Помощь в учёбе, очень быстро...
Работаем вместе до победы

Устойчивость и управление гиперзвуковыми ударными слоями

Диссертация: Устойчивость и управление гиперзвуковыми ударными слоями
ДиссертацияПомощь в написанииУзнать стоимостьмоей работы

Наиболее известными и проработанными моделями для исследования устойчивости сверхзвуковых ПС являются локально-параллельная линейная теория устойчивости и параболизованные уравнения устойчивости. Эти модели хорошо зарекомендовали себя для описания течений со слабым вязко-невязким взаимодействием. В случае же гиперзвуковых ударных слоев головной скачок уплотнения расположен настолько близко… Читать ещё >

Содержание

  • 0. 1. Общий анализ проблемы
  • 0. 2. Структура работы
  • Глава 1. Решение задачи обтекания заостренных тел гиперзвуковым потоком газа в рамках модели ПВУС
    • 1. 1. Модель ПВУС: постановка задачи
    • 1. 2. Алгоритм решения и разностная схема
    • 1. 3. Расчетное исследование ПВУС на пластине под нулевым углом атаки
    • 1. 4. Расчетное исследование ПВУС на пластине под углом атаки
    • 1. 5. Расчетное исследование ПВУС на конусе под нулевым углом атаки
    • 1. 6. Сравнительный анализ характеристик ВУС для осесимметричных и плоских течений
    • 1. 7. Выводы по главе 1
  • Глава 2. Численное решение задачи устойчивости гиперзвукового ударного слоя плоской пластины в рамках линейной теории устойчивости с учетом влияния ударной волны
    • 2. 1. Вводные замечания и обзор работ по устойчивости гиперзвуковых течений
    • 2. 2. Характеристики среднего течения
    • 2. 3. Линеаризованные условия на УВ для уравнений устойчивости
    • 2. 4. Задача линейной устойчивости ударного слоя на пластине
    • 2. 5. Выводы по главе 2
  • Глава 3. Прямое численное моделирование взаимодействия вязкого ударного слоя с внешними акустическими возмущениями
    • 3. 1. Вводные замечания и обзор работ
    • 3. 2. Постановка задачи.'
    • 3. 3. Алгоритм решения и численный метод
    • 3. 4. Стационарное течение: расчет и эксперимент
    • 3. 5. Взаимодействие ВУС с внешними акустическими волнами при 0=
    • 3. 6. Сравнение с линейной невязкой теорией взаимодействия возмущений с ударной волной
    • 3. 7. Механизм формирования пульсаций плотности
    • 3. 8. Влияние внешних условий на эволюцию возмущений
    • 3. 9. Влияние частоты внешних акустических возмущений
    • 3. 10. Численное исследование вязкого ударного слоя на пластине при разных углах распространения внешних акустических волн
    • 3. 11. Сравнение с линейной теорией устойчивости
    • 3. 12. Влияние амплитуды внешних акустических возмущений. Нелинейные волновые процессы в гиперзвуковом ударном слое
    • 3. 13. Многоволновые процессы в гиперзвуковом вязком ударном слое
    • 3. 14. Выводы по главе
  • Глава 4. Прямое численное моделирование взаимодействия вязкого ударного слоя с локализованными начальными возмущениями, вводимыми с поверхности пластины вблизи ее передней кромки
    • 4. 1. Вводные замечания и обзор работ
    • 4. 2. Постановка задачи, алгоритм решения и численный метод
    • 4. 3. Сравнение с экспериментальными данными
    • 4. 4. Восприимчивость ударного слоя к возмущениям, локально вводимым вблизи передней кромки пластины
      • 4. 4. 1. Влияние числа Маха
      • 4. 4. 2. Влияние местоположения источника возмущений
      • 4. 4. 3. Механизм формирования пульсаций в ударном слое от возмущений источника вдув-отсос
      • 4. 4. 4. Влияние частоты локальных возмущений типа вдув-отсос
      • 4. 4. 5. Влияние амплитуды локальных возмущений типа вдув-отсос
    • 4. 5. Многоволновые процессы в гиперзвуковом вязком ударном слое
    • 4. 6. Выводы по главе 4
  • Глава 5. Прямое численное моделирование управления развитием возмущений вязкого ударного слоя
    • 5. 1. Вводные замечания и обзор работ
    • 5. 2. Подбор амплитуды локализованных возмущений
    • 5. 3. Подбор фазы локализованных возмущений
    • 5. 4. Управление развитием возмущений интерференционным методом
    • 5. 5. Сравнение с экспериментом
    • 5. 6. Управление многоволновыми процессами в гиперзвуковом вязком ударном слое
    • 5. 7. Выводы по главе 5
  • Глава 6. Волновые процессы в гиперзвуковом ударном слое на пластине под углом атаки
    • 6. 1. Вводные замечания и обзор работ
    • 6. 2. Численный метод
    • 6. 3. Результаты расчетов. Сравнение с экспериментом
    • 6. 4. Выводы главы

    • Устойчивость и управление гиперзвуковыми ударными слоями (реферат, курсовая, диплом, контрольная)

