авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ БИБЛИОТЕКА РОССИИ

КОНФЕРЕНЦИИ, КНИГИ, ПОСОБИЯ, НАУЧНЫЕ ИЗДАНИЯ

<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ


Pages:     | 1 | 2 ||

«ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ НОВОСИБИРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ ФИЗИЧЕСКИЙ ФАКУЛЬТЕТ Б. Ю. Занин, В. В. Козлов ...»

-- [ Страница 3 ] --

Известно, что первоначальная асимметрия вихревого течения возникает вблизи носка модели и сохраняется вниз по потоку. Отличительной особен ностью крупномасштабных вихрей, возникающих в области отрыва, являет ся их высокая восприимчивость к внешним возмущениям, что дает возмож Глава 4. Управление срывом методами локального воздействия первичный вихрь линия отрыва Рис. 4.23. Схема обтекания конуса под большим углом атаки: симметричная и асимметричная конфигурация вихрей ность управлять течением, создавая искусственное воздействие в месте их зарождения. Известны успешные попытки управления вихревым обтекани ем осесимметричных тел путем воздействия на поток в области носка [88].

Традиционно рассматриваются такие методы, как изменение формы носка, применение различных вихрегенераторов и вдув-отсос газа.

Электрический разряд имеет следующие преимущества относительно механической или струйной системы управления потоком: простота реали зации, малый вес, безинерционность;

сохранение формы обтекаемого тела и отсутствие добавочного сопротивления. Возможность быстрого измене ния частоты разряда и его мощности позволяет гибко регулировать интен сивность воздействия и использовать его в системах управления течением с обратной связью. Конструктивно разрядник представляет собой набор электродов, размещенных на поверхности вдоль образующих конуса. В за висимости от скорости набегающего потока и угла атаки, могут использо ваться различные пары или группы электродов.

Несмотря на обширную работу в этой области, пока существует огра ниченное понимание основных физических процессов, происходящих при отрыве потока на телах вращения. В работе [89] проведен теоретический анализ возможностей управления асимметрией течения, основная идея ко торого заключается в воздействии при помощи плазмы на гидродинами ческую устойчивость в ключевых сингулярных точках течения. Стратегия управления течением предполагает, что посредством электрического раз 4.6. Управление с помощью электрического разряда ряда можно изменить положение линий отрыва потока по обеим сторонам конуса. Разряд в этом случае можно рассматривать или как источник ис кусственных периодических колебаний, или как локальный источник тепла, или как стационарный выступ на поверхности конуса. Во всех вариантах роль разряда заключается в том, чтобы внести дополнительные возмущения в первоначальное течение и, в конечном счете, сдвинуть место отрыва вверх по потоку от седловой точки поперечного течения. В результате вихри ото двинутся дальше от поверхности и расстояние между их центрами увели чится. Седловая точка поперечного течения сдвинется ближе к поверхности модели и будет достигнуто более стабильное состояние, препятствующее появлению асимметрии. В соответствии с оценками [89], нагрев газа на 50–100° К с помощью тонкого цилиндрического (диаметром около 1 мм) объемного источника тепла, расположенного вдоль первоначальной линии отрыва потока, будет достаточен для необходимого смещения местополо жения линии отрыва. Нижняя граница требуемой мощности оценивается в 200 Вт для длины разряда 1 м с удельной мощностью 2 Вт/см.

В наших исследованиях, опубликованных в работе [90], изучалась воз можность применения электрического разряда для управления симметри ей вихревого обтекания конуса, установленного под большим углом атаки.

Эксперименты проводились в малотурбулентной аэродинамической трубе T-324 ИТПМ СО РАН в диапазоне скоростей потока U = 5–20 м/с. Были вы полнены измерения распределения статического давления на поверхности модели и проведена визуализация вихревой структуры течения при помощи метода лазерного ножа.

В экспериментах использовалась модель конуса длиной 1 м с углом по лураствора 5°. Модель устанавливались в рабочей части аэродинамической трубы под углом атаки = 0° 40°, имела набор сменных носиков различной геометрии и вставку из диэлектрика, на которой были размещены электри ческие разрядники. Измерение давления на поверхности модели осущест влялось в 10 точках, равномерно распределенных по окружности в сечении x = 576 мм. Исследования проводились для случаев отрыва как ламинарно го, так и турбулентного пограничного слоя. В последнем случае на модель наклеивались турбулизаторы из абразивной бумаги, которые обеспечивали переход предотрывного пограничного слоя в турбулентное состояние.

