Исследование отрывных течений в задачах внутренней и внешней аэродинамики тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 01.02.05, кандидат физико-математических наук Хакимов, Рустэм Анасович

• Хакимов, Рустэм Анасович
• кандидат физико-математических наук
• 2005

Оглавление диссертации кандидат физико-математических наук Хакимов, Рустэм Анасович

Введение

Актуальность темы.

Цель работы.

План и содержание глав диссертации.

Основные результаты.

Научная новизна и практическая важность работы.

На защиту выносятся.

Достоверность результатов.

Апробация работы.

Личный вклад автора.

Список основных публикаций.

1 Взаимодействие системы волн сжатия с пограничным слоем. Критерий образования развитой отрывной зоны

1.1 Цели Главы 1.

1.2 Экспериментальная установка. Модели и методика эксперимента. Обработка результатов эксперимента.

1.3 Результаты эксперимента. Особенности пространственного отрывного течения в области взаимодействия.

1.4 Расчет параметров зоны взаимодействия с использованием эмпирических формул. Метод эквивалентных клиньев. Критерий образования развитой отрывной зоны.

Выводы к Главе 1.

2 Расчет пространственного вязкого течения на базе полной системы уравнений Навье-Стокса.

2.1 Цели Главы 2.

2.2 Основные уравнения. Расчетный метод.

2.3 Технология расчетов. Расчетные сетки.

2.4 Результаты расчета течения в области одноступенчатого клина.

2.5 Результаты расчета течения в области многоскачкового взаимодействия.

Выводы к Главе 2.

3 Экспериментальное исследование управления взаимодействием турбулентного пограничного слоя со скачком уплотнения, генерируемым затупленным стабилизатором

3.1 Цели Главы 3.

3.2 Экспериментальная установка. Модель. Средства и методика измерений. Обработка результатов измерений.

3.3 Результаты эксперимента. Обсуждение.

Выводы к Главе 3.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Исследование отрывных течений в задачах внутренней и внешней аэродинамики»

Актуальность темы.

При сверхзвуковом обтекании летательного аппарата возникают скачки уплотнения. Их взаимодействие с пограничным слоем приводит к возникновению крупномасштабных нестационарных отрывных течений. Примерами подобных течений являются течения в воздухозаборниках и соплах сверхзвуковых самолетов, в местах сочленений несущих поверхностей и органов управления с фюзеляжем, в трактах силовых установок (рис. 0.1).

Рис. 0.1. Взаимодействие скачков уплотнения с пограничным слоем

Наличие отрывных зон, как правило, приводит к снижению характеристик летательного аппарата, в частности, за счет увеличения сопротивления. Сопротивление вызывается ростом энтропии за скачками (волновое сопротивление) и диссипацией импульса в пограничном слое (вязкое сопротивление) /1,2/.

Попадание вихревых жгутов, возникающих за отрывными зонами, в каналы воздухозаборников, или разрушение вихря при взаимодействии с системой скачков на входе в воздухозаборник приводит к увеличению неоднородности течения и отрицательно влияет на работу силовой установки.

Кроме того, нестационарность отрывного течения вызывает повышенный уровня динамических нагрузок на элементы конструкции.

Дополнительными отрицательными факторами являются повышение уровня теплопередачи в областях взаимодействия и уменьшение эффективности органов управления, попадающих в отрывные области.

В настоящее время принята классификация взаимодействий скачка уплотнения с пограничным слоем (рис. 0.2), которая основана на анализе размерностей, определяющих масштаб взаимодействия /3/. Основными факторами, характеризующими взаимодействие, являются число Маха набегающего потока Моо, параметры невозмущенного пограничного слоя, и геометрические характеристики генератора скачка уплотнения.

До взаимодействия поток характеризуется линейным масштабом, связанным с толщиной невозмущенного пограничного слоя 6.

Толщина пограничного слоя определяется из профиля скорости. Если глобальные размеры генератора скачка уплотнения велики до такой степени, что их дальнейшее увеличение не приводит и изменению характеристик взаимодействия, то такие взаимодействия принято

Рис. 0.2. Взаимодействие скачка уплотнения с пограничным слоем называть "полубесконечными". В случаях, когда наличие генератора не приводит к появлению какого-либо линейного масштаба, взаимодействия называются безразмерными. Если полубесконечный генератор вызывает появление некоторого масштаба длины, например такого как высота уступа или диаметр затупления передней кромки, сравнимого по величине с толщиной пограничного слоя, такое взаимодействие принято называть "размерным". Локальными взаимодействиями принято называть взаимодействия, при которых генератор скачка уплотнения нельзя считать полубесконечным. Следует отметить, что данная классификация достаточно условна, и на практике часто не удается четко определить, к какому классу относится наблюдаемый случай. Кроме того, картина течения сильно зависит от параметров набегающего потока и модель одной и той же геометрии может вызывать взаимодействия различных классов.

Взаимодействия сильных скачков с пограничным слоем характеризуются очень сложной структурой течения, которая до настоящего времени не изучена в полной мере.