    Развитие космическойтехники и создание высокоскоростных самолетов вызвало интерес к изучению' характеристик возмущений в гиперзвуковых пограничных слоях: Интерес к этой проблеме объясняется не только ее важностью с точки зрения фундаментальных исследований, но и большим прикладным значением. Результаты исследований пограничных и ударных слоев при гиперзвуковых скоростях полета приобретают первостепенное значение при проектировании перспективных летательных аппаратов. Актуальность этих исследований связана с их существенным влиянием на уровень тепловых потоков, интенсивность силовых и вибрационных нагрузок на конструкцию гиперзвуковых аппаратов. Изучение закономерностей развития возмущений, механизма восприимчивости, ламинарно-турбулентного перехода и управления возмущениями в гиперзвуковых течениях представляет собой одну из важных фундаментальных проблем современной аэрогидродинамики.

    При входе летательного аппарата в земную атмосферу на его поверхности реализуется сложная' структура поля течения [1], широкий спектр режимов обтекания (рис. 0.1). Вблизи передних кромок существует область течения, в которой пограничный слой (ПС) и ударная волна (УВ) взаимодействуют и сливаются в такой степени, что между ними невозможно провести четкую границу. Эта область размазанного слоя асимптотически переходит в область сильного вязко-невязкого взаимодействия. В области сильного взаимодействия либо не удается четко выделить зону невязкого течения между УВ и ПС, либо она мала. Далее реализуется режим слабого вязко-невязкого взаимодействия, где невязкое течение играет значительную роль. Режимы размазанного слоя и сильного взаимодействия можно объединить в режим вязкого ударного слоя.

    Рис. 0.1. Схема гиперзвукового обтекания плоской пластины: I — размазанный слойII — сильное вязко-невязкое взаимодействиеIII — слабое вязко-невязкое взаимодействие.

    Вязкий ударный слой (ВУС) всегда формируется на передних кромках гиперзвуковых летательных аппаратов, где локальное число Рейнольдса еще невелико и вязкие силы доминируют в области течения за головной УВ. Его протяженность зависит от условий обтекания. Например, у самолета, летящего со скоростью соответствующей числу Маха 12 на высоте 60 км, длина области ВУС от передней кромки составляет 1 м. Возмущения, формирующиеся в ударном слое, сносятся вниз по потоку и оказывают влияние на развитие возмущений и ламинарно-турбулентный переход в гиперзвуковом ПС летательного аппарата в целом. Последнее влияет на сопротивление трения, аэродинамические характеристики, величину и распределение тепловых потоков на поверхности корпуса летательного аппарата. Этим и оределяется актуальность исследований нестационарных процессов в гиперзвуковых течениях.

    Для изучения сложных фундаментальных проблем аэрогидродинамики имеются два пути — экспериментальный и теоретический. Развитие авиационно-космической летательной техники содействовало разработке теории гиперзвуковых течений и проведению обширных экспериментальных исследований в аэродинамических трубах и натурном полете, которые были обобщены в ряде монографий [1−4].

    Возможности экспериментального моделирования восприимчивости и развития возмущений в гиперзвуковом ударном слое в аэродинамических трубах весьма ограничены, в частности, не моделируются числа Рейнольдса и энтальпия потока, соответствующие реальному полету. Сложность параметрических исследований в гиперзвуковых аэродинамических трубах и ограниченное число измеряемых параметров не позволяет построить целостную картину волновых процессов в ударном слое. С другой стороны, понимание механизмов возникновения и развития возмущений в ударном слое, их иерархии и взаимосвязи необходимо для выбора эффективного метода воздействия на пульсации.

    Развитие численных методов существенно сокращает время и затраты на проведение экспериментальных исследований сложных течений, позволяет получить все поле газодинамических параметров потока, выполнить широкие параметрические исследования изучаемого процесса. Численное моделирование имеет неоспоримое преимущество для предсказания характеристик течений в условиях высокоэнтальпийных гиперзвуковых потоков, а экспериментальные данные важны для верификации математической модели и численного алгоритма.

    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 [5]. Исследования проблемы устойчивости и ламинарно-турбулентного перехода описаны в многочисленных монографиях [6−17].

    За последние 40−50 лет накоплен большой объем экспериментальных и теоретических знаний по проблеме устойчивости пограничного слоя и развития в нем пульсаций. Особый интерес в рамках этой проблемы представляет задача устойчивости и развития возмущений в пограничном слое на поверхности аппарата, движущегося в высоких слоях атмосферы при больших числах Маха. Пик интереса к этой проблеме пришелся на конец 60-х — начало 70-х годов, когда в США и СССР начались работы по созданию возвращаемого аппарата многоразового использования.

    К исследованию ламинарно-турбулентного перехода в гиперзвуковых течениях применимы несколько подходов:

    1) моделирование стационарного обтекания пластины в рамках различных известных уравнений, пригодных для описания течений при гиперзвуковых скоростях потока;

    2) применение линейной теории устойчивости для анализа развития неустойчивости стационарного течения;

    3) прямое численное моделирование неустойчивости гиперзвукового вязкого ударного слоя;

    4) постановка модельных экспериментов в гиперзвуковой трубе с целью верификации результатов расчета.

