. v.317, pp. 301-335.

58. Reshotko E. and Khan M.M.S. Stability of the lfminar boundary layer on a blunted plate in supersonic flow// IUTAM Laminar-turbulent transition symposium. Stuttgart. F.R.G. September 1979.

59. Malik, M.R., Spall, R.E. & Chang, C.-L. Effect of Nose Bluntness on Boundary Layer Stability and Transition. AIAA Paper 1990-0112.

60. Stetson K.F., Thompson E.R., Donaldson J.C., Siler L.G. Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8. Part 2: Blunt Cone. AIAA Paper, 84-00006, 1984.

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

62. Stetson, K.F. Hypersonic transition testing in wind tunnels, in "Instability and Transition", Rpoceedings of a Wokshop held in Hampton, VA, vol.1, ed. by M.Y. Hussaini and R.G. Voight, Springer-Verlag, pp.91-100, 1990.

63. Wilkinson, S.P., S.G. Anders, F.-J. Chen and J.A.White Status of NASA Lagley quiet-flow facility developments. AIAA Paper 94-2498,1994.

64. Demetriades, A. New Experiments on Hypersonic Boundary Layer Stability Including wall temperature Effect// Proc. of the Heat Transfer and Fluid Mech. Institute, pp.39-54, 1978.

65. Stetson K.F., Thompson E.R., Donaldson J.C., Siler L.G. Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8. Part 3: Sharp cone at angle of attack. AIAA Paper, 85-0492, 1985.

66. Stetson K.F., Thompson E.R., Donaldson J.C., Siler L.G. Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8. Part 4: Unit Reynolds Number and Environmental Effecs. AIAA Paper, 86-1087, 1986.

67. Stetson K.F., Thompson E.R., Donaldson J.C., Siler L.G. Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8. Part 5: Tests with a cooled model. AIAA Paper, 89-1895, 1989.

68. Stetson K.F., Kimmel R.L. On hypersonic boundary layer stability// AIAA Paper, 92-0737, 1992.

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

70. Stetson K., Kimmel R.L. Example of second-mode instability dominance at a Mach number of 5.2 // AIAA J. 1992. V. 30. N. 12. P. 2975-2976.

71. Stetson K., Thompson. E., Donaldson J., Siler L. A comparison of planar and conical boundary layer stability and transition at a Mach number of 8. AIAA Paper, 91-1639, 1991.

72. Wendt V., Simen M. An experimental and theoretical investigation of instabilities in hypersonic flat plate boundary layer flow // Phys. Fluids. 1995. N 7. P. 877-887.

73. Wilkinson S. A review of hypersonic boundary layer stability experiments in a Quiet Mach 6 Wind Tunnel. AIAA Paper, 97-1819, 1997.

74. R. Kimmel, A. Demetriades, J. Donaldson Space-Time Corellation Measurements in a Hypersonic Transitional Boundary Layer. AIAA Paper, 95-2292, 1995.

75. R.L. Kimmel and J. Poggie Disturbance Evolution and Breakdown to Turbulence in a Hypersonic Boundary Layer: Ensemble-Averaged Structure. AIAA Paper, 97-0555, 1997.

76. J. Poggie and R.L. Kimmel Disturbance Evolution and Breakdown to Turbulence in a Hypersonic Boundary Layer: Instantaneous Structure. AIAA Paper, 97-0556, 1997.

77. Качанов Ю. С., Левченко В. Я. Резонансное взаимодействие возмущений при переходе к турбулентности в пограничном слое. Новосибирск. 1982. 55 с. (Препринт АН СССР. Сиб. отд-ние. ИТПМ. № 10-82).

78. Corke Т.С., Mangano R.A. Resonant growth of three-dimensional modes in transitioning Blasius boundary-layers // J. Flued Mech. 1989. V. 209. P. 93-150.

79. Saric W. S., Thomas A.S.W. Experiments on the subharmonic route to turbulence in boundary layers // Turbulence and Chaotic Phenomena in Flueds (ed. N. Natsumi). 1984. P. 117.

