Развитие возмущений и управление пограничными слоями при гиперзвуковых скоростях тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 01.02.05, доктор физико-математических наук Шиплюк, Александр Николаевич

• Шиплюк, Александр Николаевич
• доктор физико-математических наук
• 2005

Оглавление диссертации доктор физико-математических наук Шиплюк, Александр Николаевич

Перечень основных обозначений

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. Параболизованные уравнения устойчивости

1.1.3. Прямое численное моделирование

1.1.4. Исследования нелинейной стадии развития возмущений

1.1.5. Исследования влияния свойств реального газа на устойчивость пограничного слоя

1.1.6. Влияние притупления передней кромки

1.1.7. Исследования устойчивости пограничного слоя с градиентом давления

1.1.8. Исследования восприимчивости пограничного слоя

1.1.9. Стабилизация пограничного слоя пористыми покрытиями

1.2. Результаты экспериментальных исследований устойчивости и перехода в гиперзвуковом пограничном слое

1.2.1. Использование аэродинамических труб для исследования устойчивости и перехода гиперзвукового пограничного слоя

1.2.2. Влияние акустического шума на эффективность различных методов управления переходом

1.2.3. Исследования развития возмущений в пограничном слое

1.2.4. Экспериментальное исследование нелинейной фазы развития возмущений

1.2.5. Исследование устойчивости пограничного слоя с градиентом давления

1.2.6. Экспериментальное исследование восприимчивости пограничного слоя

1.2.7. Стабилизация пограничного слоя пористыми покрытиями

1.2.8. Использование искусственных возмущений для исследования устойчивости и восприимчивости пограничного слоя

1.3. Выводы по обзору

Глава И. Применение метода искусственных волновых пакетов при гиперзвуковых скоростях потока

2.1. Источники возмущений

2.1.1. Точечные источники

2.1.2. Двумерный источник

2.1.3. Высоковольтные генераторы

2.2. Применение термоанемометра в гиперзвуковом потоке

2.2.1. Датчик термоанемометра

2.2.2. Измерение характеристик среднего течения в пограничном слое

2.2.3. Измерение величин пульсаций в пограничном слое

2.2.4. Определение амплитудно-частотной характеристики и шума термоанемометра

2.2.5. Термоанемометры, используемые в работе

2.3. Методика сбора и обработки экспериментальных данных

2.3.1. Система автоматизации эксперимента

2.3.2. Определение волновых характеристик возмущений

2.4. Гиперзвуковая аэродинамическая труба Т

2.5. Аэродинамическая труба Людвига

2.6. Проверка метода искусственных волновых пакетов на плоской пластине в установке продолжительного действия

2.7. Проверка метода искусственных волновых пакетов на плоской пластине в трубе Людвига

2.8. Генерация волновых пакетов на частоте второй моды

2.9. Выводы

Глава III. Развитие возмущений в гиперзвуковом пограничном слое на остром и затупленных конусах

3.1. Экспериментальное оборудование

3.1.1. Экспериментальные модели

3.1.1.1. Дренажная модель

3.1.1.2. Модель с источниками возмущений

3.1.1.3. Установка моделей на нулевые углы атаки и скольжения

3.1.2. Измерения температуры и давления на стенке модели

3.2. Результаты измерений

3.2.1. Измерение распределения давления на модели

3.2.2. Температура стенки модели

3.2.3. Измерение положения ламинарно-турбулентного перехода на конусе с различными затуплениями носовой части

3.2.4. Исследование средних характеристик пограничного слоя и естественных возмущений

3.2.5. Исследование развития искусственных возмущений

3.3. Выводы

Глава IV. Исследование восприимчивости пограничного слоя на передней кромке плоской пластины

4.1. Методика проведения экспериментов

4.1.1. Экспериментальное оборудование и модели

4.1.2. Сбор и обработка экспериментальных данных

4.2. Результаты измерений

4.2.1. Акустическое излучение гармонических и движущихся источников

4.2.2. Исследование полей возмущений в свободном потоке

4.2.3. Течение над пограничным слоем модели Т

4.2.4. Измерения коэффициентов восприимчивости

4.2.5. Сравнение коэффициентов восприимчивости с расчетами

4.3. Выводы

Глава V. Исследование развития возмущений на конусе с углом сжатия

5.1. Экспериментальное оборудование

5.1.1. Выбор конфигурации и установка моделей

5.1.2. Экспериментальные модели

5.2. Исследование параметров среднего течения

5.2.1. Распределение статического давления

5.2.2. Измерение профилей давления Р0' в пограничном слое

5.2.3. Результаты исследования среднего течения

5.2.4. Исследование распределения тепловых потоков на поверхности модели

5.2.5. Сравнение характеристик среднего течения с расчетом

5.3. Исследование развития возмущений в пограничном слое

5.3.1. Исследование развития естественных возмущений

5.3.2. Исследование развития искусственных возмущений

5.4. Выводы

Глава VI. Стабилизация гиперзвукового пограничного слоя покрытиями, поглощающими ультразвук

6.1. Экспериментальное оборудование

6.1.1. Пористые покрытия

6.1.2. Модель

6.1.3. Измерительная система

6.2. Результаты измерений

6.2.1. Исследование средних характеристик пограничного слоя и естественных возмущений

6.2.2. Исследование развития искусственных возмущений

6.3. Сравнение экспериментальных данных с расчетами устойчивости

6.4. Выводы

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Развитие возмущений и управление пограничными слоями при гиперзвуковых скоростях»

Исследования явления ламинарно-турбулентного перехода ведутся на протяжении всего XX столетия. Интерес к этой проблеме объясняется не только ее важностью с точки зрения фундаментальных исследований, но и большим прикладным значением. Информация о состоянии пограничного слоя чрезвычайно важна, так как положение ламинарно-турбулентного перехода сильно влияет на аэродинамические характеристики летательного аппарата (ЛА). Развитие авиации и увеличение скоростей 4 полета стимулировали исследования в этой области.