Первоначальные эксперименты выполнялись без установки электриче ских разрядников. Их целью было изучение структуры невозмущенного течения и поиска зон на поверхности конуса, воздействие в которых было бы наиболее эффективным. В дальнейшем разряд предполагалось создавать именно в этих зонах. Поиск таких зон осуществлялся с помощью выступов высотой 3–5 мм и длиной 20–100 мм, закреплявшихся симметрично с двух Глава 4. Управление срывом методами локального воздействия сторон модели перед линиями отрыва потока на разных расстояниях от вер шины конуса.

Эксперименты показали, что в диапазоне скоростей потока от 10 до 15 м/с вихри над моделью без выступов расположены симметрично, если угол атаки не превышает 15° (рис. 4.23). С увеличением до 17° вих ревая картина трансформируется в несимметричную, причем направление асимметрии неодинаково для различных углов атаки. Это вызвано неболь шими изменениями положения модели в поперечном направлении и свиде тельствует о высокой чувствительности течения к малым неоднородностям обтекания. Было обнаружено, что симметричная вихревая картина течения может быть достигнута посредством установки выступов. Наиболее эффек тивным является размещение выступов вблизи носка модели. Чем ближе к носку, тем короче могла быть длина выступов. Этот результат соответ ствует данным работы [88], в которой экспериментально показано, что даже малое воздействие вблизи носика может изменить картину всего течения.

В соответствии с описанными выше результатами электрические раз рядники размещались по обеим сторонам модели как можно ближе к носи ку. Электроды размещались таким образом, чтобы плазменный канал был расположен выше по потоку от линии отрыва и был ориентирован вдоль образующей конуса. В экспериментах применялись два типа электрическо го разряда — дуговой и искровой. Дуговой разряд зажигался между двумя электродами, заделанными заподлицо с поверхностью конуса. Расстояние между электродами — 10 мм. Разряд питался от высоковольтного источника промышленной частоты (50 Гц) через балластное сопротивление. Ток разря да составлял около 100 мА, при напряжении на дуге около 1200 В. Искровой разряд зажигался на линейке электродов, заделанных заподлицо с поверх ностью конуса. Расстояние между крайними электродами составляло 20 мм.

Разряд питался от генератора импульсного напряжения величиной до 20 кВ.

Длительность разряда — около 10 мкс, частота повторения — 400 Гц.

Эксперименты по изучению влияния дугового разряда на картину тече ния были выполнены на модели конуса, имевшей как острый, так и полу сферический носик диаметром с радиусом затупления 10 мм. Расстояние от вершины модели до первого электрода составляло 150 и 55 мм соответ ственно. Оказалось, что для остроконечной конфигурации мощность разря да была недостаточна для управления структурой течения. Затупленная кон фигурация обеспечивала расположение разрядников ближе к носку модели, что должно было увеличить эффективность воздействия. Использование полусферического носика при той же мощности разряда позволило эффек тивно управлять течением и добиться симметричной вихревой картины.

Было исследовано влияние одновременного воздействия двух симме 4.6. Управление с помощью электрического разряда тричных дуговых разрядов, с правой и левой стороны модели. В этих экс периментах суммарная электрическая мощность двух разрядов сохранялась постоянной и составляла около 120 Вт. В первоначальный момент разряд загорался только на одном (правом) разряднике. Через 3–5 секунд зажигался второй разряд, и мощность распределялась между ними примерно одинако во (около 60 Вт на каждый канал). Это позволяло в одном пуске получать данные, соответствующие симметричному и несимметричному воздей ствию на поток.

О полученных результатах можно судить по распределению коэффициен та давления Cp на поверхности модели, приведенному на рис. 4.24. Коэффи циент давления определялся как отнесенная к скоростному напору разность между статическим давлением в данной точке и статическим давлением в набегающем потоке. Можно видеть, что первоначально симметричное со стояние было искажено разрядом справа и частично восстановлено двумя симметричными разрядами.

Для экспериментов с искровым разрядом на модель устанавливался но 0, 0, Cp 0, –0, –0, 0 100 200, град Рис. 4.24. Распределение статического давления по окружности конуса в сечении х = 0,57 при воздействии дуговым разрядом: 1 — без разряда;

2 — включен разряд справа;

3 — включен разряд с двух сторон сик с радиусом 2,5 мм. Скорость потока изменялись от 9,2 до 15 м/с, угол атаки от 17,5° до 20°. Разряд по обеим сторонам модели зажигался справа, слева или с обеих сторон одновременно. При обтекании модели без разряда наблюдалась правая несимметрия, т. е. вихрь справа был дальше от модели, Глава 4. Управление срывом методами локального воздействия чем вихрь слева (рис. 4.25). Обеспечить симметричное состояние удалось зажиганием разряда с левой стороны модели (рис. 4.26). При одновремен ном использовании обоих разрядов также наблюдался эффект симметриза ции течения. В момент появления разряда вихревой след переходил в сим метричное состояние и оставался симметричным, пока разряд был включен.

