Влияние температурного фактора на параметры сверхзвуковых турбулентных течений в каналах переменного сечения тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 01.02.05, кандидат физико-математических наук Захарова, Юлия Викторовна

• Захарова, Юлия Викторовна
• кандидат физико-математических наук
• 2011

Оглавление диссертации кандидат физико-математических наук Захарова, Юлия Викторовна

Введение.

ГЛАВА 1.ОБЗОР ЛИТЕРАТУРЫ, ПОСВЯЩЕННЫЙ ИССЛЕДОВАНИЯМ ВЗАИМОДЕЙСТВИЙ ТУРБУЛЕНТНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ С ВОЛНАМИ СЖАТИЯ/РАЗРЕЖЕНИЯ.

1.1. Одиночные взаимодействия.

1.2. Двойные взаимодействия.

1.3. Внутренние течения, канал с уступом/каверной.

1.4 Выводы по обзору и постановка задачи.

ГЛАВА 2. МЕТОДИКА ПРОВЕДЕНИЯ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ И РАСЧЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ.

2.1. Модели и методика проведения эксперимента.

2.2. Сбор, обработка и хранение экспериментальных данных.

2.3. Методика обработки экспериментальных измерений.

2.4. Математическая модель.

2.5. Метод расчета и описание расчетной области.

2.6. Пакет Fluent.

ГЛАВА 3. ИССЛЕДОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ТУРБУЛЕНТНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ ПРИ ЕГО ВЗАИМОДЕЙСТВИИ С СИСТЕМОЙ СКАЧКОВ УПЛОТНЕНИЯ.

3.1. Исследование взаимодействия пограничногооя последовательностью скачков уплотнения.

3.2. Оценка влияния предварительного взаимодействия на изменение отрывных свойств пограничного слоя.

3.3. Исследование влияния температуры стенки.

ГЛАВА 4. ЧИСЛЕННОЕ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ОСОБЕННОСТЕЙ ТЕЧЕНИЯ В КАНАЛЕ С УСТУПОМ.

4.1. Влияние температуры стенки на длину отрывной зоны и ее вихревую структуру.

4.2. Влияние конфигурации уступа.

ГЛАВА 5. ТЕЧЕНИЕ В КАНАЛЕ С КАВЕРНОЙ.

5.1. Влияние числа Маха.

5.2. Влияние геометрии каверны.

5.3. Влияние масштабного фактора.

5.4. Влияние температурного фактора.

5.5. Сравнение с экспериментом.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Влияние температурного фактора на параметры сверхзвуковых турбулентных течений в каналах переменного сечения»

При конструировании каналов технических устройств, использующих в качестве рабочего тела высокоэнталыгайные газовые среды, в том числе двигательных установок высокоскоростных летательных аппаратов, необходима информация о фундаментальных свойствах течений, позволяющая предсказывать влияние основных параметров (геометрии канала, чисел Маха, Рейнольдса), а также масштабного и температурного факторов на картину течений.

При проведении экспериментальных исследований в трубах кратковременного действия с высокими параметрами торможения, для которых характерными являются условия «холодной стенки», существенную поддержку оказывает физико-математическое моделирование, позволяющее получить полную информацию о течении, провести параметрические ис- -л-следования и прояснить детали сложных течений.

Для тепловой защиты поверхностей технических устройств часто используется их охлаждение, что также формирует условия неадибатичной стенки, которые могут изменить волновую структуру течений и динамиче- -ские нагрузки.

Кроме того, изменение температуры стенки может быть использовано для управления течениями в каналах.

Течения, в которых турбулентный пограничный слой взаимодействует со скачками уплотнения, достаточно сложны, главным образом из-за процессов, связанных с отрывом и присоединением пограничного слоя. Отрыв потока является неотъемлемой частью практически всех вязких течений. Основными причинами появления отрыва на поверхности сверхзвуковых летательных аппаратов являются:

• резкий излом обтекаемой поверхности, т.е. наличие отклоняемых органов управления (балансировочных щитков, рулей и т. д.);

• падение на поверхность аппарата скачка уплотнения, образованного другой поверхностью;

• наличие на поверхности аппарата нерегулярностей поверхности, например, выемок, зазоров, ступенек;

• полет под большим углом атаки, характерный для крылатых спускаемых аппаратов.