Результаты исследований пограничного слоя при гиперзвуковых скоростях полета приобретают первостепенное значение при проектировании перспективных летательных аппаратов. Правильное предсказание положения перехода по траектории полета является необходимым условием для проектирования систем тепловой защиты и управления гиперзвуковых ЛА. Состояние пограничного слоя существенно влияет на эффективность органов управления. Для гиперзвуковых летательных аппаратов с хорошей аэродинамикой вязкое трение составляет более 30% от общего сопротивления. Даже незначительное смещение положения перехода вниз по потоку приводит к значительному снижению сопротивления летательного аппарата. Поэтому проблема ламинарно-турбулентного перехода становится одной из критических задач, от решения которой зависит возможность создания экономически эффективных летательных аппаратов, летящих длительное время при гиперзвуковых скоростях.

В настоящее время считается общепризнанной прямая связь возникновения турбулентности с потерей устойчивости исходного ламинарного течения, по крайней мере, для малой интенсивности * возмущений во внешней среде [1]. Эта гипотеза нашла отражение в теоретических исследованиях Орра и более поздних работах Зоммерфельда и Гейзенберга. В конце 20-х годов Толлмин сформулировал работоспособную асимптотическую теорию, на основании которой Шлихтинг провел первые расчеты устойчивости пограничного слоя для конечных чисел Рейнольдса. К настоящему времени проведено большое количество теоретических и экспериментальных исследований устойчивости дозвукового пограничного слоя. Теория устойчивости для несжимаемого течения в целом правильно предсказывает влияние различных факторов на переход, и результаты, полученные на её основе, хорошо совпадают данными многочисленных экспериментов.

Исследование устойчивости сжимаемого пограничного слоя было начато в 40-е годы Лином и Лизом, за теоретическими работами которых последовали эксперименты Лауфера и Вребаловича. Несмотря на длительный период исследований, устойчивость сверх- и гиперзвукового пограничного слоя менее изучена. Это объясняется как трудностями теоретического анализа, так и сложностью постановки экспериментов. Тем не менее, успехи в разработке теоретических моделей и совершенствование вычислительных методов стимулируют проведение экспериментальных работ в области устойчивости сжимаемого пограничного слоя.

Большинство экспериментальных работ, выполненных в области гиперзвукового пограничного слоя, связаны, прежде всего, с исследованием положения перехода в зависимости от влияния различных факторов (единичное число Рейнольдса, температурный фактор, шероховатость поверхности, притупление передней кромки и др.). Исследования собственно устойчивости гиперзвукового пограничного слоя были выполнены, например, в работах [2, 3], где исследовалось развитие естественных возмущений. Недостаток этих работ - невозможность получения полной пространственной характеристики волнового поля возмущений в пограничном слое. Известные попытки исследования устойчивости гиперзвукового пограничного слоя с помощью искусственных возмущений [4, 5] нельзя назвать полностью удачными.

Для исследования устойчивости сверхзвукового пограничного слоя в ИТПМ СО РАН был разработан метод искусственных волновых пакетов, который сегодня с успехом применяется в нескольких научных центрах [6,7,8]. Его главное достоинство - возможность получения фазовой информации об исследуемых возмущениях. В силу некоторых особенностей моделирования гиперзвуковых течений в аэродинамических трубах (АДТ) применение данного метода при М > 5 требует дополнительных исследований. До настоящего времени данный метод не применялся для исследования гиперзвукового пограничного слоя.

Передние кромки и носовые части гиперзвуковых летательных аппаратов делаются затупленными с целью снижения аэродинамического нагрева, так как тепловой поток обратно пропорционален радиусу затупления. Известно, что затупление сильно влияет на устойчивость и переход пограничных слоев, причем с увеличение числа Маха влияние затупления растет. Многочисленные эксперименты с затупленными телами различных конфигураций показали, что положение ламинарно-турбулентного перехода сдвигается вниз по потоку с увеличением затупления. После достижения некоторой критической величины затупления, дальнейшее его увеличение приводит к смещению положения перехода вверх по потоку. До настоящего времени линейная теория устойчивости не может объяснить дестабилизацию пограничного слоя для больших затуплений. Также неполучено количественного совпадения результатов расчетов и экспериментов для малых затуплений.

При сверх- и гиперзвуковых скоростях течения остро стоит проблема восприимчивости пограничного слоя к внешним возмущениям. В этом случае основную роль приобретает влияние акустических возмущений, которые порождаются при обтекании частей летательного аппарата и работе двигательной установки. Не менее важно исследование восприимчивости к акустическим возмущениям с точки зрения использования аэродинамических труб для исследования перехода. Известно, что даже в малотурбулентных трубах уровень возмущений значителен, и прямое сравнение данных по измерению перехода с результатами расчета становится некорректным. Были выполнены теоретические и расчетные работы, в которых рассматриваются различные механизмы восприимчивости пограничного слоя. В то же время известные эксперименты при гиперзвуковых скоростях дают только качественные результаты о влиянии уровня шума на переход. Для сравнения с выводами теоретических исследований необходимо получение детальной экспериментальной информации, что, в свою очередь, требует проведения экспериментов в контролируемых условиях. К настоящему времени, значительные успехи достигнуты в исследовании восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя и связаны с использованием искусственных возмущений. При гиперзвуковых скоростях подобные исследования не проводились.

Из-за сложности исследуемого явления большинство работ по устойчивости гиперзвукового пограничного слоя выполняется на моделях простой конфигурации: конус, плоская пластина или цилиндр. В месте с тем, для проектирования летательных аппаратов важно умение рассчитывать развитие возмущений в пограничном слое на более сложных поверхностях. Существующие теоретические работы в этом направлении показали, что присутствие локальных градиентов давления значительно влияет на характеристики устойчивости пограничного слоя, а экспериментальные работы в этой области при гиперзвуковых скоростях отсутствуют. В этом случае развитие возмущений имеет более сложный характер, и применение метода искусственных волновых пакетов позволит детально исследовать этот процесс.

Для создания экономически эффективного гиперзвукового летательного аппарата становятся актуальными исследования возможностей затягивания ламинарно-турбулентного перехода при гиперзвуковых скоростях. Все известные методы управления ламинарным течением разрабатывались применительно к до- и сверхзвуковым скоростям с целью подавления возмущений первой моды. Единственный известный метод стабилизации возмущений второй моды с помощью покрытий поглощающих ультразвук был предсказан теоретически и нуждается в экспериментальной проверке.