    ВУС имеет ряд специфических особенностей, отличающих его от ПС. В случае гиперзвукового ударного слоя.

    • течение не параллельно, и существуют значительная расходимость течения и продольный градиент давления;

    • головная УВ расположена очень близко к ПС;

    • при больших числах Маха становится существенным эффект вязко-невязкого взаимодействия.

    Поэтому задача стационарного обтекания тел гиперзвуковым потоком газа может быть решена в рамках уравнений ПС с учетом вязко-невязкого взаимодействия [18−23], Задача о взаимодействии состоит в нахождении решения для классического ПС при внешнем давлении, неизвестном заранее, а определяемом с помощью соотношений в гиперзвуковом течении в зависимости от степени роста самого ПС. Т.о. надо решать сразу 2 задачи: невязкого обтекания модели и ПС.

    Другим подходом к решению задачи об обтекании тел гиперзвуковым потоком является решение уравнений полного вязкого ударного слоя (ГГВУС) [24−26], согласно которому все поле течения от тела до УВ рассматривается как единое целое. Уравнения ГГОУС содержат все члены уравнений ПС (до второго порядка относительно 1 /л/яё) и члены уравнений Эйлера для внешнего невязкого потока. Т.о. уравнения ПВУС, можно сравнить с параболизованными уравнениями Навье-Стокса. В работе [27] показано, что уравнения ВУС относительно просты и дают хорошие результаты в промежуточном диапазоне чисел Рейнольдса. Модель классического ПС [6,28,29] лучше использовать при больших числах Рейнольдса.

    Наиболее известными и проработанными моделями для исследования устойчивости сверхзвуковых ПС являются локально-параллельная линейная теория устойчивости [7,9,30−35] и параболизованные уравнения устойчивости [36−40]. Эти модели хорошо зарекомендовали себя для описания течений со слабым вязко-невязким взаимодействием. В случае же гиперзвуковых ударных слоев головной скачок уплотнения расположен настолько близко к верхней границе ПС, что поперечные размеры ударного и пограничного слоев сопоставимы, и в этом случае следует учитывать влияние УВ и вязко-невязкого взаимодействия на характеристики устойчивости. В' [41−43] из стационарных условий Ренкина-Гюгонио на скачке уплотнения получены уравнения для возмущений, которые затем используются как граничные условия на УВ для линейных уравнений устойчивости. Исследование устойчивости ВУС на пластине в рамках данного подхода приведено в главе 2 диссертации.

    Анализ данных по ламинарно-турбулентному переходу показывает, что в случае малых внешних возмущений ламинарно-турбулентный переход в ПС обусловлен неустойчивостью ламинарного режима течения. Теоретические исследования [5] показывают, что часть области перехода занимает линейная стадия развития неустойчивых возмущений. Линейная стадия для «сверхзвуковых сжимаемых течений с умеренными числами Маха подробно исследована как в теоретическом, так и в экспериментальном плане, и обзор этих исследований приведен в [9]. Однако эти результаты не могут быть перенесены на большие скорости потока в силу особенностей ВУС, описанных выше. К тому же необходимо знать не только характер уже сформировавшихся волн неустойчивости, но и механизмы их возбуждения.

    Наиболее перспективным в данном случае становится использование прямого численного моделирования (ПЧМ) на основе полных нестационарных уравнений Навье-Стокса. Этот подход позволяет отказаться от упрощающих предположений модели ПС и ПВУС и непосредственно получать стационарные и нестационарные поля течения. Метод ПЧМ был успешно применен для моделирования возмущений в гиперзвуковом ПС [44−52] при умеренных числах Маха (Моо<10). Как показал опыт этих исследований, привлечение линейной теории устойчивости облегчает интерпретацию результатов исследований.

    Анализ ламинарно-турбулентного перехода в ПС традиционно начинают с задачи восприимчивости, т. е. возбуждения волн неустойчивости внешними возмущениями. Выяснение путей и причин возникновения возмущений в ударном слое, то есть процесс генерации возмущений, составляет содержание проблемы его восприимчивости. По аналогии с дозвуковыми течениями [16, 53], для гиперзвуковых течений также можно выделить два случая возбуждения возмущений ВУС: непрерывную (распределенную) генерацию в протяженной области течения и локализованную — при сосредоточенном в пространстве воздействии. Генерация волн неустойчивости под воздействием акустических возмущений внешнего потока может служить примером распределенной генерации колебаний ударного слоя, а генерация волн неустойчивости под воздействием возмущений типа периодического вдува-отсоса, генерируемых на поверхности тела вблизи передней кромки, — примером локализованной генерации.