При выключении разряда течение возвращалось к асимметричному состоя нию. В зависимости от скорости потока и мощности разряда были полу чены различные вихревые конфигурации (различная степень асимметрии).

С увеличением скорости потока влияние искрового разряда ослабевало, что связано с недостаточной располагаемой мощностью разряда.

Рис. 4.25. Изначальная асиммет- Рис. 4.26. Симметричная картина ричная картина течения над конусом течения над конусом при воздействии до воздействия искровым разрядом: искровым разрядом: скорость потока скорость потока 15 м/с, угол атаки 17,5° 15 м/с, угол атаки 17,5° Таким образом, было экспериментально показано, что применение элек трического разряда в районе носка осесимметричного тела, обтекаемого под углом атаки, является эффективным механизмом управления течением. Уда лось добиться как симметризации изначально несимметричного течения, так и управления направлением искусственно создаваемой асимметрии, а следовательно, и аэродинамической силы.

Эксперименты по применению электрического разряда для управления обтеканием были продолжены на модели прямого крыла. В качестве эле мента управления применялся барьерный электрический разряд. Стратегия управления, как и во всех предыдущих случаях, основывается на неустойчи вости такого отрывного течения к внешним возмущениям. Для управления срывом потока возмущения от разряда можно вносить либо в предотрывный пограничный слой, либо в сдвиговый слой, развивающийся над отрывной зоной. Место расположения разрядника играет ключевую роль. Разряд, рас положенный перед линией отрыва, вводит периодические возмущения ско 4.6. Управление с помощью электрического разряда рости в предотрывный пограничный слой. В случае расположения разряда в отрывной зоне механизм воздействия имеет, скорее всего, акустическую природу. С другой стороны, поверхностный барьерный разряд способен пе редавать часть энергии в виде добавочной скорости в пристенном течении, тем самым делать предотрывный пограничный слой более наполненным.

В обоих случаях разряд призван создать условия, которые будут способ ствовать повышению сопротивляемости пограничного слоя к отрыву.

Эксперименты выполнены в аэродинамической трубе Т-324 ИТПМ СО РАН на модели крыла С-16, размахом 1 м и с хордой 0,5 м. Разрядник пред ставлял собой две полоски из алюминиевой фольги толщиной 50 мкм, ши риной 10 мм и длиной 900 мм, разделенных между собой диэлектрическим барьером из пленки ПВХ толщиной 240 мкм. Электроды распологались вдоль размаха, а их положение относительно линии варьировалось — перед этой линией или позади нее. На электроды подавались различные виды им пульсов. Активация разряда производилась при помощи высоковольтного генератора импульсов, разработанного в ИТПМ СО РАН. Импульсы генери ровались в непрерывном режиме с частотой следования 180–5000 Гц. Мощ ность разряда варьировалась в пределах от 2,5 до 250 Вт.

Влияние разряда на срыв оценивалось с помощью визуализации мето дом шелковинок. На поверхность модели было наклеено большое количе ство шелковинок, которые показывали направление течения. Кроме того, проводились измерения статического давления на модели.

a б Рис. 4.27. Управление обтеканием прямого крыла при помощи барьерного разряда: а — до включения разряда;

б — после включения разряда Глава 4. Управление срывом методами локального воздействия На рис. 4.27 показана картина течения на поверхности модели до и после включения разряда. Угол атаки модели 9 градусов, скорость потока 12 м/с.

Камера установлена позади модели на верхней стенке рабочей части аэро динамической трубы. Это вид на модель сзади и сверху. Видно, что при срыве шелковинки совершают беспорядочные движения, причем с общим направлением от задней кромки модели к передней (рис. 4.27, а). Другими словами, они находятся в возвратном течении, что свидетельствует о нали чии срыва потока на крыле. Картина течения после включения разряда по казана на рис. 427, б. Шелковинки замерли почти неподвижно и направлены от передней кромки модели к задней, что свидетельствует об устранении срыва и присоединении потока. Было найдено два диапазона частот, при которых наиболее эффективно осуществлялось воздействие: это диапазон 100–200 Гц и диапазон в районе 1000 Гц. По-видимому, имеется два ме ханизма, благодаря которым возможно управление отрывом. Один из них связан с неустойчивостью предотрывного пограничного слоя и его быстрой турбулизацией под воздействием разряда. Второй соответствует колебани ям, возникающим в результате глобальной неустойчивости области отрыва.