Отрыв потока приводит к перераспределению давления на поверхности летательного аппарата, вследствие чего изменяются сопротивление, подъемная сила и моментные характеристики, а также появляются узкие зоны повышенных тепловых потоков, наличие которых должно быть учтено при выборе теплозащиты летательного аппарата. В областях присоединения, как правило, повышается уровень пульсаций давления.

Вопросы взаимодействия скачков уплотнения с турбулентными пограничными слоями активно исследуются в течение последних 50 лет [1]. Обширная информация об общих свойствах отрывных течений была получена в работах [2-3].

Наиболее характерными примерами двумерного отрыва являются: отрыв в угле сжатия, падение скачка уплотнения на пограничный слой, обтекание уступов.

Повышение давления, вызванное скачком уплотнения, образующимся в сверхзвуковом невязком течении при обтекании поверхности сжатия, распространяется вперед по дозвуковой части пограничного слоя (рис. 1, а). Из-за торможения газа пристеночная часть пограничного слоя утолщается. Увеличение наклона границы пограничного слоя вызывает образования волн сжатия и повышение давления, которое приводит к дополнительному утолщению пограничного слоя (рис. 1, а). При стационарном течении устанавливается равновесие между повышением давления в невязком потоке и утолщением пограничного слоя. Этот процесс носит название самоиндукции (свободное взаимодействие). В. Я. Нейланд [4] показал, что повышение давления за точкой присоединения, как и перед точкой отрыва, определяется процессом самоиндукции: утолщение пограничного слоя за горловиной вызывает повышение давления, которое в свою очередь вызывает дополнительное утолщение пограничного слоя. Благодаря этому процессу разрывное повышение давления в скачке уплотнения вдали от стенки переходит в непрерывное повышение давления в слабых волнах сжатия вблизи стенки. Вследствие внутреннего трения внешние струйки газа передают импульс пристеночным струйкам, имеющим малую скорость, и увлекают их в область повышенного давления, расположенную за скачком уплотнения (рис. 1, а).

Отрыв потока происходит из-за того, что низкоскоростная часть пограничного слоя не может преодолеть встречный градиент давления. В точке отрыва (5') линия нулевой скорости отходит от поверхности тела. В точке Я пограничный слой снова присоединяется к поверхности. Точки £ и Я соединяют (РЛТ - разделяющая линия тока) - линия, отделяющая область внешнего течения от рециркуляционной области с замкнутыми линиями тока. Скорость газа на разделяющей линии тока постепенно возрастает от нулевого значения в точке £ до максимального значения перед точкой Я вследствие передачи импульса от внешней части потока к внутренней. За точкой присоединения Я внешний сверхзвуковой поток вновь отклоняется -1 и постепенно принимает направление угла сжатия. При этом также образуются волны сжатия. Протяженность отрывной зоны зависит от перепада давления на скачке, которое определяется числом Маха и величиной угла сжатия. При развитом отрывном течении значительную часть зоны отрыва занимает низкоскоростной поток без значительных перепадов давления. На графике распределения давления (рис. 1, б) изобарическая область имеет вид "плато". При сверхзвуковых скоростях изобарическая область должна иметь прямолинейные границы [5]. Поэтому линии тока, проходящие через границу зоны смешения, - почти прямые линии. Сама разделяющая линия тока может иметь значительную кривизну.

При приближении к точке отрыва поверхностное трение падает. Точки S, R характеризуются нулевым значением коэффициента трения. В области отрыва сила трения направлена в сторону, противоположную направлению невозмущенного потока. Коэффициент теплоотдачи перед угловой точкой существенно уменьшается, несмотря на увеличение давления. Ослабление теплообмена согласно теории Чепмена [6] объясняется уменьшением скорости газа и конвективного переноса тепла в зоне отрыва.

Падающий на пластину скачок уплотнения также создает перед собой область свободного взаимодействия. Падающий скачок уплотнения (ПСУ) вызывает отрыв пограничного слоя и связанный с ним скачок отрыва (СО) (рис. 2). Падающий скачок уплотнения отражается от изобарической отрывной зоны (03) в виде веера волн разрежения (BP). При дальнейшем течении газа линии тока вблизи поверхности искривляются, и образуется веер волн сжатия, который сливается в отраженный скачок уплотнения-(ОСУ). Он соответствует скачку уплотнения, который образовался бы в случае течения невязкого газа вследствие отражения падающего скачка (ПСУ) от поверхности. Разделяющая линия тока (РЛТ) отделяет область прямого и возвратного течений. Распределение давления для этого течения, аналогично приведенному на рис. 1, б, поэтому оба течения относятся к случаю "свободного взаимодействия".