    Характеристики возмущений в гиперзвуковом ударном слое определяются следующими основными процессами: воздействием возмущений внешнего потока на ударный слой, генерацией возмущений внутри ударного слоя и развитием возмущений при их конвекции вниз по потоку. Эти процессы взаимосвязаны, идут одновременно на всем протяжении ударного слоя и могут быть определены как единый механизм распределенной восприимчивости. Наиболее четко проблема восприимчивости была сформулирована в работе [54]. Восприимчивость является важной начальной стадией ламинарно-турбулентного перехода в ПС, воздействие на которую входит в круг возможных методов управления ламинарно-турбулентным переходом при высокоскоростном обтекании, приведенных в обзоре [55]. В связи с этим представляет интерес изучение восприимчивости гиперзвукового ударного слоя к пульсациям внешнего потока и к возмущениям от источников на обтекаемой поверхности, а также разработка методов управления интенсивностью пульсаций, возникающих в ударном слое.

    В настоящее время степень проработки этой проблемы является недостаточной. Немногочисленные экспериментальные исследования волновых процессов в гиперзвуковом ударном слое были начаты в конце 60-х годов и, фактически, прекращены в начале 70-х годов прошлого века. Их основные результаты приведены в работах [56−61]. В них были получены отдельные данные о распределении интегральных характеристик пульсаций массового расхода, плотности и температуры в ударном слое и гиперзвуковом слое смешения для умеренных единичных чисел Рейнольдса в диапазоне чисел Маха М", = 7 -г- 43. В последнее время с помощью не возмущающего поток метода электронно-пучковой флюоресценции азота были проведены измерения характеристик пульсаций плотности в ударном слое на пластине, остром конусе, радиусной поверхности сжатия и в следе за телом для числа Маха Мт = 21 и единичного числа Рейнольдса Re) oo = 6−10э 1/м [62−66]. Возможности метода позволили измерить поле средней плотности, спектры ифазовую скорость пульсаций плотности в ударном слое, вычислить скорость роста возмущений. Численные исследования процессов восприимчивости и развития возмущений в гиперзвуковых ударных слоях ограничиваются числами Маха меньше 10 [44−52].

    Важным этапом решения проблемы управления ламинарно-турбулентным переходом является разработка и создание методов и устройств управления интенсивностью пульсаций в гиперзвуковых ударных слоях. Задача управления возмущениями может быть решена разными методами, систематизация которых наиболее полно приведена в обзоре [67]. Важным вопросом является правильный выбор методов воздействия. Анализ работ [55,67−73] показывает, что выбор метода воздействия на возмущения в ПС определяется параметрами среднего течения и типом моды возмущений.

    В дозвуковых ПС, где основным типом возмущений являются волны Толмина-Шлихтинга, успешно используются интерференционные методы управления с помощью устройств типа вдув-отсос, вибрирующая лента, микроэлектромеханических устройств (МЭМС), локального периодического нагрева и электрического разряда [68−71]. В сверхзвуковых и умеренно гиперзвуковых ПС, где преимущественно развиваются возмущения акустической, моды, успешно применяется метод подавления акустических возмущений звукопоглощающим пористым покрытием [52, 72, 73]. Для гиперзвукового ударного слоя также должен быть определен оптимальный метод воздействия.

    Сказанное выше определяет актуальность проведения исследований по устойчивости и управлению возмущениями в ВУС и позволяет сформулировать цели диссертационной работы:

    1. Исследование характеристик среднего течения на заостренных телах при их обтекании потоком газа при больших числах Маха и умеренных числах Рейнольдсаверификация сравнением с различными экспериментальными данными и расчетами других авторовпроведение параметрических расчетов в широком диапазоне определяющих параметров и представление результатов в виде безразмерных универсальных зависимостей;

    2. Численное моделирование устойчивости гиперзвукового ВУС в рамках линейной теории устойчивости с учетом влияния УВ, близкорасположенной к ПС;

    3. ПЧМ генерации и развития возмущений в гиперзвуковом ВУС на пластине при воздействии на него внешних акустических волн и возмущений, исходящих с обтекаемой поверхностиполучение характеристик возмущений в ударном слое при гиперзвуковых скоростях внешнего потока;

    4. Постановка модельных экспериментов для верификации данных численного моделирования;

    5. Выявление механизмов генерации и развития возмущений в гиперзвуковом ударном слое и определение методов управления интенсивностью пульсаций в ВУС.

    Структура работы. Диссертация состоит из введения, шести глав, заключения и списка литературы из 272 ед.

    6.4. Выводы по главе 6.

    1. Впервые выполнено прямое численное моделирование восприимчивости ВУС на пластине под углом атаки к внешним акустическим волнам. Особенности взаимодействия акустических возмущений с ВУС исследованы в широком диапазоне частот. Показано, что с увеличением угла атаки уменьшается толщина ударного слоя и ПС, возрастает интенсивность возмущений давления. Показано хорошее совпадение результатов расчетов с данными трубных измерений.

    2. Показано, что при углах атаки ос больше 20° за УВ генерируются интенсивные акустические волны, в то время как при меньших углах атаки — интенсивные неакустические возмущения. Этот результат согласуется с данными невязкой линейной теории взаимодействия возмущений с УВ. Также обнаружено, что в определенном диапазоне длин волн внешних возмущений, интенсивность пульсаций давления в ударном слое нарастает вниз по потоку.

