Развитие возмущений и управление пограничными слоями при гиперзвуковых скоростях

• Автор: Шиплюк, Александр Николаевич
• Шифр специальности: 01.02.05
• Научная степень: Докторская
• Год защиты: 2005
• Место защиты: Новосибирск
• Количество страниц: 320 с. : ил.

Перечень основных обозначений

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 II. Применение метода искусственных волновых пакетов при
гиперзвуковых скоростях потока
■0 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

Экспериментальные исследования сверхзвукового пограничного слоя при взаимодействии с углом сжатия на осесимметричной модели были выполнены в ИТПМ при М = 2 [115]. В работе были получены средние параметры течения в пограничном слое и исследованы характеристики устойчивости. Измерения профилей средней скорости показали, что в данном случае происходил ламинарный отрыв пограничного слоя с ламинарным присоединением. Были получены распределения амплитуд естественных пульсаций массового расхода поперек пограничного слоя и показано, что профили пульсаций в зоне отрыва имеют два пика, причем первый пик наблюдается вблизи точки перегиба. Также исследовалось изменение спектров естественных возмущений в пограничном слое в зависимости от продольной координаты. Было отмечено, что в зоне отрыва преобладают низкочастотные колебания (до 10 кГц). В пограничном слое на конусе наблюдался один пик в частотном диапазоне 6-г 8 кГц [116]. Развитие искусственных возмущений было исследовано на модели той же конфигурации на частоте/= 20 кГц или F= 0,38-10"4 [115]. Для различных значений продольной координаты были получены амплитудные спектры по волновым числам в трансверсальном направлении. Было отмечено щ значительное увеличение амплитуды возмущений фактически для всех
углов наклона волн. Наиболее сильный рост возмущений начинается с Р = 1 рад/мм, что соответствует углу наклона волны х = 60°. Для сравнения отметим, что максимальный рост возмущений в пограничном слое конуса наблюдается при % = 50°.
Исследование развития естественных возмущений в пограничном слое с положительным градиентом давления было выполнено в работе [117]. Опыты проводились в малошумной трубе NASA Langley при М = 6 на модели конуса с криволинейной образующей. Необходимо отметить, Ф что исследование влияния градиента давления на устойчивость