Для выявления физических особенностей течения используются экспериментальные методы или численные расчеты. В случае эксперимента, трудность заключается в том, что используя традиционные методы измерения (распределения давления и температуры в области взаимодействия, теневой прибор, размываемые покрытия и т.д.) невозможно получить данные о структуре течения в отрывной зоне, так как измерительные устройства, например насадки, зачастую вносят возмущения, что часто недопустимо ввиду того, что геометрические размеры исследуемой области сравнимы с размерами этих устройств. Возникает необходимость в использовании перспективных, в основном оптических методов, таких как лазерная интерферометрия. Эти методы позволяют преодолеть указанные трудности, но требуют применения дорогостоящих приборов и устройств и высокой культуры эксперимента.

Дополнением к эксперименту служат численные расчеты. Они делают возможным моделирование тонкой структуры отрывного течения, определение параметров потока в зоне взаимодействия, но при этом возникает вопрос о точности применяемых расчетных методов и корректности используемых моделей, иными словами, вопрос верификации.

Большая часть экспериментальных и расчетных работ, выполненных как у нас в стране, так и за рубежом посвящена изучению взаимодействий пограничного слоя с единичным скачком уплотнения. Так, были проведены параметрические исследования структуры течения в области взаимодействия и предложены эмпирические зависимости для оценки геометрии области взаимодействия и параметров пограничного слоя в отрывной зоне при взаимодействии с косыми скачками, выполнены подробные численные расчеты, в частности с целью верификации расчетных моделей.

На практике, более важной является задача о пространственном взаимодействии пограничного слоя с системой косых скачков, например, на боковых стенках сверхзвуковых воздухозаборников. Несмотря на актуальность, опубликовано сравнительно мало экспериментальных данных о структуре и параметрах подобных течений. Как правило, приводятся результаты численных расчетов на основе интегрирования осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса.

Глубокое понимание физических особенностей течения необходимо, в частности, для разработки методов управления течением, позволяющих снизить сопротивление и улучшить характеристики летательного аппарата. В настоящее время интенсивно исследуются как активное, так и пассивное управление отрывными течениями. Большая часть работ и относится к трансзвуковому обтеканию профилей. Имеется относительно небольшое число публикаций, рассматривающих активное управление течением при обтекании сочленения крыло-фюзеляж на дозвуковом режиме.

Одним из вариантов является комбинированное, или гибридное управление, которое сочетает как активный, так и пассивный механизм. Примером комбинированного управления для профиля может служить применение перепуска одновременно с отсосом части воздуха через щель, расположенную непосредственно за устройством перепуска.

Предложен и активно исследуется механизм управления, основанный на применении микроэлектромеханических систем (МЕМС). МЕМС представляет собой миниатюрный актюатор с электронным управлением, который может менять локальные параметры течения. Простейшим вариантом МЕМС является набор микроинтерцепторов, размещенных в области вихреобразования, которые позволяют воздействовать на источник вихря, тем самым меняя его интенсивность. Использование подобных устройств сдерживается их сложностью и сравнительно высокой стоимостью.

Таким образом, изучение пространственных течений, возникающих при взаимодействии скачков уплотнения с турбулентным пограничным слоем и методов управления ими, является важной задачей, имеющей как фундаментальное, так и прикладное значение. В настоящей работе применен комплексный подход, основанный на совместном использовании экспериментальных и численных методов.

Цель работы.

Данная работа - составная часть исследований, проводимых в Центральном Аэрогидродинамическим Институте им. проф. Н.Е. Жуковского. Она выполнена автором в соответствии с тематическими планами научно-исследовательских работ ЦАГИ и Министерства Науки и Технологий.

В работе рассматривается:

• Взаимодействия, инициированные пластинами с острой передней кромкой, установленными под углом атаки (полубесконечные безразмерные взаимодействия). На практике такие взаимодействия имеют место, например, при падении скачка уплотнения, генерируемого поверхностью торможения на боковую стенку воздухозаборника, а также на внутренних стенках воздухозаборника.

• Взаимодействия, индуцированные препятствиями с полуцилиндрической передней кромкой (полубесконечные размерные взаимодействия). Эти взаимодействия имеют место в области сочленения органов управления с фюзеляжем на сверхзвуковых скоростях.

Целью данной работы является:

1. Получение параметрических материалов о пространственном течении на боковых стенках сверхзвукового воздухозаборника с целью исследования вопроса о начале образования объединенной отрывной области и определения ее передней границы при взаимодействии системы косых скачков с пограничным слоем.

2. Верификация метода расчета пространственных вязких течений, основанного на решении полной системы уравнений Навье-Стокса и численное исследование физических особенностей отрывного течения на боковой стенке сверхзвукового воздухозаборника.

3. Экспериментальная проверка эффективности пассивного управления пространственным отрывным течением, возникающим при сверхзвуковом обтекании затупленного стабилизатора, установленного на боковой стенке аэродинамической трубы (модель сочленения органа управления с фюзеляжем летательного аппарата).