    ЗАКЛЮЧЕНИЕ

    .

    1. Исследованы закономерности обтекания заостренных тел гиперзвуковым потоком газа и результаты представлены в. виде безразмерных универсальных зависимостей.

    2. В рамках линейной теории устойчивости с учетом влияния ударной волны показана необходимость учета быстрорастущих возмущений в вязких ударных слоях. Обнаружено, что в гиперзвуковых ударных слоях максимум пульсаций сдвигается на ударную волну.

    3. Впервые для гиперзвуковых ударных слоев получены данные по их восприимчивости к акустическим возмущениям внешнего потока и к периодическим возмущениям типа вдув-отсос, вводимым с поверхности модели. Показано, что определяющую роль в формировании поля пульсаций внутри ударного слоя играет взаимодействие начальных возмущений с головной ударной волной. Изучен механизм формирования поля пульсаций плотности. Показано, что особенностью вязких ударных слоев является генерация пульсаций преимущественно энтропийно-вихревой моды.

    4. Впервые показано подобие полей пульсаций, генерируемых в вязких ударных слоях разными источниками воздействия: возмущениями внешнего потока и возмущениями типа вдув-отсос с поверхности модели.

    5. Впервые для течений с сильным вязко-невязким взаимодействием реализована интерференционная схема управления возмущениями.

    6. Изучены особенности взаимодействия акустических возмущений с вязким ударным слоем на пластине при различных углах атаки набегающего потока. Впервые показано, что при углах атаки, а больше 20° в ударном слое генерируются интенсивные акустические волны, в то время как при меньших углах атаки — интенсивные неакустические возмущения.

    Автор благодарит академика В. М. Фомина, д.ф.-м.н. A.A. Маслова, д.ф.-м.н. В. Н. Ветлуцкого, к.ф.-м.н. Б. В. Смородского, д.ф.-м.н. С. Г. Миронова, к.ф.-м.н. А. Н. Кудрявцева, к.ф.-м.н. И. С. Цырюльникова и C.B. Кириловского за неоценимую помощь в работе и полезные обсуждения.