ЗаКлЮЧение В данной работе выполнен комплекс экспериментальных исследований структуры течения на поверхности крыльев при дозвуковых скоростях по тока в полете и в аэродинамических трубах. Основное внимание уделялось изучению физических процессов, происходящих при переходе к турбулент ности в пограничном слое и при отрыве потока. Полученные сведения могут использоваться для решения практических задач по изучению и совершен ствованию обтекания летательных аппаратов и для уточнения физических моделей наблюдаемых явлений. Основные результаты работы заключаются в следующем.

1. Реализован новый подход к исследованиям явления отрыва потока, имеющий целью систематическое изучение его пространственной трехмер ной природы. Показано, что вихревые структуры являются неотъемлемым свойством отрывных течений. В аэродинамических трубах зафиксировано многообразие форм вихревого течения при отрыве турбулентного погранич ного слоя и при срыве на прямых крыльях. Обнаружены как общие свойства таких течений, выражающиеся в образовании крупномасштабных парных вихрей, вращающихся в плоскости крыла, так и отличия в топологии вих ревых структур в зависимости от типа отрыва, краевых условий, удлинения крыла и других факторов. Существование таких вихрей открывает новое на правление в изучении турбулентного отрыва и срыва потока, так как прин ципиально изменяет физическую картину течения, первоначально предпо лагавшуюся двумерной, и требует создания новой модели явления отрыва с учетом его трехмерности.

2. Предложены новые способы управления обтеканием, основанные на воздействии на вихревую структуру течения при срыве потока. Установле но, что, создавая локальные источники возмущений внутри самой области отрыва, можно добиться как частичного, так и полного присоединения по тока. Выявлены новые возможности управления срывом с помощью внеш него звукового воздействия на процесс развития неустойчивых колебаний течения: обнаружен эффект необратимого устранения срыва, когда поток остается присоединенным после выключения звука. Начатое в данной рабо те изучение восприимчивости крупномасштабных вихревых структур в от рывных течениях к внешним воздействиям — перспективное направление исследований, позволяющее найти эффективные способы управления обте канием.

3. Впервые выполнены систематические исследования трехмерной структуры течения при отрыве турбулентного пограничного слоя и при сры ве на прямых крыльях. С помощью визуализации обтекания продемонстри рованы как общие свойства картин течения, заключающиеся в образовании Заключение крупномасштабных вихрей, вращающихся в плоскости крыла, так и их раз личия в зависимости от типа отрыва, при изменении условий обтекания и под влиянием внешних воздействий.

4. Показано, что именно трехмерностью картины течения объясняется явление гистерезиса срывного обтекания крыла, установленного под по стоянным углом атаки, при изменении скорости потока. Оказалось, что при увеличении скорости присоединение потока к поверхности крыла происхо дит постепенно, начиная с краев модели, а при уменьшении скорости поток остается полностью присоединенным, пока это возможно, а затем проис ходит восстановление срыва сразу на всей поверхности крыла.

5. Показаны новые возможности управления срывом с помощью звука.

Обнаружен эффект необратимого присоединения потока при акустическом воздействии на гистерезисных режимах обтекания (после выключения звука поток остается присоединенным). Продемонстрированы изменения пространственной картины течения под влиянием внешних акустических возмущений, что свидетельствует о восприимчивости крупномасштабных вихревых структур к внешним воздействиям.

6. Предложен новый способ управления срывом, основанный на ис пользовании локализованных (точечных) источников возмущений, устанав ливаемых не на передней кромке крыла, а позади линии отрыва в области возвратного течения. Обнаружено, что в этом случае также изменяется про странственная вихревая структура течения. Такое воздействие позволяет управлять обтеканием и, в некоторых случаях, полностью устранять срыв.

7. Начатое в данной работе изучение пространственных характеристик отрывных течений, в том числе вихревых структур, чувствительных к из менению условий обтекания и слабым внешним воздействиям, — перспек тивное направление исследований, позволяющее получить более точные представления о фундаментальных свойствах отрывных течений и найти эффективные способы управления ими.

СПиСОК лиТеРаТУРЫ 1. Чжен П. Отрывные течения. М.: Мир, 1972. Т. 1. 300 с.

2. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М.: Наука, Физматлит, 1969.

744 с.

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

4. Гогиш Л. В., Степанов Г. Ю. Отрывные и кавитационные течения:

основные свойства и расчетные модели. М.: Наука, 1990. 384 с.

5. Белоцерковский С. М., Ништ М. И., Котовский В. Н., Федоров В. М.

Трехмерное отрывное обтекание тел произвольной формы. М.: Изд. отд.

ЦАГИ, 2000. 266 с.

6. Козлов В. В. Физика структуры потоков. Отрыв потока // Соросовский образовательный журнал. 1998. № 4 (29). С. 86–94.