План и содержание глав диссертации.

Работа состоит из Введения, глав 1, 2, 3 и Выводов. В главе 1 приводятся результаты экспериментального исследования взаимодействия стелющихся скачков уплотнения с турбулентным пограничным слоем. Эксперименты проводились с использованием комбинированного метода, предназначенного для одновременного получения спектра линий тока в области взаимодействия, а также теневой картины течения. При анализе результатов основное внимание уделено разработке эмпирического метода для оценки параметров отрывной области, возникающей при падении системы косых скачков, генерируемых поверхностью торможения, на боковую стенку сверхзвукового воздухозаборника. На основании результатов эксперимента предложен критерий начала образования объединенной зоны отрыва при многоскачковом взаимодействии.

Глава 2 посвящена использованию численного метода для расчета отрывных течений на боковых стенках сверхзвукового воздухозаборника. Расчет выполнен на базе полной, осредненной по Рейнольдсу, системы уравнений Навье-Стокса. На примере одноступенчатого клина проведена верификация расчетного метода. Далее проведен расчет течения в сверхзвуковом воздухозаборнике, имеющем трехступенчатый клин.

В 3 главе рассмотрено пространственное отрывное течение, возникающее при сверхзвуковом обтекании затупленного стабилизатора. Предложен механизм пассивного управления данным взаимодействием. Показано, что использование пассивного управления позволяет уменьшить размеры отрывной области, и снизить уровень пульсаций давления в ней.

Основные результаты.

1. Для пространственного отрывного течения на входе в сверхзвуковой воздухозаборник предложен метод "эквивалентных клиньев" /78/. Метод основан на анализе параметрических данных эксперимента, и опубликованных в печати (/38/, /40/ и т.д.) эмпирических зависимостей. Он позволяет построить переднюю границу области сложного многоскачкового взаимодействия. Понятие "эквивалентный клин" относится ко 2-й и последующим ступеням клина. Эквивалентные клинья имеют такие же углы, что и соответствующие ступени, но их вершины лежат впереди изломов клина на пересечении образующей соответствующей ступени с горизонтальной осью, проходящей через переднюю кромку клина. Эмпирические зависимости известные для односкачкового случая, могут быть применены отдельно к каждому скачку, расположенному на достаточном расстоянии от других. Форма криволинейной передней границы зоны взаимодействия может быть построена как огибающая передних границ зон взаимодействия, генерируемых первым и последующим эквивалентными клиньями.

2. Исследован вопрос о начале формирования общей отрывной области на боковой стенке многоступенчатого воздухозаборника. Помимо данных, полученных на аэрометрических моделях многоступенчатых клиньев, использовались данные для двумерного случая, в частности, данные приведенные в работе /45/. Изучалось влияние межскачкового расстояния на характер течения в области взаимодействия. Установлено, что момент образования общей отрывной области соответствует наложению передней части области взаимодействия последнего скачка на всю область взаимодействия первого скачка.

3. На основе сравнения с экспериментальными данными для односкачкового взаимодействия, а также с данными расчета, приведенными в работах /19/, /41/ проведена верификация расчетного метода, основанного на численном интегрировании полной системы уравнений Навье-Стокса, осредненной по Фавру с (q — ш) - моделью турбулентности. В методе использована схема, основанная на явной схеме второго порядка аппроксимации типа схемы Годунова и локально-неявном подходе для описания турбулентности.

Продемонстрировано, что расчетный метод позволяет достаточно хорошо моделировать сложные отрывные течения и особенности области взаимодействия. Рассчитанные абсолютные величины статического давления совпадают с полученными в эксперименте. Однако угловая ширина зоны взаимодействия полученная в ходе расчета отличается от измеренной в эксперимента примерно на 11%.

4. С использованием расчетного метода исследован процесс формирования общей отрывной зоны при трехскачковом взаимодействии. Из анализа промежуточных этапов взаимодействия и объединения зон отрыва от трех скачков видно, что схема течения при многоскачковом взаимодействии достаточно сложная, и не подается точной интерпретации. Сформировавшаяся объединенная зона отрыва, имеет вид, характерный для взаимодействия одного сильного, в дальнейшем результирующего скачка с пограничным слоем боковой стенки. Поля параметров течения позволяют сделать вывод о том, что схема взаимодействия, описанная на основании эмпирических методов, качественно является верной, и реально описывает процесс формирования объединенной зоны отрыва.

5. Построенное по результатам расчета поперечное сечение зоны отрыва в области схождения скачков уплотнения показало, что рассчитанная отрывная зона имеет меньшую геометрическую протяженность, чем построенная на основании данных эксперимента. Расстояние от места падения скачка уплотнения до передней границы области взаимодействия (соответствующая угловая величина Д/%) меньше примерно в 2 раза, а высота тройной точки примерно в 1.5 раза. Отличие при определении расстояния от места падения скачка уплотнения до задней границы области взаимодействия 1.7 существенно меньше, а угол наклона скачка уплотнения, возникающего в точке отрыва соответствует определенному в эксперименте.