Примером "несвободного взаимодействия" является течение в окрестности уступа (рис. 3). Отрыв потока происходит от вертикальной поверхности уступа, в результате чего образуется область возвратного течения, которую обтекает слой смешения. Сверхзвуковая часть пограничного слоя быстро расширяется при обтекании верхнего угла уступа. В области угла расширения образуется сложная система волн, которая направляет поток вдоль разделяющей линии тока. В случае невязкого обтекания уступа разворот потока происходит изоэнтропически в центрированном веере волн разряжения, а затем в косом скачке уплотнения. В случае вязкого обтекания уступа происходит взаимодействие пограничного слоя с веером волн разрежения, что вызывает его расцентрирование, изменение угла наклона во внешнем потоке и образование висячего скачка. Пограничный слой, оторвавшийся в угловой точке, переходит в свободный сдвиговый слой в области постоянного давления. Вниз по течению от уступа в области присоединения потока сдвиговый слой, приближаясь к стенке, сжимается, и низкоскоростная часть сдвигового слоя разворачивается, образуя рециркуляционную зону (РЗ). Высокоскоростная часть сдвигового слоя преодолевает увеличение давления, вызванное присоединением потока, и образует новый пограничный слой (рис. 3).

Исследования отрыва сверхзвукового пограничного слоя проводятся экспериментальными, теоретическими и численными методами. Часто возникают ситуации, когда пограничный слой взаимодействует с системой скачков уплотнения различной интенсивности. Такие взаимодействия встречаются при обтекании многих элементов сверхзвуковых двигателей. Большинство проведенных ранее исследований взаимодействия пограничного слоя с системой скачков уплотнения было посвящено изучению интегральных характеристик и структуры пограничного слоя в области, взаимодействия или в непосредственной близости от неё [7]. Однако умение предсказывать структуру течения на больших расстояниях вниз по потоку от области взаимодействия и оценивать влияние предварительного воздействия является важным для аэродинамики ЛА. В настоящее время вопрос предварительного влияния скачка уплотнения на характеристики пограничного слоя вниз по потоку от области повторного взаимодействия остается открытым.

Также необходимо отметить, что большинство имеющихся в настоящее время работ по исследованию характеристик пограничного слоя относятся к адиабатическим условиям на стенке. Данные о влиянии температуры стенки на параметры течений в условиях комплексного взаимодействия пограничного слоя со скачками уплотнения и волнами разрежения различной интенсивности крайне ограничены. Особую важность эти результаты имеют при исследованиях высокоэнтальпийных течений в установках кратковременного действия. Таким образом, проблема исследования характеристик и структуры сверхзвукового турбулентного пограничного слоя при наличии в потоке больших положительных и отрицательных градиентов давления в условиях неадиабатичной стенки является актуальной и в тоже время изучена недостаточно.

Данная работа посвящена численному и экспериментальному исследованию внешних и внутренних сверхзвуковых турбулентных течений в окрестности угловых конфигураций, представляющих собой последовательность углов сжатия и расширения, ступенек, уступов, каверн при адиабатических и неадиабатических условиях не стенке.

Диссертация состоит из введения, пяти глав и заключения.

Заключение диссертации по теме «Механика жидкости, газа и плазмы», Захарова, Юлия Викторовна

Выводы по Главе 5:

• При обтекании каверны могут реализовываться различные режимы течения: закрытая каверна, открытая каверна с волной разрежения на передней кромке, открытая каверна с волной сжатия на передней кромке.

• Показано, что определяющими факторами, влияющими на переход от одного режима течения к другому, являются: увеличение длины каверны, уменьшение угла отклонения задней стенки, увеличение Моо, снижение температурного фактора;

• Впервые в расчетах описан стационарный режим с волной сжатия на передней кромке каверны; '

• Показано, что течения типа «закрытой» каверны приводят к запиранию канала вследствие организации массивных отрывных зон на противоположной стенке;

• Численно исследовано течение в канале с каверной при числах Маха Моо=2, 2.33, 2.8 для условий высокоэнтальпийной установки кратковременного действия. Результаты расчетов удовлетворительно совпадают с экспериментальными данными по распределению статического давления на стенках канала.