7. Winkelmann A. E., Barlow J. B. A flowfield model for a rectangular planform wing beyond stall // AIAA J. 1980. Vol. 18, № 8. P. 1006–1008. (Перевод: Вин кельманн А. Э., Барлоу Дж. Б. Схема обтекания прямоугольного в плане кры ла при срыве // РТК. 1980. Т. 18, № 8. С. 180–182) 8. Bippes H., Jacob H., Turk M. Experimental investigations of the separated flow around a rectangular wing // DFVLR-FB. 1981. № 81–12 (in German). 55 p.

9. Bippes H. Experimental investigation of topological structures in three dimensional separated flow // Boundary-Layer Separation (Eds. F. T. Smith, S. N. Brown). Berlin: Springer-Verlag, 1987. P. 379–382.

10. Tobak M., Peake D. J. Topological structures on three-dimensional separated flows // AIAA Pap. 1981. № 81–1260. 17 p.

11. Dallman V. Topological structures on three-dimensional vortex flow separation // AIAA Pap. 1983. № 83-1735. 25p.

12. Weihs D., Katz J. Cellular patterns in poststall flow over unswept wings // AIAA J. 1983. Vol. 21, № 12. P. 1757–1759.

13. Нейланд В. Я., Столяров Г. И. Об одном виде отрывного течения на прямоугольном крыле // Учен. записки ЦАГИ. 1982. Т. 13, № 1. С. 83–88.

14. Нейланд В. Я., Столяров Г. И., Табачников В. Г. Влияние относитель ной олщины прямоугольного крыла малого удлинения и числа Рейнольдса на режимы перестройки структуры обтекания // Учен. записки ЦАГИ. 1985.

Т. 16, № 3. С. 1–10.

15. Колмаков Ю. А., Рыжов Ю. А., Столяров Г. И., Табачников В. Г. Ис следование структуры обтекания прямоугольного крыла = 5 на больших углах атаки // Тр. ЦАГИ. 1985. Вып. 2290. С. 84–89.

16. Головкин М. А., Горбань В. П., Симусева Е. В., Стратонович А. Н. Об текание прямого крыла при стационарных и квазистационарных внешних условиях // Учен. записки ЦАГИ. 1987. Т. 18, № 3. С. 1–12.

Список литературы 17. Broeren A. P., Bragg M. B. Spanwise variation in the unsteady stalling flowfieds of two-dimensional airfoil models // AIAA J. 2001. Vol. 39, № 9.

P. 1641–1651.

18. Traub L. W., Cooper E. An experimental investigation of pressure measurements and airfoil characteristics at low Reynolds numbers // J. Aircraft.

2008. Vol. 45, № 4. P. 1322–1333.

19. Bastedo Jr. W. G., Mueller T. J. Spanwise variation of laminar separation bubbles on wings at low Reynolds numbers // J. of Aircraft. 1986. Vol. 23, № 9.


P. 687–694.

20. Huang R. F., Lin C. L. Vortex shedding and shear-layer instability of wing at low Reynolds number // AIAA J. 1995. Vol. 33, № 8. P. 1398–1403.

21. Huang R. F., Lee H. W. Effects of freestream turbulence on wing surface flow and aerodynamic performance // J. Aircraft. 1999. Vol. 36, № 6.

P. 965–972.

22. Gresham N. T., Wang Z., Gursul I. Self-indused roll oscillations on non slender wings // AIAA J. 2009. Vol. 47, № 3. P. 481–483.

23. Wong C., Kontis K. Flow control by spanwise blowing on a NACA 0012 // J. Aircraft. 2007. Vol. 44, № 1. P. 337–340.

24. Seshagiri A., Cooper E., Traub L. W. Effects of vortex generators on an airfoil at low Reynolds numbers // J. Aircraft. 2009. Vol. 46, № 1. P. 116–122.

25. Parker K., Soria J., von Ellenrieder K. D. Thrust measurements from a finite-span flapping wing // AIAA J. 2007. Vol. 45, № 1. P. 58–70.

26. Meier R., Hage W., Bechert D. W., Schatz M., Knacke T., Thiele F.

Separation control by self-activated movable flaps // AIAA J. 2007. Vol. 45, № 1.

P. 191–199.

27. Струминский В. В. Аэродинамика стреловидных крыльев // Тр.

ЦАГИ. 1948. № 059. 66 с.

28. Арнаутов Е. В., Лучинский М. Н. Явления, возникающие при некото рых отрывных течениях на несущих поверхностях // Техника Воздушного Флота. 2003. № 4. С. 38–39.

29. Колин И. В., Марков В. Г., Суханов В. Л., Трифонова Т. И., Шухов цов Д. В. Исследования развития нестационарного отрыва потока на модели со стреловидным крылом // МЖГ. 2009. № 5. С. 60–67.