6. Для пространственного взаимодействия скачка уплотнения, генерируемого затупленной пластиной (стабилизатором) с турбулентным пограничным слоем на стенке трубы (М^ = 2-1-4) экспериментально изучено устройство пассивного управления, состоящее из перфорированной крышки с полостью под ней. Эффективность пассивного управления в такой задаче исследована впервые.

7. Измерения распределений статического давления позволяют сделать вывод, о том, что наличие устройства перепуска в зоне взаимодействия позволило снизить перепад давления в районе расположения скачка уплотнения и ослабить неблагоприятный градиент давления в отрывной области, что привело к снижению интенсивности отрыва.

8. Измерения спектров пульсаций давления показали, что при использование перепуска характер распределения пульсаций давления по частотам в отрывной области меняется, а интегральные уровни пульсаций давления в частотном диапазоне от 20 до 25 кГц уменьшаются. Максимальное снижение интегрального уровня пульсаций давления по сравнению с гладкой моделью составило 5.7 Db.

Научная новизна и практическая важность работы.

На основе комплексного экспериментально-расчетного подхода:

1. Разработан эмпирический метод построения передней границы области пространственного взаимодействия системы косых скачков уплотнения с пограничным слоем ("метод эквивалентных клиньев"), использующий известные зависимости, полученные для случая единичного скачка. Предложен критерий образования общей отрывной области при многоскачковом взаимодействии, основанный на аналогии с двумерным взаимодействием.

Метод эквивалентных клиньев" и критерий образования общей отрывной области могут быть использованы для инженерных оценок при проектировании летательных аппаратов.

2. Проведена верификация программы расчета вязких пространственных течений на базе численного интегрирования полной системы уравнений Навье-Стокса, в ходе которой продемонстрировано качественное и количественное соответствие результатов расчета и данных эксперимента, за исключением продольных размеров отрывной области.

Данная программа может использоваться для расчета вязких пространственных течений.

3. Выполнено численное исследование особенностей сложного отрывного течения на входе в сверхзвуковой воздухозаборник, в том числе вблизи клина и боковой стенки.

Получены данные, расширяющие представления о физике течения в межскачковой области, в частности данные о параметрах потока в объединенной зоне отрыва и о ее геометрии.

4. Реализован способ пассивного управления отрывным течением, возникающим при обтекании стабилизатора, установленного на стенке трубы. Впервые экспериментально продемонстрирована возможность сокращения размеров отрывной зоны, снижения неблагоприятного градиента давления, а также существенного уменьшения пульсаций давления в области взаимодействия для пространственных течений такого типа.

Исследованный способ автоперепуска воздуха через перфорированную поверхность может быть применен для улучшения условий обтекания сочленения органа управления с фюзеляжем самолета или беспилотного летательного аппарата на сверхзвуковых скоростях.

На защиту выносятся:

1. Результаты параметрических экспериментальных исследований отрывных течений на боковой стенке одно- и многоступенчатого воздухозаборника при сверхзвуковых скоростях.

2. Эмпирический метод расчета передней границы отрывной зоны ("метод эквивалентных клиньев") при много скачковом взаимодействии.

3. Критерий образования общей отрывной области при многоскачковом взаимодействии.

4. Результаты верификации программы численного решения полной системы уравнений Навье-Стокса, осредненной по Фавру.

5. Результаты численного моделирования пространственного отрывного течения на боковой стенке сверхзвукового воздухозаборника.

6. Результаты экспериментального исследования пассивного управления пространственным взаимодействием скачка уплотнения, генерируемого затупленной пластиной (стабилизатором) с турбулентным пограничным слоем на сверхзвуковых скоростях.

Достоверность результатов.

В работу включены экспериментальные и расчетные результаты. Экспериментальные результаты получены на установках ЦАГИ с использованием стандартных оптических и аэрометрических методов и методик измерения. Погрешность измерения давления составляла 0.1 -Ь 0.5%. Верификация расчетного метода проводилась путем сравнения с данными экспериментов, полученными как в ЦАГИ, так и в других исследовательских организациях.

Апробация работы.

Все результаты, приведенные в работе, прошли апробацию на научных семинарах и конференциях как в России, так и за рубежом, и были опубликованы в сборниках трудов всероссийских и международных научных конференций, таких, как:

• Ежегодная научная Школа-семинар ЦАГИ "Механика жидкости и газа", Жуковский, 1991

• Конференция "Фундаментальные исследования в аэрокосмической науке", ЦАГИ, Жуковский, 1994

• 3-rd EUROMECH Fluid mechanics conference, Goettingen, Germany, 1997

• EUROMECH 384 Colloquium on steady and unsteady separated flows, Manchester, UK, 1998

• FLOWCON IUTAM Symposium on Mechanics of Passive and Active Flow Control, Goettingen, Germany, 1998

• Симпозиум, посвященный 85-летию со дня рождения академика В.В. Струминского, ИПРИМ РАН, Москва, 1999

• Международный симпозиум "Актуальные проблемы физической аэрогидродинамики", Новосибирск, 1999

• XVI International Symposium ISABE on Air Breathing Engines, Florence, Italy, 1999

• 17-th International Congress on Acoustics, Rome, Italy, 2001

Верификация расчетного метода проводилась в рамках научно-исследовательской работы "Разработка численного метода расчета пространственных течений на основе уравнений Навье-Стокса", которая была удостоена второй премии в конкурсе ЦАГИ на лучшие фундаментальные, поисковые, теоретические и экспериментальные исследования за 2002 г.