Заключение

При числах Маха Моэ=2-^4 численно исследовано взаимодействие турбулентного пограничного слоя с последовательностью скачков уплотнения. Для адиабатических условий на стенке показано, что в случае отрывного течения на первом скачке способность пограничного слоя противостоять отрыву в области второго взаимодействия повышается. Для Моо=2.8

97 при высоких параметрах торможения (Ро=45 бар, Т0=1700 К) получено, что низкий температурный фактор сокращает размер отрыва на первом и втором взаимодействиях.

2. При Моо=2-^6, Т0=1200^-3000 К экспериментально и численно исследованы турбулентные течения в канале для трех различных конфигураций уступа (прямой 90° уступ, уступ с предварительным сжатием, уступ с предварительным расширением). Результаты расчетов для всех конфигураций удовлетворительно согласуются с экспериментальными данными, полученными в высокоэнтальпийной установке кратковременного действия ИТ-302М (ИТПМ СО РАН). Для всех конфигураций снижение температуры стенки в расчетах приводит к сокращению протяженности отрывной зоны; снижению статической температуры и уровня донного давления; перестройке вихревой структуры течения в отрывной зоне. Основными причинами подобных эффектов являются: снижение уровня статической температуры в отрывной зоне, а также уменьшение относительной толщины вытеснения пограничного слоя перед уступом.

3. Экспериментально и численно исследованы сверхзвуковые (Моо=2-гЗ) высокоэнтальпийные (Т0=1500-2000 К) турбулентные течения в канале с каверной. Впервые в расчетах получен стационарный режим течения типа открытой каверны с волной сжатия на передней кромке. Численно исследовано влияние различных факторов (геометрии каверны, числа Маха, масштабного и температурного фактора) на переход от одного режима течения к другому.

Список литературы диссертационного исследования кандидат физико-математических наук Захарова, Юлия Викторовна, 2011 год

1. Dolling, D.S. Fifty Years of Shock-Wave/Boundary-Layer Interaction Research: What Next? // AIAA Journal Vol. 39, No. 8, August 2001.

2. Гогиш JI.B., Степанов Г.Ю. Турбулентные отрывные течения. М.: Наука, 1979, с.387.

3. Краснов Н.Ф., Кошевой В.Н., Калугин В.Т. Аэродинамика отрывных течений. М.: Высшая школа. 1988. 351с.

4. Нейланд В. Я. К асимптотической теории плоских стационарных сверхзвуковых течений со срывными зонами. Изв. АН СССР, МЖГ, 1970, т. I, № 3, с. 22-32.

5. Боровой В. Я. Течение газа и теплообмен в зонах взаимодействия ударных волн с пограничным слоем. М.: Машиностроение, 1983. - 144 с.

6. Chapman D., Kuehn D., Larson H. Investigation of separated flows in supersonic and subsonic streams with emphasis of the effect of transition. NASA Rep. N. 1356, 1958, 40 p.

7. Босняков C.M., Ремеев H.X. Расчетное и экспериментальное исследование интегральных параметров пограничного слоя на ступенчатых клиньях плоских сверхзвуковых воздухозаборников.- Труды ЦАГИ, 1981, выпуск 2098, с.34.

8. Современное состояние аэродинамики больших скоростей, М, ИЛ, т. I,1955, 491 е., т. 2, 1956,382 с.

9. Askeret J., Feldmann F., Rott N. Investigations of compression shocks and boundary layers in gages moving at high speed. Mitt. Inst. Aerodyn. Zurich, 1946, N. 10.

10. Bogdonoff S. M., Kepler С. E. Separation of a supersonic turbulent boundary layer. Journ. of Aeron. Sc., 1955, N. 6, p. 414-424, 430.

11. Чжен А. Отрывные течения. M.: Мир, т. 1, 1972, т. 2, 1973, 280 е., т. 3, 1973, 334 с.

12. Mager, A., "On the model of the Free, Shock- separated, Turbulent Boundary Layer", Journal of Aeronautical Sciences, Vol. 23, No. 2, Feb.1956, pp. 181-184.

13. Lighthill M. J. On boundary layers and upstream influence. II. Supersonic flows with separation. Proc. Roy. Soc. A, 1953, vol. 217, No. 1131.