Цель данной работы - разработка метода искусственных возмущений для применения при гиперзвуковых скоростях в установках продолжительного и кратковременного действия, экспериментальное исследование развития возмущений в гиперзвуковых пограничных слоях на остром и затупленных конусах, восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя к внешним акустическим возмущениям, экспериментальное исследование устойчивости пограничного слоя с градиентом давления и экспериментальное исследование влияния пористых покрытий с регулярной и хаотической микроструктурой на устойчивость гиперзвукового пограничного слоя.

Диссертация состоит из введения, шести глав и заключения.

Заключение диссертации по теме «Механика жидкости, газа и плазмы», Шиплюк, Александр Николаевич

Результаты работы подтверждают концепцию стабилизации гиперзвукового пограничного слоя с помощью ультразвук-поглощающего покрытия регулярной микроструктуры.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В работе представлены результаты процесса возникновения турбулентности в гиперзвуковых пограничных слоях. Эксперименты проведены в контролируемых условиях с использованием развитых в работе методов исследования с помощью искусственных и естественных возмущений. Такой подход позволил провести обоснованное сравнение с результатами теоретических работ и дает основу будущих исследований. Полученные результаты проясняют физические механизмы влияния различных факторов на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный при гиперзвуковых скоростях.

Впервые выполнено экспериментальное моделирование развития возмущений первой и второй моды в гиперзвуковых пограничных слоях острого и затупленного конусов. Экспериментально установлено, что в гиперзвуковом пограничном слое наиболее неустойчивыми возмущениями первой моды являются трехмерные волны с углами наклона волновых векторов ±40+49°. Показано, что появление сильно наклоненных волн (X ~ 70°) вызвано субгармоническим нелинейным взаимодействием возмущений основной частоты и первой гармоники. Для возмущений второй моды экспериментально показано, что наиболее неустойчивы двумерные волны. Получено, что малое затупление носика не уменьшает скорости нарастания возмущений второй моды. Значительное отличие, в амплитудах естественных возмущениях на частоте второй моды, объясняется различными условиями восприимчивости и развитием возмущений при малых числах Рейнольдса на остром и затупленном конусе. Получено хорошее совпадение экспериментальных данных с расчетами по линейной теории и прямым численным моделированием.

Впервые экспериментально исследована восприимчивость гиперзвукового (М = 5,92) пограничного слоя на передней кромке плоской пластины к внешним акустическим возмущениям. Исследованы характеристики возмущений в свободном потоке, определены параметры и волновой состав излучения. Показано, что при облучении передней кромки акустическими волнами в пограничном слое возбуждаются волны Толлмина-Шлихтинга. Исследована зависимость восприимчивости от характеристик внешнего излучения и показано, что коэффициент восприимчивости в значительной мере зависит от ориентации волнового вектора акустического поля. Получены численные значения коэффициента восприимчивости пограничного слоя к внешнему акустическому излучению.

Исследована устойчивость пограничного гиперзвукового слоя с градиентом давления. Получены средние и пульсационные характеристики пограничного слоя в течении с отрывом, реализованном на модели конуса с углом сжатия. Изучение процесса развития естественных возмущений показало, что влияние отрыва выборочно сказывается на возмущениях различных частотных диапазонов. При помощи метода искусственных волновых пакетов проведено исследование влияние отрывного течения на возмущения с различными характеристиками. Обнаружено, что наибольшие коэффициенты роста имеют наклонные волны, а также то, что линии отрыва и присоединения являются генераторами двумерных возмущений.

Впервые выполнено экспериментальное исследование влияния ультразвук-поглощающих покрытий с регулярной и хаотической микроструктурой на устойчивость гиперзвукового пограничного слоя на остром конусе. Показано, что ультразвук-поглощающие покрытия стабилизируют вторую моду возмущений, однако повышенная шероховатость дестабилизирует первую моду возмущений (хаотический тип пористости). В случае, когда шероховатость незначительна (регулярный тип пористости) её влияние на первую моду незначительно. I

299

Список литературы диссертационного исследования доктор физико-математических наук Шиплюк, Александр Николаевич, 2005 год

1. Boundary Layer 1.stability Transition and Control. AIAA Paper N 94-0001, 1994. - 20 p.

2. Stetson K.F., Thompson E.R., Donaldson J.S., Siler L.G. Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8. Part 1: sharp cone. AIAA-83-1761 Paper.

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

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

5. James M. Kendall, Jr Supersonic boundary layer stability experiments, Air Force Report No. BSD-TR-67-213, Vol. 2

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

7. Dale W. Ladoon and Steven P. Schneider, "Instability and Transition Experiments at Mach 4 Using an Electrical Discharge Perturber", ASME Fluids Engineering Division Summer Meeting FEDSM97-3112, 1997.

8. D. Kastell, A.N. Shiplyuk, F.-R. Grosche, U.Ch. Dallmann. Experimental investigation of artificially generated disturbances in laminar hypersonic boundary layers. DLR IB 223-98 A29.

9. Теория пограничного слоя, Шлихтинг Г., перевод с немецкого, «Наука», Москва, 1969 г.

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

11. Талонов С.А., Маслов А.А. 1980 Развитие возмущений в сжимаемых потоках. Новосибирск: Наука.

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

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

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

15. Lees L. and Reshotko E. Stability of the Compressible Laminar Boundary Layer. JFM Vol. 12, Part 4, April 1962, pp. 555 590.

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

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

18. Malik, M.R. Prediction and Control of Transition in Hypersonic Boundary Layers , AIAA Paper 87-1414, 1987.

19. Malik, M.R. Prediction and Control of Transition in Supersonic and Hypersonic Hypersonic Boundary Layers, AIAA J., Vol. 27, No. 11, pp. 14871493.

20. Гапонов С.A. 1977 Взаимодействие сверхзвукового пограничного слоя с акустическими возмущениями. Известия Академии Наук СССР.Журнал механики жидкости и газа. 6, с. 51-56.

21. Mack L.M. On the In viscid Acoustic-mode Instability of Supersonic Shear Flows, Jornal of Theoretical and Computational Fluid Mechanics, 1989.

22. Malik, M.R. & Macaraeg M. G., 1993 Supersonic Modes in Hypersonic Boundary-Layers, NASP Transition Workshop HYFLITE, Nov. 1-2, 1993, NASA Langley Center.