Личный вклад автора.

Основные результаты диссертации получены лично автором, либо при его непосредственном участии в работах в качестве ответственного исполнителя. Анализ пространственного течения выполнен с привлечением экспериментальных данных, полученных Н.Х.

Ремеевым.

Список основных публикаций.

1. Хонькин А. Д., Шаповалов Г. К., Хакимов Р. А. О повышении эффективности органов управления сверхзвукового летательного аппарата путем управления пограничным слоем в области взаимодействия со скачком уплотнения. Доклады ежегодной научной Школы-семинара ЦАГИ "Механика жидкости и газа", Часть 1, ЦАГИ, М.:ЦАГИ, 1992, С.74-79

2. Хакимов РА. Исследования взаимодействия системы стелющихся скачков уплотнения с пограничным слоем, применительно к отрывному течению на боковых стенках сверхзвуковых воздухозаборников. Сб. докладов научно-технической конференции молодых ученых ЦАГИ, М.:ЦАГИ, 1996, С.38-43

3. Khakimov R. A., Khon'kin A. D., On effective passive control for 3D shock wave/boundary layer interactions. FLOWCON IUTAM Symposium on Mechanics of Passive and Active Flow Control, Book of Abstracts, Goettingen, Germany, 1998, P. 148-149

4. Хонькин А. Д., Хакимов P. А. Пространственное взаимодействие скачка уплотнения с турбулентным пограничным слоем и возможности пассивного управления взаимодействием при сверхзвуковых скоростях. Современные проблемы аэрогидромеханики, т.2, М.:ИПРИМ РАН, 1999, С. 19-31

5. Remeev N.Kh., Khakimov R.A., Bosnyakov S.M. Viscous and 3-D gas flow in supersonic air intake. AIAA Paper 99-7037

6. Remeev N.Kh., Khakimov R.A. On Forming of 3-D Separation Flow in Swept Shock System/Boundary Layer Interaction Region. 3-rd EU-ROMECH Fluid mechanics conference, book of abstracts, Goettingen, Germany, 1997, P.178

7. Khakimov R. A., Khon'kin A. D. On reduction of acoustic disturbances in supersonic separated flow by means of passive flow control. Proceedings of 17-th International Congress on Acoustics, on CD-ROM, Rome, Italy, 2001

8. Ремеев H.X., Хакимов P.A. О формировании пространственного отрывного течения в области взаимодействия системы косых скачков уплотнения с пограничным слоем. Ученые записки ЦАГИ, т. 32, N 1-2, М.: ЦАГИ, 2001, С.48-59

9. Ремеев Н.Х., Хакимов Р.А., Яцкевич Н.С. Исследование 3-х мерных зон отрыва в области взаимодействия скачков уплотнения от клина с пограничным слоем боковой стенки. Ученые записки ЦАГИ т. 36, N 1-2, М.: ЦАГИ, 2005.

Заключение диссертации по теме «Механика жидкости, газа и плазмы», Хакимов, Рустэм Анасович

Выводы к Главе 3

• Экспериментальное исследование пассивного управления взаимодействием скачка уплотнения с пограничным слоем при числах моо = 2 -т- 4 и числах Рейнольдса Rei = 15.8 • 106 -т- 31.6 • 106 показало, что наличие перфорированной поверхности перед стабилизатором, в месте падения скачка, позволяет выровнять профили давления в отрывной зоне и сократить ее геометрические размеры.

• Измеренные пульсации давления демонстрируют существенный рост начиная от передней границы области взаимодействия в случае отсутствия перепуска. При использовании перепуска происходит значительное (до 5.7 Db) снижение интегральных уровней пульсации давления в отрывной области, что говорит об уменьшении нестационарности и ослаблении отрыва.

• Эффективность пассивного управления пространственным взаимодействием скачка уплотнения с турбулентным пограничным слоем продемонстрирована при всех исследованных значениях чисел Маха и Рейнольдса.

Заключение

В ходе экспериментальных и численных исследований пространственного отрывного течения получены следующие основные выводы:

1. Предложенный метод эквивалентных клиньев позволяет построить переднюю границу области многоскачкового взаимодействия, основываясь на данных, полученных для односкачкового случая.

2. Моментом формирования общей отрывной зоны при многоскачковом взаимодействии можно считать момент наложения области взаимодействия 2-го скачка на всю область взаимодействия 1-го скачка. Этот момент примерно соответствует излому линии влияния.