    Показать весь текст

    Список литературы

    1. У.Д., Пробстин Р. Ф. Теория гиперзвуковых течений. — М.: Изд-во иностр. лит., 1962.
    2. Г. Г. Течения газа с большой сверхзвуковой скоростью. -М.: Гос. Изд-во Физ.-Мат. лит., 1959. 220с.
    3. У.Х. Гиперзвуковые течения вязкого газа. М.: Мир, 1966. 439с.
    4. В.В. Гиперзвуковая аэродинамика. М.: Машиностроение, 1975.328с.
    5. Reshotko Е. Boundary layer instability transition and control // AIAA Paper N94−0001. 1994. 20p.
    6. Г. Теория пограничного слоя. М.: Наука, 1969.
    7. Ц.Ц. Теория гидродинамической устойчивости. М.:ИЛ, 1958. 196с.
    8. В.Н. Механика турбулентных потоков. М.: Наука, 1980. С.109−133.
    9. С.А., Маслов A.A. Развитие возмущений в сжимаемых потоках. -Новосибирск: Наука, 1980. 144с.
    10. Д. Устойчивость движений жидкости. М.: Мир, 1981. 638с.
    11. Р., Криминале В. Вопросы гидродинамической устойчивости. М.: Мир, 1971.
    12. В.Я. Некоторые методы и задачи теории гидродинамической устойчивости. М.: Изд-во МГУ, 1973.
    13. М.А., Штерн В. Н. Гидродинамическая устойчивость и турбулентность.-Новосибирск.: Наука, 1977.
    14. В .Я., Володин А. Г., Гапонов С. А. Характеристики устойчивости пограничных слоев. -Новосибирск.: Наука, 1975.
    15. В.Н., Тумин A.M. Возникновение турбулентности. -Новосибирск: Наука, 1987.
    16. Ю. С., Козлов В. В., Левченко В. Я. Возникновение турбулентности в пограничном слое. Изд-во «Наука», СО, Новосибирск 1982. 150с.
    17. В.Я., Боголепов Г. Н., Дудин Г. Н., Липатов И. И. Асимптотическая теория сверхзвуковых течений вязкого газа. М.: Физматлит, 2004.
    18. В.А. Вязкие гиперзвуковые течения. В сб.: ЦАГИ -основные этапы научной деятельности 1968−1993. М.: Наука, Физматлит, 1996. С. 360−367.
    19. В.А., Дудин Г. Н. Пространственные гиперзвуковые течения вязкого газа. М.: Наука, Физматлит, 2000. 288с.
    20. Whitehead А.Н. Jr., Hefner J. H., Rao D. M. Lee surface vortex effects over configurations in hypersonic flow // AIAA Paper. 1972. N 72−74.
    21. Cross E.J.Jr., Hankey W.L. Investigation of the lee-ward side of a delta wing at hypersonic speeds // AIAA Paper. 1968. N 68−675.
    22. Dunawant J.C., Narayan K.Y., Walberg G.D. A survey of leeside flow and heat transfer on delta planform configurations // AIAA Paper. 1976. N76−118.
    23. Probstein R.F., Elliott E. The transverse curvature effect in compressible axially symmetric laminar-boundary-layer flow // J. Aeronaut. Sci. 1956. N28. P.208−224.
    24. Cheng H.K., Gordon Hall J., Golian T.C., Hertzberg A. Boundary-layer displacement and leading-edge blutness effects in high-temperature hypersonic flow// J. Aerospace Sci. 1961. V.28, N 5. P.353−381.
    25. Davis R.T. Numerical solution of the hypersonis viscous shock-layer-equations // AIAA J. 1970. V. 8, N 5. P. 843−851.
    26. Г. А., Утюжников C.B. Сравнение моделей тонкого и полного вязкого ударного слоя в задаче сверхзвукового обтекания притуплённых конусов вязким газом // ПММ. 1989. Т. 53. В. 6. С.963−969.
    27. Као (Hsiao С. Као) Гиперзвуковое вязкое течение вблизи критической линии тока затупленного тела. Часть 1 и часть 2 // РТК. 1964. Т. 2. N 11. С.3−22.
    28. Ю.Д. Трехмерные задачи теории ламинарного пограничного слоя. -М.: Наука, 1977. 224с.
    29. Э., Кордулла В. Сдвиговое течение сжимаемой жидкости. Численный расчет пограничного слоя. М.: Мир, 1987. 248с.
    30. Mack L.M. Computation of the stability of laminar compressible boundary layer // In: Methods Computat Phys. New York-London, Acad. Press. 1965. V. 4.
    31. Mack L.M. Linear Stability Theory and the Problem of Supersonic Boundary-Layer Transition // AIAA Journal. 1975. V. 13. No.3. P. 278 289.
    32. Lees L., Lin C.C. Investigation of the stability of the laminar boundary layer in a compressible fluid // NASA TN. 1946. N 1115.
    33. С.А. Влияние непараллельности течения на развитие возмущений в сверхзвуковом пограничном слое // Изв. АН СССР. МЖГ. 1980. № 2. С. 26−31.
    34. A.M., Федоров А. В. Об учете влияния слабой неоднородности течения на характеристики его устойчивости // Учен. Зап. ЦАГИ. 1982. Т. 31. С.91−96.
    35. Fedorov A.V., Khokhlov А.Р. Prehistory of instability in a hypersonic boundary layer // Theoret. Comput. Fluid Dynamics. 2001. V. 14. N 6. P. 359−375.
    36. Herbert Th., Bertolotti F.P. Stability analysis of nonparallel boundary layers // Bull. As. Phys. Soc. 1987. V.32. P.2079.
    37. Bertolotti F.P., Herbert Th. Analysis of the linear stability of compressible boundary layers using the PSE // J. Theoret. Comput. Fluid Dynamics. 1991. V.3. P. 117−124.
    38. Herbert Th. Theory of instability and transition // In Instability and Transition. Springer-Verlag, 1990. V.l. P.20−31.
    39. Bertolotti F.P., Herbert Th., Spalart P.R. Linear and nonlinear stability of the Blasius boundary layer // J. Fluid Mech. 1992. V. 242. P.441−474.