23. Malik, M.R. Boundary-Layer Transition Prediction Toolkit, AIAA 971904, 1997.

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

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

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

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

28. Chang C-L., Malik M.R. Erlebacher, G. and Huasaini M.Y. Compressible Stability of Growing Boundary Layers Using Parabolised Stability Equtions, AIAA Paper 91-1636, 1991.

29. Fasel H. Numerical Simulation of Instability and Transition in Boundary Layer Flows. In Laninar-Turbulent Tansition, Springer-Verlag, 1990, pp.587598.

30. Herbert, T. Exploring transition by computer. J. of Appl. Num. Math. 1989.

31. Rai M.M. , Moin P., Direct Numerical Simulation of Transition and Turbulence in a Spatially Evolving boundary Layer. AIAA Paper 91-1607, 1991.

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

33. 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.

34. Сидоренко Н.В., Тумин A.M. 1981 Гидродинамическая устойчивость течений в пограничном слое сжимаемого газа. Механика неоднородных сред, Новосибирск, ИТПМ, стр. 29-45.

35. Жигулев В.Н. Тумин A.M. Возникновение турбулентности, Новосибирск, Наука, 1987.

36. H.L. Reed, R. Kimmel, S. Schneider, D. Arnal. Drag Prediction and Transition in Hypersonic Flow. AIAA Paper N 97-1818, 1997. 21 p.

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

38. 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.

39. Malik, M. R.,T. Zang and D.M. Bushnell, "Boundary Layer transition in Hypersonic Flows" AIAA Paper 90-5232, 1990.

40. Demetriades, A., Hypersonic Viscous Flow over Slender Cone, Part III: Laminar Instability and Transition," AIAA Paper 74-535, 1974.

41. Malik, M. R., "Stability theory for chtmically reacting flows", in Lamonar-Turbulent Transition, ed. D.Arnal, R.Michel, Toulouse, France, Springer-Verlag pp. 251-260, 1990

42. Wright, R.L. & Zoby, E.V. Flight boundary Layer Transition Measurements jn a Slender Cone at Mach 20", AIAA Paper 77-719.

43. Chang, C.-L., Vinh, N. & Malik, M. R. 1997 "Hypersonic boundary Layer Stability with Chemical Reaction using PSE", AIAA Paper 97-2012.

44. Stuckert, G.K. and H.L. Reed "Linear disturbances in hypersonic, chemically reacting shock layers", AIAA J., v. 32, n. 7, pp. 1384-1393, 1994.

45. Malik, M.R., Spall, R.E. & Chang, C.-L. "Effect of Nose Bluntness on Boundary Layer Stability and Transition" AIAA Paper 90-0112, 1990.

46. 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 84-0006, 1984.

47. Obremski, H.J., Morkovin, M.V., Landahl, M., Wazzan, A.R., Okamura, T.T. & Smith, A.O.M. 1969 A portfolio of stability characteristics of incompressible boundary layers. AGARD Report No. 134.

48. Van Drist, E.R. & Blumer, C.B. 1963 Boundary layer transition, free stream turbulence and pressure gradient effects. AIAA J., 1, No. 6, pp.1303.

49. Shapiro, N.M. 1956 Effect of pressure gradient and heat transfer on the stability of the compressible laminar boundary layers. J. Aeronaut. Sci., 23, pp.81—83.

50. Weil, H. 1951 Effect of pressure gradient on stability and skin friction in laminar boundary layers in compressible fluids. J. Aeronaut. Sci., 18, pp. 311 — 318.

51. Malik, M.R. 1987 Prediction and control of transition in hypersonic boundary layers. AIAA-87—1414 Paper.

52. Arnal, D.,Vignau, F. & Laburthe, F. 1991 Recent supersonic transition studies with emphasis on the swept cylinder case. In: Boundary Layer Transition and Control. The Royal Aeronautical Society, Cambridge, U.K.

53. Zurigat, Y.H., Nayfeh, A.H. & Masad, J.A. 1990 Effect of pressure gradient on the stability of compressible boundary layers. AIAA-90-1451 Paper.

54. Lysenko, V.I. 1993 High-speed boundary layer stability and transition. Engin. Trans., 41, No. 1, pp. 31 50.

55. Gaponov, S.A. & Petrov, G.V. 1986 Development of disturbances in a supersonic boundary layer over a convex surface. In: Proceeding of the Third Asian Congress of Fluid Mech., ed. T.Matsui, Tokyo, pp.527-530.

56. Eli Reshotko. Progress, Accomplishments and Issues in Transition Research. AIAA Paper N 97-1815, 1997. 11 p.

57. Bushnell, D.M. "Notes on initial disturbance fields for the transition problem", in Instability and Transition, vol. 1 ed. by M.Y. Hussaini and R.G. Voigt, Springer-Verlag, pp. 217-232, 1990.

58. Morkovin, M.V.: On Transition Experiments at Moderate Supersonic Speeds. Jornal of Aeronautical Science. July 1957, pp. 480-486.

59. Gaponov S.A. 1995 On the interaction of a supersonic boundary layer with acoustic waves. J. Thermophysics & Aeromechanics. 3, pp. 181-189.

60. Nishioka M., Morkovin M.V. 1986 Boundary-layer receptivity to unsteady pressure gradients: experiments and overview. J. Fluid. Mech. 171, pp. 219-262.

61. Goldstein M.E., Hultgren L.S. 1989 Boundary-layer receptivity to long-wave free-stream disturbances. Annual Rev. Fluid Mech. 21, pp. 137-166.

62. Mack L.M. 1975 Linear stability theory and the problem of supersonic boundary layer transition. AIAA J. 13, pp. 423-448.

63. McKenzie J.F., Westphal K.O. Interaction of linear waves with oblique shockwaves. Phys. fluids. No. 11. 1968. 2310-2332.

64. Duck P.W., Lasseigne D.G., Hussaini M.Y. The effect of three-dimensional freestream disturbances on the supersonic flow past a wedge. Phys. fluids. No. 2, 1997. 456-467.

65. Choudhari M., Streett C. Boundary layer receptivity phenomena in three-dimensional and high-speed boundary layers. AIAA P. 90-5258.

66. Федоров A.B., Хохлов А.П. 1991 Возбуждение неустойчивых мод в сверхзвуковом пограничном слое акустическими волнами. Известия Академии Наук СССР.Журнал механики жидкости и газа. 4, с. 67-74.