80. Craik A.D.D. Non-linear resonant instability in boundary layers // J. Flued Vech. 1971. V. 50. N. 2. P. 393-413.

81. Качанов Ю.С., Козлов В.В., Левченко В.Ю. Нелинейное развитие волн в пограничномслое // Изв. Акад. Наук СССР, Мех. Жидк. и Газа. 3. с. 49-53.

82. Thomas A.S.W., Saric W.S. Harmonic and subharmonic waves during boundary layer transition//Bull. Am. Phys. Soc. 1981. 26: 1252.

83. Kachanov Y.S., Levchenko V.Y. The resonant interaction of disturbances at laminar-turbulent transition in a boundary layer. // J. Fluid Mech. 1984,138. P. 209-47.

84. Бородулин В.И., Качанов Ю.С. Роль механизма локальной вторичной неустойчивости в К-режиме перехода пограничного слоя // Изв. СО АН СССР. Сер. техн. наук. 1988. № 18. Вып. 5. С. 65-77.

85. Бородулин В.И., Качанов Ю.С. Каскад гармонических и параметрических резонансов в К-режиме перехода пограничного слоя // Моделирование в механике. Новосибирск.ш 1989. Т. 3 (20). С. 38-45.

86. Бородулин В.И., Качанов Ю.С. Формирование и развитие когерентных структур в переходном пограничном слое// ПМТФ. 1995. № 4.

87. Ryzhov O.S. The development of nonlinear oscillations in a boundary layer and the onset of random disturbances // Nonparallel Instability of Nonparallil Flows (eds. S.P. Lin, W.R.C. Phillips, D.T. Valentine). Berlin. Springer-Verlag. 1994. P. 52-68.

88. Kimmel R.L., Kendall J.M. Nonlinear disturbances in a hypersonic laminar boundary layer. AIAA Paper 91-0320, 1991.

89. Gaponov S.A., Kosinov A.D., Semenov N.V., Maslennikova 1.1., Shevelkov S.G. Nonlinear development of waves in the supersonic boundary, layer // Laminar-Turbulent Transition (ed. R. Kobayachi). Berlin: Springer-Verlag. 1995. P. 181-188.

90. Семесынов А. И. Экспериментальное исследование нелинейных стадий перехода в сверхзвуковом пограничном слое при естественных возмущениях. Диссертация па соискание уч. степени к.ф.-м.н. Новосибирск. 2003.

91. Chokani Nd. Nonlinear spectral dynamics of hypersonic laminar boundary layer flow // Phys. of Fluids. 1999. V. 11. N. 12. P. 3864-3851.

92. Григорьев В.Д., Клеменков Г.П., Омелаев А.И., Харитонов A.M. Гиперзвуковая аэродинамическая труба Т-326 // Аэрофизические исследования. Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР, 1972.

93. Григорьев В.Д., Клеменков Г.П., Пирогов А.И., Яковлева Н.В. Гиперзвуковая аэродинамическая труба Т-326 ИТПМ. Методическое исследование полей скорости и температур. Отчет № 1129 ИТПМ. Новосибирск, 1976.

94. Таблицы физических величин. Справочник. Под. ред. И.К.Кикоина. М., Атомиздат, 1976, 1006 с.

95. Н. Knauss, R. Riedel, S. Wagner The shock wind tunnel of Stuttgart University, a facility for testing hypersonic vehicles. AIAA 99-4959, 1999.

96. Kosinov A.D., Maslov A.A., Shevelkov S.G. Experiments on the stability of supersonic laminar boundary layers// J. Fluid Mech. 1990. v. 219, p. 621-633.

97. Маслов А.А. Возникновение турбулентности в сверхзвуковых пограничных слоях. Диссертация на соискание уч. степ, д.ф.-м.н. Новосибирск, 1987.

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

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

100. Елфимов А. Г., Лебига В. А. и Черных В. В. Термоанемометр постоянного тока ТПТ-2. Отчет ИТПМNo. 15313/726, Новосибирск, Россия, 1974.