3. В ходе верификации расчетного метода на примере одноступенчатого клина продемонстрировано, что расчет позволяет моделировать особенности сложных отрывных течений, при этом абсолютные величины давления примерно соответствуют определенным в эксперименте, в то время как продольные размеры области взаимодействия меньше.

4. Впервые получены данные о взаимодействии нескольких отрывных зон на боковой стенке плоского воздухозаборника при его обтекании сверхзвуковым потоком вязкого сжимаемого газа.

5. Установлено, что исследованные в работе способ пассивного управления и устройство типа "перфорированная поверхность-полость" позволяют выровнять перепады давления и снизить уровень пульсаций давления в отрывной зоне.

Список литературы диссертационного исследования кандидат физико-математических наук Хакимов, Рустэм Анасович, 2005 год

1. Петров Г.И., Избранные труды. М.: Наука, 1992.

2. Черный Г.Г. Газовая динамика.- М.: Наука, 1988, 424 с.3. "Tactical missile aerodynamics", ed. by M. J. Hemsh, J. N. Nielsen, AIAA, N.Y., 1986 (M. Хэмш, Дж. Нилсен. Аэродинамика ракет, М.: Мир, 1989)

3. Желтоводов А. А., Режимы и свойства трехмерного отрывного течения, инициируемого косыми скачками уплотнения. ПМТФ, 1982, N 3,С. 116-123.

4. Settles G., Dolling D., Swept Shock/Boundafy-Layer interactions. AIAA-90-0375.

5. Special Course on Shock Wave/Boundary-Layer interactions in Supersonic and Hypersonic Flows. AGARD report 792.

6. Delery J., Flow Physics Involved in Shock Wave-Boundary Layer Interaction Control. FLOWCON IUTAM Symposium on Mechanics of Passive and Active Flow Control, Book of Proceedings, KLUWER, Netherlands 1999.

7. Stanewsky E., Euroshok I and II. A Survey. FLOWCON IUTAM Symposium on Mechanics of Passive and Active Flow Control, Book of Proceedings, KLUWER, Netherlands 1999.

8. Barberis D., Moulton P., Monnier J. S., Control of 3D Turbulent Bound-ajry Layer Separation Caused by a Wing-Body Junction., FLOWCON IUTAM Symposium on Mechanics of Passive and Active Flow Control, Book of Proceedings, KLUWER, Netherlands 1999.

9. Hefenrichter E., Lee Y., Dutton C., Loth E., Normal Shock/Boundary-Layer Interaction Control Using Aeroelastic Mesoflaps. Journal of Propulsion and Power, Vol.19, N3, 2003.

10. Kim K.-S., Settles G. Skin Friction Measurements by Laser Interferome-try in Swept Shock Wave/Turbulent Boundary-Layer Interactions. AIAA Paper 88-0497

11. Годунов C.K., Забродин A.B., Иванов М.Я., Крайко А.Н., Прокопов Г.П. Численное решение многомерных задач газовой динамики. -М: Наука.- 1976.

12. Колган В.П. Применение принципа минимальных значений производной к построению конечно-разностной схемы для расчета разрывных решений газовой динамики // Ученые записки ЦАГИ.-1972. т.З, N 6.

13. Родионов А.В. Монотонная схема 2-го порядка аппроксимации для сквозного расчета неравновесных течений// ЖВМ и МФ.-1987. т.27, N4.

14. Dash S., Weilersteen G., Vaglio-Laurin R. Compressibility effects in free turbulent shear flows // TR-75-1436, AFOSR.- 1975.

15. Яцкевич H.C. Методика ускорения расчета вязких турбулентных течений в рамках явной годуновоподобной схемы. Всероссийская конференция молодых специалистов "Современные проблемы аэрокосмической науки", сб. трудов, Москва, 23-26 мая 2000 стр. 150-151.

16. Bosniakov S., Fonov S., Jitenev V., Shenkin A., Vlasenko V., Yatskevich N. Method for Noise Suppressing Nozzle Calculation and First Results of Its Implementation. Journal of Propulsion and Power, Vol. 14, N1, 1998, pp. 101-109

17. Bush R.H., Vogel P.G., Norby W.P., and Haeffele B.A. Two Dimensional Numerical Analysis for Inlets at Subsonic Trough Supersonic Speeds, AIAA-87-1751

18. Settles G.S. Lu F.K. Conical Similarity of Shock/Bolundary Layer Interactions generated by Swept and Unswept Fins. AIAA-Journal, Vol.23, N7, July 1985 pp. 1021-1027

19. Хонькин А. Д., Шаповалов Г. К., Экспериментальное исследование характеристик поверхностного трения при сверхзвуковых скоростях. Турбулентные течения, М.: Наука, 1977, сс. 171-180.