67. Федоров А.В., Хохлов А.П. 1992 Восприимчивость сверхзвукового пограничного слоя к акустическим возмущениям. Известия Академии Наук СССР.Журнал механики жидкости и газа. 1, с. 40-47.

68. Гапонов С. А. 1995 -О взаимодействии сверхзвукового пограничного слоя с внешними акустическими возмущениями. Теплофизика и аэромеханика.Т. 3, № 2, 1995, с. 209-217.

69. Zhong X. Direct numerical simulation of hypersonic boundary layer transition over blunt leading edges, part 2: receptivity to sound. AIAA P. 970756.

70. Malik M.R., Lin R.-S., Sengupta R. Computation of hypersonic boundary layer responce to external disturbances. AIAA P. 99-0411. 1999.

71. Carpenter, P.W. & Porter, L.J. 2001 Effects of passive porous walls on boundary-layer stability. AIAA J. 39, No. 4, pp. 597-604.

72. Гапонов C.A. Влияние пористого слоя на устойчивость пограничного слоя // Изв. СО АН СССР Сер. Техн.наук т.1, № 3, 1971. с. 21-23.

73. Гапонов С.А. Влияние сжимаемости газа на устойчивость пограничного слоя на пористой поверхности при дозвуковых скоростях // ПМТФ. №. 1, 1975. с. 121-125.

74. Lecoudis, S.G. 1978 Stability of boundary layers over permeable surfaces. AIAA Paper 78-203.

75. Гапонов C.A. Устойчивость сверхзвукового пограничного слоя на пористой поверхности с теплопроводностью // Изв. АН СССР, МЖГ. № 1. 1977.

76. Mack, L.M. 1984 Boundary-layer stability theory. Special Course on Stability and Transition of Laminar Flow, edited by R. Micjael, AGARD Rep. No. 709, pp. 3-1 to 3-81.

77. Гущин В.Р., Федоров А.В. Асимтотический анализ невязких возмущений в сверхзвуковом пограничном слое // ПМТФ. № 1, 1989. с. 6975.

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

79. Stetson, K.F. & Kimmel, R.G. 1992 On hypersonic boundary-layer stability. AIAA Paper 92-0737. .

80. Kimmel, R., Demetriades, A. & Donaldson, J. 1995 Space-time correlation measurements in a hypersonic transitional boundary layer. AIAA Paper 95-2292.

81. Lysenko, V.I. & Maslov, A. A. 1984 The effect of cooling on supersonic boundary-layer stability. J. Fluid Mech. 147, pp. 38-52.

82. Malmuth, N.D., Fedorov, A.V., Shalaev, V., Cole, J. & Khokhlov, A. 1998 Problems in high speed flow prediction relevant to control. AIAA Paper 98-2695.

83. Fedorov, A. V. & Malmuth, N. D. 2001 Stabilization of hypersonic boundary layers by porous coatings. AIAA J. 39, No. 4, pp. 605-610.

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

85. Laufer J. 1961 Aerodynamic noise in supersonic wind tunnels. JAS, v.28, No.9, pp. 685-692.

86. Pate, S.R. and C.J. Shueler, "Radiated aerodynamic noise effect on boundary layer transition in supersonic and hypersonic wind tunnels", AIAA J., vol. 7, n. 3, pp.450-457, 1969.

87. Fisher, D.F. and Dougherty, Jr., «Flight and wind-tunnel corellation of boundary layer transition on the AEDC transition cone", NASA TM 84902, 1982.

88. Donaldson, J. and S. Coulter, "A reveiw of freestreem flow fluctuation and steady-state flow quality measurements in the AEDC/VKF supersinic tunnel A and hypersonic tunnel B", AIAA Paper 95-6137, 1995

89. Bergstrom, E.R. and S. Raghaunathan, "Nonstationarity in gun tunnel flows', AIAA Jornal vol.15, n.9, pp. 1362-1364, 1977.

90. 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.

91. 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.

92. Chen F.J., M.R. Malik and I.E. Beckwith, "Boundary Layer transition on a cone and flat plate at Mach 3.5", AIAA J., vol. 27, n. 6, pp.687-693, 1989.

93. Reshotko E.A. Aprogram for transition research // AJAA Jornal vol.13, n.3, pp.261-265, 1975.

94. S.P. Schneider, S.H. Collicott, J.D. Schmisseur, D. Ladoon, R.A. Randall, S.E. Munro and T.R. Saiyer."Laminar-Turbulent Transition research in the Purdue Mach-4 Quiet Flow Ludwieg Tube", AIAA Paper 96-2191, 1991.

95. S. Wilkinson, "A Review of Hypersonic Boundary Layer Stability * Experiments in a Quiet Mach 6 Wind Tunnel", AIAA Paper 97-1819, 1997.

96. A.E. Blanchard, J.T. Lachowicz and S.P. Wilkinson, "NASA Langley Mach 6 Quiet Wind Tunnel Performance" AIAA Jornal, vol.35, n.l, 1997.

97. Beckwith I., F. Chen, S.Wilkinson, M.Malik, and D. Tuttle, "Design and operational features of low-disturbance wind tunnel at Nasa Langley for Mach numbers from 3.5 to 18", AIAA Paper 90-1391, 1990.

98. Pate, S.R., "Supersonic boundary layer transition: effect of roughness and freestream disturbances", AIAA Jornal v.9, n.5, pp.797-8Q3, 1971.

99. Chen, F.-J, "Boundary layer transition extent measurements on a cone « and flat plate at Mach 3.5", AIAA Paper 93-0342, 1993.

100. Stetson, K.F., and Rushton, G.H.,"A Shock Tunnel Investigation of the Effect of Nose Bluntness, angle of attck and Boundary Layer Cooling on Boundary Layer Transition at Mach Number of 5.5", AIAA Jornal, v.5, n.5., 1967.

101. Kendall J.M. 1975 -Wind tunnel experiments relating to supersonic and hypersonic boundary-layer transition. AIAA J. 13, N 3, pp 290-299.

102. Demetriades, A.,"New Experiments on Hypersonic Boundary Layer Stability Including wall temperature Effect", Proceedings of the Heat Transfer and Fluid Mechanics Institute, pp.39-54, 1978.

103. 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 N 85-0492, 1985. - 24 p.