    40. Chang C.L., Malik M.R., Erlebacher G., Hussaini M.Y. Compressible stability of growing boundary layers using Parabolized Stability Equations// AIAA 91−1636 (1991).
    41. Chang C.L., Malik M.R., Hussaini M.Y. Effects of shock on the stability of hypersonic boundaiy layers // AIAA 90−1448 (1990).
    42. A.A., Миронов С. Г., Поплавская T.B., Смородский Б. В. Устойчивость гиперзвукового ударного слоя на плоской пластине // Изв. РАН. МЖГ. 2004. № 2. С. 16−23.
    43. Maslov A.A., Poplavskaya T.V., Smorodsky B.V. Stability of a hypersonic shock layer on a flat plate // Comptes Rendus, Mechanics, 2004. V. 332. №ii. P.875−880.
    44. Zhong X. Direct numerical simulation of hypersonic boundary-layer transition over blunt leading edges/ Part I: A new numerical method and validation // AIAA Paper. 1997. No. 97−0755.
    45. Zhong X. Receptivity of hypersonic boundary layers to freestream disturbances //AIAA Paper. No. 2000−0531 (January 2000).
    46. Ma. Y., Zhong X. Linear stability and receptivity to free-stream disturbances of a Mach 10. Nonequilibrium reactivity oxygen flow over a flat plate // AIAA Paper. 2004. No. 2004−0256.
    47. Ma. Y., Zhong X. Direct numerical simulation of instability of nonequilibrium reacting hypersonic boundary layers // AIAA Paper. 2000. No. 2000−0539.
    48. Ma. Y., Zhong X. Direct numerical simulation of receptivity and stability of nonequilibrium reacting hypersonic boundary layers // AIAA Paper. 2001. No. 2001−0892.
    49. Zhong X., Ma. Y. Receptivity and linear stability of stetson’s Mach 8 blunt cone stability experiments // AIAA Paper. 2002. No. 2002−2849.
    50. И. В., Судаков В. Г., Федоров А. В. Численное моделирование распространения возмущений в сверхзвуковом пограничном слое // Изв. РАН. МЖГ. 2004. № 6. С. 33−44.
    51. И.В., Судаков В. Г., Федоров А. В. Численное моделирование восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя к акустическим возмущениям // Изв. РАН. МЖГ. 2006. № 2. С. 43−52.
    52. Egorov I.V., Fedorov A.V., Soudakov V.G. Receptivity of a hypersonic boundary layer over a flat plate with a porous coating // J. Fluid Mech., 2008, Vol. 601, pp. 165−187.
    53. A.B., Грек Г. Р., Довгаль A.B., Козлов В. В. Возникновение турбулентности в пристенных течениях. Новосибирск: Наука, 1999. 328с.
    54. Morkovin M.V. Critical evaluation of transition from laminar to turbulent schear layers with emphasis of hypersonically traveling bodies // AFFDL TR, 1968, pp. 68−149.
    55. Kimmel R. L. Aspects of boundary layer transition control // AIAA Paper, No. 0772 (January 2003).
    56. Wallace J.E. Hypersonic turbulent boundary layer measurements using an electron-beam. // AIAA J. 1969. V.7. N 4. P.757−759.
    57. Harwey W.D., Bushnell D.M. Velocity fluctuations intensities in a hypersonic turbulent boundary layer. // AIAA J. 1969. V.7. N 4. P.760−762.
    58. Fisher M.C., Maddalon D.V., Weinstein L.M., Wagner R.D. Jr. Boundary layer pitot and hot-wire surveys at Mw = 20. // AIAA J. 1971. V.9.N5.P. 826−834.
    59. Kemp J.H., Owen F.K. Nozzle wall boundary layer at Mach numbers 20 to 47 // AIAA J. 1972. V.10. N 7. P. 872−879.
    60. Smith J.A., Driscoll J.F. The electron-beam fluorescence technique for measurements in hypersonic turbulent flows // J. Fluid Mech. 1975. V.72.N4. P. 695−719.
    61. Beckwith I.E., Harvey W. D., Clark F.L. Comparison of turbulent boundary layer measurements at Mach number 19,5 with theory and an assessment of probe errors //NASA Techn. Note TN-D 6192 (1971).
    62. Mironov S.G., Maslov A.A. An experimental study of density waves in hypersonic shock layer on a flat plate // Physics of Fluids A. 2000. V.12. No. 6. P. 1544−1553.
    63. A.A., Миронов С. Г. Влияние непараллельности течения в ударном слое на пластине и угла атаки на характеристики пульсаций плотности // Известия РАН, серия МЖГ. 1999. № 2. С. 50−55.
    64. Mironov S.G., Maslov A.A. Experimental study of secondary instability in a hypersonic shock layer on a flat plate // J. Fluid Mech. 2000. V. 412. P. 259−277.
    65. Mironov S.G., Aniskin V.M. Experimental study of hypersonic shock layer stability on a circular surface of compression // Comptes Rendus -Mecanique, 2004. V. 332. No. 9. P. 701−708.
    66. Maslov A.A., Mironov S.G., Aniskin V.M. Hypersonic shear layer stability experiments // J. Spacecraft and Rockets. 2005. V. 42, No. 6. P. 999−1004.
    67. Gad-el-Hak M. Modern development in flow control // Applied Mechanics Reviews. 1996. Vol. 49. P. 365−379.
    68. Biringen S. Active control of transition by periodic suction-blowing // Phys. Fluids. 1984. Vol. 27. No. 6. P. 1345−1355.
    69. Gaster M. Active control of boundary layer instabilities using MEMS // Current science. 2000. Vol. 79. No. 6. P. 774−780.