20. Zheltovodov A., Maksimov A., Shilein Е. Development of Turbulent Separated Flows in the Vicinity of Swept Shock Wave. ITAM, USSR Academy of Sciences, Novosibirsk, Russia, 1987, pp. 61-91

21. Alvi F., Settles G. Structure of Swept Shock Wave/Boundary-Layer Interactions Using conical Shedowgraphy. AIAA Paper 90-1644

22. Knight D., Badekas D., Horstman C., Settles G. Quasiconical Flowfield Structure of the Three-Dimensional Fin Interaction. AIAA Journal, v.30, N12, 1992, pp. 2809-2816

23. Settles G., Dolling D. Swept Shock Wave/Boundary-Layer Interactions -Tutorial and Update. AIAA Paper 90-0375

24. Knight G., Horstman D. Structure of supersonic turbulent flow past a sharp fin. AIAA-Journal, 1978, V.23

25. Settles G. Swept Shock/Boundary-Layer Interactions Scaling Laws, Flowfield Structure and Experimental Methods. AGARD Report 792, 1993

26. Mizukami S., Saunders R. 3D Navier-Stokes Analysis of a Mach 2.68 Bifurcated Rectangular Mixed-Compression Inlet. AIAA Paper 96-0495

27. Зубин M.A., Остапенко H.A., Структура течения в отрывной области при взаимодействии прямого скачка уплотнения с пограничным слоем в угле. Изв. АН СССР, МЖГ, 1979, N14, с. 51-58.

28. Зубин М.А., Остапенко Н.А., Геометрические характеристики отрыва турбулентного пограничного слоя при взаимодействии с прямым скачком уплотнения в конических течениях.- Изв. АН СССР, МЖГ, 1983, N6, с. 43-51.

29. Dolling, D. S. and Bogdonoff, S. M., "Upstream Influence Scaling of Sharp Fin-Induced Shock Wave Turbu?lent Boundary Layer Interactions", AIAA Paper 81-0336, 1981

30. Dolling, D. S. and Bogdonoff, S. M., "Upstream Influence in Sharp Fin-Induced Shock Wave/Turbulent Boundary-Layer Interaction,"AIAA Journal, Vol. 21, January 1983, pp, 143-145.

31. Degrez, G. and Ginoux, J.J, "Surface Phenomena in a Three-Dimensional Skewed Shock Wave/Laminar Boundary-Layer Interaction, "AIAA Journal, Vol. 22, December 1984, pp. 1764-1769.

32. Dolling, D. S., "Upstream Influence in Conically Sym?metric Flow", AIAA Journal, Vol. 23, June 1985, pp. 967-969.

33. Settles, G. S. and Bogdonoff, S. M., "Scaling of Two-and Three-Dimensional Shock/ Turbulent Boundary Layer Interactions at Compression Corners,"AIAA Journal, Vol. 20, June 1982, pp. 782-789.

34. Lu, F. K., and Settles, G. S., "Upstream-Influence Scaling of Fin-Generated Shock Wave Boundary- Layer Interactions, "AIAA Paper 000376, January 1990.

35. Lu F.K., Settles G.S. and Horstman C.C. Mach Number Effects on Conical Surface Features of Swept Shock Boundary Layer Interactions. AIAA Paper 87-1365, 1987

36. Korkegi R.H. On the Structure of Three-Dimensional Shock-Induced Separated Flow Regions. AIAA Journal, v. 14, May 1976, pp.597-600

37. Hayes J.R. Prediction Techniques for the Characteristics of Fin-Generated Three Dimensional Shock Wave Turbulent Boundary Layer Interactions. USAF AFFDL-TR-77-10, May 1997

38. Scuderi L.F. Expressions for predicting 3-D Shock Wave-Turbulent Boundary Layer Interaction Pressures and Heating Rates. AIAA Paper 78-162, 1978

39. Holden M.S. Experimental Studies of Quasi Two Dimensional Viscous Interaction Regions Induced by Skewed Shock and Swept Shock Boundary Layer Interaction. AIAA Paper 84-1677, 1984

40. McCabe A. Three-Dimensional Interactions of a Shock Waves with a Turbulent Boundary Layer. Aero. Quart., v. 17, 1966, pp.231-252

41. Ремеев Н.Х. Вязкие пространственные течения в сверхзвуковых воздухозаборниках. В сб. конференции "Фундаментальные исследования в аэрокосмической науке", ЦАГИ, 1994

42. Огородников Д.А. Взаимодействие двух скачков уплотнения с пограничным слоем на плоской пластине. Тех. отчет ЦИАМ, 1957

43. Dolling D. S. and Bogdonoff S. M., Blunt Fin-Induced Shock Wave/Turbulent Boundary Layer Interaction, AIAA Journal, Vol. 20, Dec. 1982 pp. 1674-1680.

44. Saida N., Separation Ahead of Blunt Fins in Supersonic Turbulent Boundary Layers, Proceedings of the IUTAM Symposium on Turbulent Shear-Layer/Shock-Wave Interactions, edited by J. Dclery, Palaiseau, France, Sept 1985.

45. Price A. E. and Stallings R. L., Investigation of Turbulent Separated Flows in the Vicinity of Fin Type Protuberances at Supersonic Mach Number, NASA TN-D-3804, Feb. 1967.