104. Stetson K.F., Kimmel R.L. On hypersonic boundary layer stability // N.Y., 1992. (Paper/AIAA; N 92-0737).

105. 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 N 86-1087, 1986.

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

107. R.Kimmel, A.Demetriades, J.Donaldson, "Space-Time Corellation Measurements in a Hypersonic Transitional Boundary Layer", AIAA Paper 952292, 1995.

108. Kendall J.M. 1990 Boundary layer receptivity to freestream turbulence. AIAA Paper 90-1504.

109. Fu Y., Hall P. (1992) Nonlinear development and secondary instability of large amplitude Goertler vortices in hypersonic boundary layers. Eur. J. Mech. B, v.l 1, p.465-510.

110. Saric W.S. (1994) Goertler vortices. Ann. Rev. Fluid Mech. v.26 p.379-409.

111. Kosinov, A.D., Maslov, A.A. & Shevel'kov, S.G. 1992 The effect of rarefaction waves on the stability of supersonic boundary layer at an axisymmetrical model. Russian JTAM, 2, No. 4, pp. 283 ~ 293.

112. Kosinov, A.D. & Shevel'kov, S.G. 1991 Experimental investigation of separation and stability of supersonic laminar boundary layer. Proc. IUTAM Symp. Berlin: Springer-Verlag, pp. 741-745.

113. Маслов A.A., Шевельков С.Г. 1985 Особенности перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на конусе. Изв. АН СССР, МЖГ, № 6, 1985, с. 23-27.

114. Lachowicz J.T., Chokani N., S.P. Wilkinson, "Hypersonic boundary layer stability over a flared cone in a quiet tunnel", AIAA Paper 96-0782. 1996. 10 p.

115. Mack L.M. 1984 Boundary-layer linear stability theory. In R. Michel, ed., «Special Course of Stability and Transition of Laminar Flow», AGARD-Report-709, pp. 3.1-3.81. *

116. Schmisseur J.D. Receptivity of the boundary layer on a Mach-4 elliptic cone to laser-generated localized freestream perturbations. PhD thesis, Purdue University, W.Lafayette, IN, 1997, 21 Op.

117. Косинов А.Д., Маслов A.A., Шевельков С.Г. Развитие пространственных волновых пакетов в сверхзвуковом пограничном слое // Препринт ИТПМ СО АН СССР № 17-85, 1985.

118. Маслов А.А., Семенов Н.В. 1986 Возбуждение собственных пульсаций пограничного слоя внешним акустическим полем. Известия Академии Наук СССР. Журнал механики жидкости и газа. 3, с. 74-78.

119. Maslov А.А., Semionov N.V. 1987 Acoustic disturbances and supersonic boundary layer. In Problems of nonlinear acoustic. Novosibirsk, pp. 132-134.

120. Kosinov A.D., Maslov A.A., Semionov N.V., Shevelkov S.G. 1990 -Wave structure of artificial disturbances in a supersonic boundary layer on a flat plate. J. AMTP. 31, pp. 250-252.

121. Semionov N.V., Kosinov A.D., Maslov A.A. 1996 Experimental investigation of supersonic boundary layer receptivity. Transitional boundary layer in aeronautics. Noth-Holland, Amsterdam, pp. 413-420

122. Kosinov A.D., Maslov A.A., Semionov N.V. 1996 Modified method of experimental study of supersonic boundary layer receptivity. Proc. of ICMAR, Novosibirsk, pp. 161-166.

123. Kosinov A.D., Maslov A.A., Semionov N.V. 1996 Modified method of experimental study of supersonic boundary layer receptivity. Proc. of ICMAR, Novosibirsk, pp. 161-166.

124. Rasheed, A., Hornung, H.G., Fedorov, A.V. & Malmuth, N.D. 2002 Experiments on passive hypervelocity boundary layer control using an ultrasonically absorptive surface, AIAA J. 40, No.3, pp. 481-489.

125. Schubauer, G.B. & Skramstad, H.K. Laminar boundary layer oscillations and transition on a flat plate. 1948 NASA TR 909, Washington, D.C.

126. Laufer, J. & Vrebalovich, T. 1960 Stability of supersonic laminar boundary layer on an insulated flat plate. J. Fluid Mech.9 p. 257-299.

127. Косинов А.Д., Маслов А.А., Семенов H.B. Метод введения искусственных возмущений в сверхзвуковой поток // Препринт ИТПМ СО АН СССР № 34-83, 1983.

128. Косинов А.Д., Маслов А.А., Шевельков С.Г Экспериментальное исследование развития гармонических возмущений в пограничном слое плоской пластины при числе Маха М=4. Изв. АН СССР, МЖГ, № 6, 1990, с. 54-58.

129. Dale W. Ladoon and Steven P. Schneider, "Measurements of Controlled Wave Packets at Mach on a Cone at Angle of Attack", AIAA Paper 98-0436, 1998.

130. T.C. Corke and D.A. Cavalieri, "Controlled Experiments on Instabilities and Transition to Turbulense in Supersonic Boundary Layers" AIAA Paper 97-1817.

131. V.I. Borodulin, V.R. Gaponenko, Y.S. Kachanov, Method of introduction of normal instability modes into the 3D boundary layer, ICMAR Proceedings Part 2, Novosibirsk, 1996, P. 39-45.

132. Kosinov A.D., Semionov M.V., Ermolaev Yu.G. On modeling of laminar-turbulent transition of supersonic boundary layer in controlled conditions // 1996, Proc. of ICMAR, Novosibirsk, pp. 137-142.

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

134. Patterson, М. J. and Oleson, S. R., "Low-Power Ion Propulsion for Small Spacecraft," AIAA Paper No. 97-3060, 33rd AIAA / ASME / SAE / ASEE Joint Propulsion Conference, July 1997, Seattle, WA.

135. J.Mentel, N.Reich, J.Mizeraczyk, M.Grozeva, and N.Sabotinov: Gas lasers recent development and future prospects, W.J.Witteman and V.N.Ochkin (eds), Kluwer Academic Publishers. 1996. 55p.

136. Хинце И.О. Турбулентность: ее механизм и теория // М: Физматгиз,1963. 680 с.

137. Ярин Л.П., Генкин А.Л., Кукес В.И. Термоанемометрия газовых потоков//Л.: Машиностроение, 1983. 198 с.