14. Нейланд В. Я. К теории отрыва ламинарного пограничного слоя в сверхзвуковом потоке. Изв. АН СССР, МЖГ, 1969, №4.

15. Нейланд В. Я. К асимптотической теории расчета тепловых потоков около угловой точки тела. Изв. АН СССР, МЖГ, 1969, №5.

16. Lees, L. and Reeves, В. L., "Supersonic Separated and Reattaching Laminar Flows: I General Theory and Application to Adiabatic Boundary Layer/Shock Wave interactions", AIAA Journal, Vol. 2, No. 11, Nov. 1964, pp. 1907-1920.

17. Bogdonof, S. M., «Some experimental studies of separation of supersonic turbulent boundary layer», Rept. 336, June 1955, Princeton Univ.

18. Love, E. S., «Pressure rise associated with shock induced boundary layer separation», TN 3601, 1955, NACA.

19. Zukosky E.E. Turbulent boundary-layer separation in front of a forward-facing step. AIAA. J., Vol.5, No. 10, Oct. 1967, pp. 1746-1753.

20. Рошко, Томке, "Исследование области взаимодействия, вызванного наличием угла сжатия в сверхзвуковом турбулентном пограничном слое", РТК, 1976, т. 14, №7, с. 51-60.

21. Settles, G. S. and Bogdonoff, S. M., "Separation of a supersonic turbulent boundary layer at moderate to high Reynolds number", AIAA Paper 73-666, Palm Springs, Calif., 1973.

22. Kuehn, D. M., "Experimental investigation of the pressure rise required for the incipient separation of turbulent boundary layers in two-dimensional supersonic flow", NASA, Memo 1-21-59A, 1959.

23. Drougge, G., "An experimental investigation of the influence of strong adverse pressure gradients on turbulent boundary layer at supersonic speeds", FFARept. 47, 1953, Stockholm, Sweden.

24. Kessler, W. C., Reilly, J. F., and Mockayetris, L. J., "Supersonic turbulent boundary layer interaction with an expansion ramp and a compression corner," MDCE0264, 1970, McDonnell Douglas, St. Louis, Mo.

25. Sterrett, J. R. Emery, J. C., «Experimental separation studies for two-dimensional wedges and curved surface at M=4.8 to 6.2» TN D-1014, 1962, NASA.

26. Lange R. H., Present status of information to the prediction of shock -induced boundary layer separation, NASA TN 3065, 1954.

27. Kuntz, D. W., "An experimental investigation of the shock wave turbulent boundary layer interaction", Ph. D. Thesis, Dept. of Mechanical and Industrial engineering, Univ. of Illinois at Urbana-Champing, Urbana 1985.

28. Settles, G.S., Bogdonoff, S. M., and Vas, I. E., "Incipient separation of a supersonic turbulent boundary layer at high much numbers", AIAA Journal, Vol. 14, Jan. 1976, pp. 50-56.

29. Settles, G. S., Vas, I. E., and Bogdonoff, S. M., "Details of shock -separated turbulent boundary layer at a compression corner". AIAA Journal, Vol. 14, Dec. 1976, pp. 1709-1715.

30. Apples, C., "Incipient separation of a Compressible Turbulent Boundary Layer", von Karman Institute for Fluid Dynamics, Rhode-Saint Genese, Belgium, T. N. 99, April 1974.

31. В. Я. Боровой, "Течение газа и теплообмен в зонах взаимодействия ударных волн с пограничным слоем". — М.: Машиностроение, 1983. с. 144.

32. Кондратьев И.А. Экспериментальные исследования теплоотдачи на плоской пластине при взаимодействии косого скачка уплотнения с ламинарным пограничным слоем // Учен. зап. ЦАГИ. 1971. Т.2 №2. с. 1823.

33. Erdos J., Pallone A. Shock-boundary layer interaction and flow separation// Proc. Heat Transfer and Fluid Mechanics institute. Washington, 1962, Stanford: Calif. Univ. Press. 1962. p. 239-254.

34. Holden M.S. Experimental studied of separation flows of hypersonic speed. II; Two-dimensional wedge separated flow studies // AIAA Journal. 1966. v. 4. No.5, p. 790-799.

35. Johnson С. В., Kaufmann L. G. Incipient shock interactions with boundary layer. — Jorn. Spacecraft, 1975, vol. 12, N. 6, p. 327-328.