30. Jaroch M. Oil flow visualization experiments in the separated and reattachment regions of the flow past a trasverse flat plate with a long splitter plate // Z. Flugwiss. Weltraumforsch. 1987. Vol. 11. P. 230–236.

31. Ruderich R., Fernholz H. H. An experimental investigation of a turbulent shear flow with separation, reverse flow, and reattachment // J. Fluid Mech. 1986.

Vol. 163. P. 283–322.

Список литературы 32. Терехов В. И., Ярыгина Н. И., Смульский Я. И. Тепловые и динами ческие характеристики отрывного течения за плоским ребром с различной ориентацией к потоку // ПМТФ. 2007. Т. 48, № 1. С. 103–109.

33. Молочников В. М., Михеев Н. И., Паерелий А. А., Хайрасов К. Р. Отрыв потока за выступом в канале при ламинарном режиме течения // Теплофизи ка и аэромеханика. 2009. Т. 15, № 4. С. 611–622.

34. Козлов А. П. Проявление трехмерности в двумерных отрывных тече ниях // Докл. РАН. 1994. Т. 338, № 3. С. 337–339.

35. Ларичкин В. В. Аэродинамика цилиндрических тел и некоторые ин женерные задачи экологии. Новосибирск.: Изд-во НГТУ, 2006. 304 с.

36. Корнилов В. И. Пространственные пристенные турбулентные течения в угловых конфигурациях. Новосибирск: Наука, 2000. 399 с.

37. Дьяченко А. Ю., Терехов В. И., Ярыгина Н. И. Обтекание турбулент ным потоком поперечной каверны с наклонными боковыми стенками // ПМТФ. 2006. Т. 45, № 5. С. 68–76.

38. Бойко А. В., Довгаль А. В., Занин Б. Ю., Козлов В. В. О пространствен ной структуре отрывных течений на крыловых профилях (обзор) // Тепло физика и аэромеханика. 1996. Т. 3, № 1. С. 1–14.

39. Занин Б. Ю., Козлов В. В., Проскрянов В. Г. Структура турбулентного отрыва на прямом крыле при различных условиях обтекания // Учен. Запи ски ЦАГИ. 1999. Т. 30, № 1–2, С. 77–83.

40. Козлов В. В., Занин Б. Ю., Зверков И. Д. Развитие возмущений при одновременном возникновении двух типов отрыва на модели крыла // Теп лофизика и аэромеханика. 2001. Т. 8, № 4. С. 525–530.

41. Занин Б. Ю., Зверков И. Д., Козлов В. В., Павленко А. М. Вихревая структура отрывных течений на моделях крыльев при малых скоростях по тока // МЖГ. 2008. № 6. С. 114–120.

42. Занин Б. Ю., Зверков И. Д. Влияние концевых шайб на топологию срывного течения на прямом крыле // Аэромеханика и газовая динамика.

2002. № 3. С. 68–72.

43. Жаркова Г. М., Сонин Ф. С. Жидкокристаллические композиты. Но восибирск: Наука, Сиб. отд-ние, 1994. 211 с.

44. Довгаль А. В., Жаркова Г. М., Занин Б. Ю., Коврижина В. Н. Приме нение жидкокристаллических покрытий для исследования отрыва потока // Учен. записки ЦАГИ. 2001. Т. 32, № 3–4. C. 157–164.

45. Zharkova G. M., Zanin B. Yu., Kovrizhina V. N., Brylyakov A. P. Free stream turbulence effect on the flow structure over the finite span straight wing // Journal of Visualization. The Visualization Society of Japan. 2002. Vol. 5, № 2.


P. 169–176.

Список литературы 46. Жаркова Г. М., Занин Б. Ю., Коврижина В. Н., Сбоев Д. С., Брыляков А. П. Образование системы продольных вихрей на наветренной стороне крыла при повышенной внешней турбулентности (краткое сообщение) // Теплофизика и аэромеханика. 2002. Т. 9, № 2. С. 213–215.

47. Брыляков А. П., Жаркова Г. М., Занин Б. Ю., Коврижина В. Н., Сбо ев Д. С. Стационарные продольные структуры в пограничном слое на скользящем крыле при повышенной степени турбулентности набегающего потока // ПМТФ. 2003. Т. 44, № 5. С. 56–63.

48. Брыляков А. П., Жаркова Г. М., Занин Б. Ю., Коврижина В. Н., Сбо ев Д. С. Влияние турбулентности набегающего потока на структуру течения на клине и наветренной стороне профиля // ПМТФ. 2004. Т. 45, № 4. С. 64–71.

49. Брыляков А. П., Жаркова Г. М., Занин Б. Ю., Коврижина В. Н., Сбо ев Д. С. Отрыв потока на прямом крыле при повышенной внешней турбу лентности // Учен. записки ЦАГИ. 2004. Т. 35, № 1–2. С. 57–62.