138. Лебига В.А. Термоанемометрия сжимаемых потоков // Новосибтрск, Изд-во НГТУ, 1997. 81 с.

139. Bestion D., Gavigilo J. Comparison between constant-current and constant-temperature anemometers in high speed flows // Rev. Sci. Instrum. 1983, 54(11), p. 1513-1524.

140. Smits A.J., Hayakawa K., Muck K.C. 1983 Constant temperature hot-wire anemometer practice in supersonic flows. Experiments in Fluids, 1 p. 83-92.

141. Spina E.F., McGinley C.B. Constant-temperature anemometry in hypersonic flow: critical issues and sample results. Experiments in Fluids. No. 17. 1994. p.365-374.

142. Demetriades A. and Anders S. G. Characteristics of hot-films anemometers for use in hypersonic flows // AIAA Jorhal, 1990, vol. 28, N 11, p. 2003-2005.

143. Kovasznay L.S. 1950 The hot-wire anemometer in supersonic flow. J.Aero Sciences, 17, p. 565-573.156

144. Зиновьев B.H., Лебига B.A. 1990 Термоанемометрические измерения в сжимаемых потоках. Изв. АН СССР, Серия Тех. Наук, 5, с. 22-31.

145. Stainback P.C., Wagner R.D. 1972 A comparison of disturbance levels measured in hypersonic tunnels using a hot-wire anemometer and pitot pressure probe. AIAA Paper, 1972, No. 72-1003, 15 p.

146. Kosinov A.D., Semionov N.V., Ermolaev Yu.G. Automated measuring method of noise level in T-325 test section // 1996, Proc. of ICMAR, Novosibirsk, pp. 131-136.

147. Freymuth P.: Frequency response and electronic testing for constant-temperature hot-wire anemometers // Journal of Physics E: Scientific Instruments 10, 705-709, 1977.

148. A.c. 1026059 (СССР). Термоанемометр постоянного тока. А.Г.Елфимов, В.А.Лебига. Бюл. изобр., 1983, №24.

149. Елфимов А.Г., Лебига В.А., Черных В.В. Термоанемометр постоянного тока ТПТ-2. Отчет ИТПМ № 15313/726, Новосибирск, 1974.

150. Marple S.L., Jr. Digital spectral analysis with application. 1987 -Prentice-Hall Inc., Englewood Cliffs, New Jersey.

151. Макс Ж. Методы и техника обработки сигналов при физических измерениях: в 2-х томах. Пер. с франц. М.: Мир, 1983

152. 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.

153. 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.

154. Абрамович Г. Н. Прикладная газовая динамика. М.: Наука. Гл. ред. физ.-мат.лит., 1991. ф.

155. Ludwieg Н. Der Rohrwindkanal. Zeitschrift fur Flugwissenschaften ZFW. 1955. vol.3. No.7. p.206-216.

156. Ludwieg H., Grauer-Carstensen H., Hottner Th. Der Rohrwindkanal der Aerodynamischen Versuchanstalt Gottingen. Jahrbuch 1969 der DGLR. 1969. p.52-58.

157. Schneider S.P. 2001. Hypersonic laminar instability on round cones near zero angle of attack. AIAA P. 2001-0206.

158. Rotta N.R. 1966. Effects of Nose Bluntness on the Boundary Layer Characteristics of Conical Bodies at Hypersonic Speeds, NYU-AA-66-66.

159. Гапонов C.A., Маслов A.A. Устойчивость сжимаемого пограничного слоя при дозвуковых скоростях // Сер. техн. наук: Изв. СО АН СССР. 1971. Вып.1. №3. С.24-27

160. Demetriades A. Laminar Boundary Layer Stability Measurements at Mach 7 -Including Wall Temperature Effects // AFOSR-TR-77-1311, 1977.

161. Fezer A., Kloker M. DNS of transition mechanisms at Mach 6.8 flat plate vs. sharp cone. West East High Speed Flow Fields. 2002. D.E.Zeitoun, J.Periaux, J.A.Desideri and M.Marini (Eds.), Barcelona, Spain. 2002. p. 1-8.

162. Лебига B.A., Маслов A.A., Приданов В.Г. Экспериментальное исследование устойчивости сверхзвукового пограничного слоя на прастине с притуплением передней кромки // МЖГ. 1977. № 4. С.65-70.

163. Gaponov S.A. Excitation of instability waves in the supersonic boundary layer by sound // Nonlinear instability of nonparallel flows IUTAM symposium, Potsdam, NY, USA. July 26-31, 1993. P. 206-212.

164. Lyttle I.J., Reed H.L., Shiplyuk A.N., Maslov A.A., Buntin D.A., Burov E.V., Schneider S.P. Numerical-experimental comparisons of second-mod behavior for blunted cones // AIAA Paper 2004-0097.

165. Laufer J. 1964 — Some statistical properties of the pressure field radiated by a turbulent boundary layer. Physics of fluid, vol.7, No. 8, p. 11911197.

166. Lebiga V.A., Zinoviev V.N. 1997 — Fluctuation characteristics of flows in test sections of high-speed wind tunnels. AGARD-CP-585 Aerodynamics of wind tunnels circuits and their components, pp. 31-1—31-9.

167. Maslov A.A., Shiplyuk A.N., Sidorenko A.A. 1997 Study related to hypersonic boundary layer stability on a cone with a flare. Preprint/ RAS SB, ITAM N 2-97, Novosibirsk, 40p.

168. Feldorov A.V. Receptivity of high speed boundary layer to acoustic disturbances // AIAA Paper 2002-2846.

169. Горлин C.M., Слезингер И.И. Аэромеханические измерения. Методы и приборы. М., Наука, 1964.

170. Бабенко К.И., Воскресенский Г.П., Любимов А.Н., Русанов В.В. Пространственные течения идеального газа около гладких тел.- М.:Наука.-1964. 505 с.

171. Pressure and flow field study at Mach number 8 of flow separation on a flat plate with deflected trailing-edge flap. 1968, NASA Tech. Rep. TN D-4308

172. П. Чжен, Отрывные течения. Том 1, М.: Мир. 1972, 300 с.

173. Башуров В.В., Бойчук Л.Н., Воронцов С.С., Вышенков Ю.И. Модульная измерительная тепловизионная система ТВ—М. // В сб. Тепловидение. — М., МИРЭА — 1986. — № 6.