46. Uselton J. C, Fin Shock Boundary Layer Interaction Tests on a Flat Plate with Blunted Fins at M = 3 and 5, AEDC-TR-67-113 June 1967.

47. Rodi P. E. and Dolling D. S., Experimental Study of the Effects of Leading Edge Geometry on Fin-Induced Turbulent Separated Flow at Mach 5 Preliminary Results, AIAA Paper 86-0344, Jan. 1986.

48. Sedney R. and Kitchens C. W. Jr., Separation Ahead of Proturberanccs on in Supersonic Turbulent Boundary Layers AIAA Journal, Vol. 15, April 1977, pp. 546-552.

49. Dolling D. S., Cosad C. D. and Bogdonoff S. M., An Examination of Blunt Fin-Induced Shock Wave Turbulent Boundary Layer Interactions. AIAA Paper 79-0068, Jan. 1979.

50. Lucas E. J., Investigation of Blunt Fin-Induced Flow Separation Region on a Flat Plate at Mach Numbers 2.5 to 4.0, AEDC-TR-70-265, Jan. 1971.

51. Dolling D. S., Comparison of Sharp and Blunt Fin-Induced Shock Wave/Turbulent Boundary Layer Interaction AIAA Journal, Vol 20, Oct. 1982 pp. 1385-1391.

52. Dolling D. S. and Bogdonoff S. M., Scaling of Interactions of Cylinders with Supersonic Turbulent Boundary Layers, AIAA Journal, Vol. 19, May 1981, pp. 655-657.

53. Хонькин А.Д., Шаповалов Г.К., Хакимов Р.А. О снижении пульсаций давления при управлении взаимодействием скачка уплотнения с пограничным слоем. Труды конференции "Аэродинамика летательных аппаратов", М.:ЦАГИ, 1991

54. Хакимов Р.А. Влияние пассивного управления взаимодействием ударных волн с пограничным слоем на характеристики течения. Труды конференции молодых ученых МФТИ, М.,1992

55. Khakimov R.A., Khonkin A.D. Three dimensional shock wave/boundary layer interactions and ability to control its. Труды конференции "Фундаментальные исследования в аэрокосмической науке", М.:ЦАГИ, 1994

56. Гурылев В.Г., Нерсесов Г.Г., Хакимов Р.А. Воздухозаборники ПВРД гиперзвуковых летательных аппаратов на диапазон чисел Маха полета М=3.5- 7". Сб. докладов XIX Научных Чтений по Космонавтике, М., 1996

57. Бушмин И.А., Хакимов Р.А. Аэродинамические характеристики модели сверхзвукового самолета (ЖКрейс = 4) с различными вариантами воздухозаборников. Сб. докладов научно-технической конференции молодых ученых ЦАГИ, М.:ЦАГИ, 1996

58. Ремеев Н.Х., Хакимов Р.А. Пространственное отрывное течение в области взаимодействия системы косых скачков уплотнения с пограничным слоем. Сб. тезисов докладов XXII Научных Чтений по Космонавтике, М., 1998

59. Khakimov R.A., Khon'kin A.D. On high effectiveness of passive control for three-dimensional shock wave/turbulent boundary layer interactions", EUROMECH 384 Colloquium on steady and unsteady separated flows, Manchester, UK, 1998, Book of Abstracts

60. Khakimov R. A., Khon'kin A. D., On effective passive control for 3D shock waye/boundary layer interactions. FLOWCON IUTAM Symposium on Mechanics of Passive and Active Flow Control, Book of Abstracts, Goettingen, Germany, 1998.

61. Remeev N.Kh., Khakimov R.A., Bosnyakov S.M. Viscous and 3-D gas flow in supersonic air intake. AIAA Paper 99-7037

62. Remeev N.Kh., Khakimov R.A. On Forming of 3-D Separation Flow in Swept Shock System/Boundary Layer Interaction Region. 3-rd EU-ROMECH Fluid mechanics conference, book of abstracts, Goettingen, Germany, 1997

63. Khakimov R. A., Khon'kin A. D. On reduction of acoustic disturbances in supersonic separated flow by means of passive flow control. Proceedings of 17-th International Congress on Acoustics, on CD-ROM, Rome, Italy, 2001

64. Хакимов Р.А. Об особенностях пространственного взаимодействия системы косых скачков уплотнения с пограничным слоем. "Проблемы аэрокосмической науки и техники", N1, 2000 г.

65. Ремеев Н.Х., Хакимов Р.А. О формировании пространственного отрывного течения в области взаимодействия системы косых скачков уплотнения с пограничным слоем. Ученые записки ЦАГИ, т. 32, N 12, М.: ЦАГИ, 2001, стр.48-59

66. Ремеев Н.Х., Хакимов Р.А., Яцкевич Н.С. Исследование 3-х мерных зон отрыва в области взаимодействия скачков уплотнения от клинас пограничным слоем боковой стенки. Ученые записки ЦАГИ (в печати).