50. Караваев Ю. А., Прудников Ю. Л., Часовников Е. А. Особенности фор мирования статического гистерезиса аэродинамических характеристик пря моугольного крыла // Учен. записки ЦАГИ. 1986. Т. 17, № 6. С. 95–98.

51. Колин И. В., Суханов В. Л., Трифонова Т. И., Шуховцов Д. В. Суще ствование и устойчивость внутренних границ области множественного гистерезиса статических аэродинамических сил и моментов // МЖГ. 2002.

№ 2. С. 199–206.

52. Захаренков М. Н. Численное моделирование гистерезисных транс формаций завихренного течения около профиля // Теплофизика и Аэромеха ника. 2007. Т. 4, № 1. С. 25–32.

53. Занин Б. Ю. Гистерезис отрывного обтекания модели прямого крыла при изменении скорости потока // ПМТФ. 1997. Т. 38, № 5. С. 80–84.

54. Гиневский А. С., Власов Е. В., Колесников А. В. Аэроакустические вза имодействия. М.: Машиностроение, 1978. 177 с.

55. Лушин В. Н. Обтекание крыла конечного размаха при внешнем звуко вом воздействии // Сиб. физ.-техн. журн. 1992. № 4. С. 64–68.

56. Leconte J. On the influence of musical sounds on the flame of a jet of coal gas // Philosophical Magazine. 1858. Vol. 15. P. 235–239.

57. Schubauer G. B., Skramstad H. K. Laminar boundary-layer oscillations and transition on a flat plate // NACA Rept. 1948. № 909.

58. Peterca J. A., Richardson P. D. Effects of sound on separated flow // J. Fluid Mech. 1969. Vol. 37. Pt. 2. P. 265–287.

59. Roos F. W., Kegelman J. T. Control of coherent structures in reattaching laminar and turbulent shear layers // AIAA J. 1986. Vol. 24, № 12.

P. 1956–1963.

60. Chang P. K. Drag reduction of an airfoil by injection of sound energy // J. of Aerospace sci. 1961. Vol. 28, № 9. P. 742–743.

Список литературы 61. Collins F. G., Zelenewitz J. Influence of sound upon separated flow over wings // AIAA J. 1975. Vol. 13, № 3. P. 408-410.

62. Ahuja K. K., Burrin R. H. Control of flow separation by sound // AIAA Pap. 1984. № 84–2298.

63. Zaman K. B. N., Bar-Sever A., Mangalam S. M. Effect of acoustic excitation on the flow over a low-Re airfoil // J. Fluid Mech. 1987. Vol. 182. P. 127–148.

64. Hsiso F. B., Lin C. F., Shyu J. Y. Control of wallseparated flow by internal acoustic excitation // AIAA J. 1990. Vol. 28, № 8. P. 1440–1446.

65. Nishioka M., Assai M., Yoshida S. Control of flow separation by acoustic excitation // AIAA J. 1990. Vol. 28, № 11. P. 1909–1915.

66. Жигулев С. В., Федоров А. В. Исследование влияния ультразвукового акустического поля на отрыв пограничного слоя на профиле // Учен. запи ски ЦАГИ. 1990. Т. 21, № 6. С. 58–66.

67. Каравосов Р. К., Прозоров А. Г. Влияние звукового облучения на об текание крыла при малых числах Рейнольдса // Тр. ЦАГИ. 1976. № 1790.

С. 12–23.

68. Collins F. G. Boundary-layer control on wings using sound and leading edge separations // AIAA J. 1981. Vol. 19, № 2. P. 129–130.

69. Hsiao F. B., Liu C. F., Shyu J. Y. Control of wall-separated by internal acoustic excitation // AIAA J. 1990. Vol. 28, № 8. P. 1440–1446.

70. Huang L. S. Maestrello L., Bryant T. D. Separation control over an airfoil at high angles of attack by sound emanating from the surface // AIAA Pap. 1987.

№ 87–1261.

71. Бойко А. В., Грек Г. Р., Довгаль А. В., Козлов В. В. Возникновение тур булентности в пристенных течениях. Новосибирск: Наука, Сиб. предприя тие РАН. 1999. 328 с.

72. Козлов В. В. Отрыв потока от передней кромки и влияние на него аку стических возмущений // ПМТФ. 1985. № 2. С. 112–115.

73. Kozlov V. V., Grosche F.-R., Dovgal A. V., Bippes H., Kuhn A., Stiewitt H.

Control of leading–edge separation by acoustic excitation // DLR-IB. 1993.

№ 222-93 (in German). 50 р.