174. Воронцов С.С., Коробейников Ю.Г., Сапогов Б.А. Исследование теплообмена на моделях из теплоизолятора с применением системы ТВ-ЭВМ (сфера) // Отчет ИТПМ N 1306, Новосибирск, 1982.

175. Maslov А.А., Sapogov В.А. and Shiplyuk A.N. 1996 A technique for the heat flux determination in an aerophysical experiment. Thermophysics and Aeromechanics, Vol. 3, No. 2, P. 157-163. *

176. H.L. Boerrigter, J-M. Charbonnier, M.K. Elbay Application of quantitative infrared thermography to the study of boundary layer transition inhypersonic flow // Preprint 1993-30 von Karman Institute for Fluid Dinamics, 1993, 15 c.

177. Бедарев И.А., Маслов А.А., Сидоренко А.А., Федорова H.H., Шиплюк A.H. Экспериментальное и численное исследование гиперзвукового отрывного течения в окрестности конуса с «юбкой». ПМТФ, т.43, N 6, 2002, с. 100-112.

178. Maslov А.А., Sidorenko A.A., Shiplyuk A.N. On an experimental technique for the study of hypersonic boundary layer stability. Proceeding of ICMAR'96, part 2, Novosibirsk, Russia, 1996, p. 175-179.

179. Маслов А.А., Сидоренко А.А., Шиплюк A.H. Экспериментальное исследование естественных возмущений в гиперзвуковом пограничном слое плоской пластины. ПМТФ, т. 38, N 1, 1997, с. 71-75.

180. Маслов А.А., Сидоренко А.А., Шиплюк А.Н. Использование искусственных возмущений для исследования устойчивости гиперзвукового пограничного слоя. Теплофизика и аэромеханика, т. 4, N 4, 1997, с. 429-433.

181. Маслов А.А., Миронов С.Г., Сидоренко А.А., Шиплюк А.Н. Experimental investigation of super- and hypersonic boundary layer transition. Proceeding of GAMM'97, 1997, p. 5-8.

182. Maslov A.A., Sidorenko A.A., Shiplyuk A.N., Arnal D. Leading edge receptivity of the hypersonic boundary layer to 3-d acoustic waves. Proceeding of ICMAR'98, part 1, Novosibirsk, Russia, 1998, p. 162-167.

183. Maslov A.A., Sidorenko A.A., Shiplyuk A.N., Tran Ph. Experimental investigation of the hypersonic boundary layer stability on a cone with a flare. Proceeding of ICMAR'98, part 1, Novosibirsk, Russia, 1998, p. 156-161.

184. Маслов A.A., Сидоренко A.A., Шиплюк A.H., Арналь Д. Экспериментальные исследования восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя к акустическим возмущениям. МЖГ, N 5, 1999, с.89-95.

185. Фомин В.М., Маслов А.А., Сидоренко А.А., Шиплюк А.Н. Устойчивость гиперзвукового пограничного слоя с градиентом давления. ДАН, т.371, № 5, с.621-624, 2000.

186. Buntin D.A., Sidorenko A.A., Shiplyuk A.N. The development of natural disturbances in hypersonic boundary layer on a sharp cone. Proceeding of ICMAR' 2000, part 1, Novosibirsk-Tomsk, Russia, 2000, p. 59-64.

187. Maslov A.A., Sidorenko A.A., Shiplyuk A.N. Study of hypersonic boundary layer stability on a cone using artificial disturbances. Proceeding of

188. MAR' 2000, part 2, Novosibirsk-Tomsk, Russia, 2000, p. 132-137.

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

190. Шиплюк А.Н. Экспериментальное исследование устойчивости гиперзвукового пограничного слоя на модели конуса с юбкой. ПМТФ, т.42, N4, 2001, с.31-39.

191. Бунтин Д.А., Маслов А.А., Сидоренко А.А., Шиплюк А.Н. Исследование устойчивости гиперзвуковых пограничных слоев на конических моделях. Теплофизика и аэромеханика, т. 8, N 2, 2001, с. 353361.

192. Бунтин Д.А., Сидоренко А.А., Шиплюк А.Н. Развитие естественных возмущений в гиперзвуковом пограничном слое острого конуса. ПМТФ, т.42, N 1, 2001, с.65-71.

193. Фомин В.М., Федоров А.В., Маслов А.А., Буров Е.В., Шиплюк А.Н., Малмут Н.Д. Стабилизация гиперзвукового пограничного слоя покрытиями, поглощающими ультразвук. ДАН, т.384, № 2, с. 1-5, 2002.

194. Maslov А.А., Mironov S.G., Sidorenko А.А., Shiplyuk A.N., Buntin D.A., Aniskin V.M. Hypersonic Flow Stability Experiments. AIAA P. 20020153.

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

196. Shiplyuk A.N., Bountin D.A., Maslov A.A., Chokani N. Nonlinear interactions of second mode instability with natural and artificial disturbances // AIAA P. 2003-0787. 15p. 2003.

197. Fedorov A.V., Shiplyuk A.N., Maslov A.A., Burov E.V., Malmuth N. Stabilization of high speed boundary layer using porous coating. AIAA P. 20031270. January 2003. 12 p.

198. Fedorov A., Kozlov V., Shiplyuk A., Maslov A., Sidorenko A., Burov E., Malmuth N. Stability of Hypersonic Boundary Layer on Porous Wall with Regular Microstructure. AIAA P. 2003-4147. June 2003. 12 p.

199. Шиплюк A.H., Буров E.B., Маслов A.A., Фомин В.М. Влияние пористых покрытий на устойчивость гиперзвуковых пограничных слоев. ПМТФ, т.45, N 2, 2004, с. 169-176.

200. Chokani N. Shiplyuk A.N., Sidorenko А.А., McGinley C.B. Comparison between a hybrid constant-current/constant-temperature anemometer and constant-voltage anemometer in hypersonic flows. AIAA P. 2004-2248. June 2004.

201. Фомин B.M., Федоров А.В., Козлов В.Ф., Шиплюк А.Н., Маслов А.А., Буров Е.В., Малмут Н.М. Стабилизация гиперзвукового пограничного слоя поглощающими покрытиями с регулярной микроструктурой // ДАН, т.399, № 5, с. 1-5, 2004.t