101. Fedorov, A., Kozlov, V., Shiplyuk, A., Maslov, A., Sidorenko, A., Burov, Е., and Malmuth, N. D., Stability of Hypersonic Boundary Layer on Porous Wall with Regular Microstructure. AIAA Paper 2003-4147, 2003.

102. N. Chokani, A. N. Shiplyuk, A. A. Sidorenko, and С. B. McGinley Comparison between a Hybrid Constant-Current Anemometer and Constant-Voltage Anemometer in Hypersonic Flow. AIAA Paper, 2004-2248, 2004.

103. Smits A. J., Hayakawa K., Muck К. C. Constant temperature hot-wire anemometer practice in supersonic flows// Exp. in Fluids, 1983. v. 1 p. 83-92.

104. Bestion D., Gaviglio J., Bonnet J. P. Experimental investigation of the stability of supersonic boundary layer on a flat insulated plate // Arch. Mech. 1979. V. 31, N.3. p. 397-405.

105. Knauss H., Gaisbauer U., Wagner S., Buntin D., Maslov A., Smorodsky В., Betz J. Calibration experiments of a new active fast response heat flux sensor to measure total temperature fluctuations// Proc. 1С MAR 2002. Part 3, pp. 86-102.

106. Качанов Ю.С., Гилёв B.M., Козлов B.B. Развитие пространственного волнового пакета в пограничном слое // Изв. СО АН СССР. Сер. техн. наук. 1983. Вып. 3, № 13. С. 12.

107. Popoulis A. Probability, random variables and stochastic processes. McGraw-Hill Book Company, 1965. 582 p.

108. Львовский E. H. Статистические методы построения эмпирических формул. М.: Высшая школа, 1982. 224 с.

109. Stetson K.F., Rushton G.H. Shock tunnel investigation of the boundary layer transition at M = 5.5//AIAA J. 1967. Vol. 5. P. 899-906.

110. Malik M.R. Prediction and control of transition in supersonic and hypersonic boundary layers// AIAA J. 1989. V. 27, N 11. P. 1487-1493.

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

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

113. Kendall J.M. Wind Tunnel Experiments Relating to Supersonic and Hypersonic Boundary Layer Transition II AIAA J. 1975. V. 13,No.3. pp. 290-299.

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

115. Gaponov S.A. Excitation of instability waves in the supersonic boundary layer by sound // Nonlinear instability of nonparallel'flows IUTAM symposium- Potsdam, NY, USA. 1993. pp. 206-212.

116. Craik A.D. Non-linear resonant instability in boundary layers// J. Fluid Mech. 1971. v. 50. part 2. pp. 393-413.

117. Borodulin V.I., Kachanov Y.S., Koptsev D.B. Experimental study of resonant interactions of instability waves in self-similar boundary layer with an adverse pressure gradient. 3. Broadband disturbances // J. Turbulence. 2002. V. 3, N. 064. P. 1-19.

118. Doggett G. and Chokani N. Hypersonic boundary-layer stability experiments on a flared-cone model at angle of attack in a quiet wind tunnel. NASA Rep. 201617. Hampton, Verginia. 1996.

119. Fay J.A. and Riddell F.R. Theory of stagnation point heat transfer in dissociated air// J. Aeronaut. Sci., 1958, V. 25, P. 72-85.

120. White F.M. Viscous fluid flow. 2nd ed., McGraw-Hill, 1999.

121. Lachowicz J.T., Chokani N., Wilkinson S.P. Boundary-layer stability measurements in a hypersonic quiet tunnel // AIAA Journal. 1996. V. 34. N. 12. P. 2496-2500.

122. Maslov A. A., Bountin D. A., Shiplyuk A. N., Smorodsky В., Knauss H., Gaisbauer U., Wagner, Betz J.S. ALTP sensor application for boundary layer measurements // Proc. ICMAR XII, 2004, p. 137-146.