74. Занин Б. Ю., Козлов В. В., Лушин В. Н. Управление глобальным отры вом потока при помощи акустического воздействия. Новосибирск, 1990. 15 c.

(Препринт / АН СССР. Сиб. отд. Ин-т теорет. и прикл. механики;

№ 2-90).

75. Kozlov V. V., Lushin V. N., Zanin B. Yu. Separated flow reattachment at an airfoil under sonic effect // Proc. IUTAM-Symposium «Separated flow and jets», Novosibirsk, 1990. Berlin: Springer, 1991. P. 516–528.

76. Занин Б. Ю., Козлов В. В., Лушин В. Н. Управление отрывом потока на прямом и скользящем крыле при помощи звукового воздействия // Сиб.

физ.-техн. журнал. 1992. Вып. 3. С. 32–36.

Список литературы 77. Brylyakov A. P., Zanin B. Yu., Kovrizhina V. N. and Zharkova G. M.

Аcoustic excitation of stationary streamwise structures in a separation region on a straight wing // Physics of Fluids. 2005. Vol. 17, № 7. P. 078107–078111.

78. Бойко А. В., Довгаль А. В., Занин Б. Ю., Козлов В. В., Лушин В. Н., Сыз ранцев В. В. Топология глобального отрыва на модели крыла в присутствии источников стационарных возмущений // Теплофизика и аэромеханика.

1995. Т. 2, № 1. С. 37–45.

79. Занин Б. Ю., Козлов В. В., Маврин О. В. О способе управления гло бальным отрывом потока // Теплофизика и аэромеханика. 1997. Т. 4, № 4.

С. 381–385.

80. Занин Б. Ю., Козлов В. В. Способ управления срывом потока // Патент на изобретение РФ. 1999. № 2128601.

81. Занин Б. Ю., Зверков И. Д., Козлов В. В., Павленко А. М. О новых ме тодах управления дозвуковыми отрывными течениями // Вестник Новосиб.

гос. ун–та. 2007. Серия: Физика. Т. 2, вып. 1. С. 10–18.

82. Занин Б. Ю., Зверков И. Д., Козлов В. В., Павленко А. М. Способ управ ления отрывом потока // Патент на изобретение РФ. 2008. № 2328411.

83. Павленко А. М., Занин Б. Ю., Катасонов М. М., Зверков И. Д. Преобра зование структуры отрывного течения с помощью локального воздействия // Теплофизика и аэромеханика. 2010. Т. 16, № 1. С. 17–22.

84. Зверков И. Д., Занин Б. Ю. Влияние формы поверхности крыла на от рыв потока // Теплофизика и аэромеханика. 2003. Т. 10, № 2. С. 205–213.

85. Zverkov I., Zanin B., Kozlov V. Disturbances growth in boundary layers on classical and wavy surface wings // AIAA J. 2008. Vol. 46, № 12. P. 3149–3158.

86. Hggmark C. P., Bakchinov A. A., Alfredsson, P. H. Experiments on a two dimensional laminar separation bubble // Phil. Trans. R. Soc. Lond. 2000. A 358.

P. 3193–3205.

87. Довгаль А. В., Сорокин А. М. Неустойчивость течения в зоне отрыва ламинарного пограничного слоя к сходу периодических вихрей // Теплофи зика и Аэромеханика. 2001. Т. 8, № 2. С. 27–36.

88. Bernhardt J. E., Williams D. R. Close-loop control of forebody flow asymmetry // Journal of Aircraft. 2000. Vol. 37, № 3. P. 491–498.

89. Shalaev V., Fedorov A., Malmuth N., Zharov V., Shalaev I. Plasma control of forebody nose symmetry breaking // AIAA Paper. 2003. № 2003-34.

90. Фомин В. М., Маслов А. А., Занин Б. Ю., Сидоренко А. А., Фоми чев В. П., Постников Б. В., Malmuth N. Управление вихревым обтеканием тел вращения при помощи электрического разряда // Докл. Акад. наук. 2004.

Т. 396, № 5. С. 624–627.

Учебное издание Занин Борис Юрьевич Козлов Виктор Владимирович ВИХРЕВЫЕ СТРУКТУРЫ В ДОЗВУКОВЫХ ОТРЫВНЫХ ТЕЧЕНИЯХ Учебное пособие Редактор К. В. Шмугурова Оригинал-макет А. С. Терешкиной Подписано в печать 12.01.2011 г.

Формат 60 84 1/16. Уч.-изд. л. 7,25. Усл. печ. л. 6,7.

Тираж 100 экз. Заказ № Редакционно-издательский центр НГУ 630090, Новосибирск-90, ул. Пирогова, 2.



Pages:     | 1 | 2 ||
 





 
© 2013 www.libed.ru - «Бесплатная библиотека научно-практических конференций»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.