36. Kaufmann L. G., Johnson С. B. Weak incident shock interactions with Mach 8 laminar boundary layer. NACA TND-7835, 1974, p. 45.

37. А. Т. Берлянд, Зависимость длины зоны отрыва турбулентного погра-' ничного слоя на пластине от параметров течения. Ученые Записки ЦАГИ, Том II, 1971, №2.

38. Korkegi, R. Н., "Survey of viscous interactions associated with high much number flight" AIAA Journal Vol. 9, No. 5, May 1971, pp. 771-784.

39. Needham, D. A. and Stollery, J. L., «Hypersonic studies of incipient separation and separated flows», AGARD Conference Proceedings No. 4, Pt. I, May 1966, pp. 89-119.

40. Lewis, J., Kubota, Т., and Lees, L., «Experimental investigation of supersonic laminar, two dimensional boundary layer separation in a compression corner with and without cooling», AIAA Journal, Vol. 6, No. 1, Jan 1968, pp. 7-14.

41. Holden, M.S.: Boundary-layer displacement and leading-edge bluntness effects on attached and separated laminar boundary layers in a compression corner. Part II: Experimental study, AIAA Journal Vol. 9, No. 1, 1971, pp. 84-93.

42. Краснов Н.Ф., Кошевой B.H., Калугин B.T. Аэродинамика отрывных течений. М.: Высшая школа. 1988. 351с.

43. Холден, Экспериментальное исследование отрывных течений при гиперзвуковых скоростях. Часть II. Исследования плоского отрывного течения около клина. РТК, 1966, №5, с. 29-41.

44. В.И. Терехов, Т.В. Богатко Влияние толщины пограничного слоя перед отрывом потока на аэродинамические характеристики и теплообмен за внезапным расширением в круглой трубе // Теплофизика и аэромеханика, 2008, № 1, т. 15, с. 99-106.

45. Spaid F. W. and Frishett, J. С., "Incipient separation of a Supersonic, Turbulent Boundary Layer, Including Effects of Heat Transfer", AIAA Journal, Vol. 10, July 1972, pp. 915-922.

46. Frishett, J. C. (1971): Incipient separation of a supersonic turbulent boundary layer including effect of heat transfer: Ph. D. Dissertation, University of California, Los Angeles.

47. Kilburg, R. F. And Kotansky, D. R. (1969): Experimental investigation of the interaction of a plane oblique incident-reflecting shock-wave with a turbulent boundary-layer on a cooled surface. NASA CR-66-841.

48. Back, L. H. and Cuffel, R. F. (1976): Shock-wave/turbulent boundary -layer interaction with and without surface cooling. AIAA Journal, Vol. 14, № 4, pp. 526-532 (April 1976). v

49. Bleilebens M and Oliver H: On the influence of evaluated surface temperatures on hypersonic shock wave/ boundary layer interaction at a heated ramp model. Shock Waves, 15, 2006, pp. 301-302. /

50. И. M. Дементьев, A. H. Михалев, Возможности и результаты варьирования температурного фактора моделей на баллистической установке, Журнал Технической Физики, 2007, том. 77, вып. 2, стр. 41-45.

51. Дементьев И. М., Иванов А. А., Карташов В. Д., и др. // Уч. Записки ЦАГИ. 1981, Т. XII. № 3, С. 121-123.

52. Нейланд В. Я. // Инж. Журн. 1964, т. 4, вып. 1, с. 29-35.

53. Kanda, Т., Masuya, G., Ono, F., and Wakamatsu, Y.} "Effect of Film Cooling/Regenerative Cooling on Scramjet Engine Performances", Journal of Propulsion and Power, Vol. 10, No. 5, 1994, pp. 618-624.

54. Holden,- M. S., Nowak, R. J., Olsen, G. C., and Rodriguez, К. M., "Experimental Studies of Shock Wave/Wall Jet Interaction in Hypersonic Flow", AIAA Paper 90-0607, Jan. 1990.

55. Juhany, K., and Hunt, M. L., "Flow field Measurement in Supersonic Film Cooling Including the Effect of Shock- Wave Interaction", AIAA Journal, Vol. 32, No. 3, 1994, pp. 578-585.

56. А. Дж. Лейдермен, "Влияние температуры стенки на сверхзвуковой турбулентный пограничный слой", РТК, Т. 16, № 7, 1978, с. 106-114.63.