    70. Nosenchuck D.M. Passive and active control of boundary layer transition. Ph. D. Thesis. 1988. Calif. Institute of Technology. Pasadena. Calif. USA.
    71. Moreau E. Airflow control by non-thermal plasma // J. Phys. D: Appl. Phys. 2007. V. 40. P. 605−636.
    72. Fedorov A.V., Malmuth N.D., Rasheed A., Hornung H.G. Stabilization of hypersonic boundary layers by Porous coatings // AIAA J. 2001. V. 39. No. 4. P. 605−610.
    73. Fedorov A., Shiplyuk A., Maslov A., Burov E., Malmuth N. Stabilization of a hypersonic boundary layer using an ultrasonic absorptive coating // J. Fluid Mech. 2003. V. 479. P. 99−130.1. Глава 1
    74. Yasuhara N. Axisymmetric viscous flow past very slender bodies of revolution // J. Aeronaut. Sci. 1962. N 29. P.667−688.
    75. Stewartson K. Viscous hypersonic flow past a slender cone // Phys. Fluids. 1964. N 7. P.667−675.
    76. Eaton R.R., Kaestner P.C. Viscous shock layer flow in the windward plane of cones at angle of attack // N.Y., 1973. (Paper/AIAA- N 73 134).
    77. Pan Y.S., Probstein Ronald F. Rarefied-flow transition at a leading edge // Fundamental phenomena in hypersonic flow (ed. J. Gordon Hall). Proc. of Intern. Symp. 1966. P.259−306.
    78. Shorenstein M.L., Probstein R.F. The hypersonic leading-edge problem // AIAA J. 1968. V.6. N.10. P.1898−1906. Рус. пер. PTK. 1968. T.6. N. I0. С.91−102.
    79. Rudman S., Rubin S.G. Hypersonic viscous flow over slender bodies with sharp leading edges // AIAA J. 1968. V.6. N.10. P.1883−1890. Рус. пер. PTK. 1968. T.6. N.10. C.72−81.
    80. McCroskey W.J., Bogdonoff S.M., McDougall J.G. An experimental model for the sharp flat plate in rarefied hypersonic flow // AIAA J. 1966. V.4. N.9. Рус. пер. PTK. 1966. T.4. N.9. C.98−108.
    81. В.Г. Расчет вязкого ударного слоя на притуплённых конусах Расчет вязкого ударного слоя на притуплённых конусах. // Изв. АН СССР. Сер. МЖГ. 1974. N.6. С.99−105.
    82. А.Й., Пейгин C.B. Метод глобальных итераций для решения трехмерных уравнений вязкого ударного слоя // ТВТ. 1992. Т.ЗО. N. 6. С.1124−1129.
    83. И.В., Тирский Г. А., Утюжников C.B. Сверхзвуковое ламинарное обтекание наветренной части скользящих крыльев бесконечного размаха в широком диапазоне чисел Рейнольдса. // Изв. АН СССР. Сер. МЖГ. 1991. N.4. С.40−44.
    84. В.Н., Маслов A.A., Миронов С. Г., Поплавская Т. В., Шиплюк А. Н. Гиперзвуковой поток на плоской пластине. Экспериментальные результаты и численное моделирование // ПМТФ. 1995. Т 36. N6. С. 60−67.
    85. Т.В., Ветлуцкий В. Н. Расчетное исследование вязкого ударного слоя на пластине // ПМТФ. 1997. Т. 38. N 2. С.91−100.
    86. В.Н., Миронов С. Г., Поплавская Т. В. Гиперзвуковое обтекание пластины под углом атаки // Теплофизика и аэромеханика. 1997. Т. 4. N. 1. С.33−39.
    87. A.A., Миронов С. Г., Поплавская Т. В., Ветлуцкий B.II. О влиянии угла атаки на гиперзвуковое обтекание пластины // ТВТ. 1998. Т. 36. N 5.С.754−760.
    88. Т.В. Расчет гиперзвукового обтекания заостренных тел в рамках модели полного вязкого ударного слоя // Вычислительные технологии. 2001. Т.6. 4.2, спецвыпуск. С. 504−509.
    89. А.А., Миронов С. Г., Поплавская Т. В., Шиплюк А. Н., Ветлуцкий В. Н. Исследование аэродинамического нагрева пластины в вязком гиперзвуковом потоке // ТВТ. 1999. Т.37. N 3. С.415−419.
    90. Maslov A.A., Mironov S.G., Poplavskaya T.V., Shiplyuk A.N., Vetlutsky V.N. Viscous shock layer on a plate in hypersonic flow // Europ. J. Mech. B.Fluids. 1999. V.18. N 2. P.213−226.
    91. Л.Г. Механика жидкости и газа. М.: Наука, 1973.
    92. М. Н. Динамика разреженного газа. М.: Наука, 1974.
    93. Х.Ш. Аэродинамика разреженных газов // Газовая динамика. М.: Изд-во иностр. Лит., 1950.
    94. Г. А. К теории гиперзвукового обтекания плоских и осесимметричных затупленных тел вязким химически реагирующим газом при наличии вдува // Науч. Тр. Ин-та мех. МГУ. 1975. N.39. С.5−3820.
    95. McCroskey W.J., Bogdonoff S.M., Genchi А.Р. Leading edge flow studies of sharp bodies in rarefied hypersonic flow // Rarefied Gas Dynamic. N.Y. London: Academic Press 1967. V.2. P.1047−1066.
    96. Feik R.A., Genchi A.P., Vas I.E. A study of merging on cones // Rarefied Gas Dynamic. N.Y. London: Academic Press 1969. V.l. P.493−500.
    97. B.M., Миронов С. Г. Экспериментальное исследование пульсаций плотности в гиперзвуковом ламинарном следе за конусом// ПМТФ. 2000. Т. 41. N3. С.111−117.
    98. Lin Т.С., Rubin S.G. Viscous flow over a cone at moderate incidence // J. Computer and Fluids. 1973. V.l. P.37−57.
    99. В.Н., Поплавская T.B. К расчету ламинарного пограничного слоя на плоской треугольной пластине со сверхзвуковыми передними кромками // Числ. Методы механики сплошной среды. 1982. Т. 13, N 1. С. 31−43.
    100. McCroskey W.J., McDougall J.G. Shock wave shapes on a sharp flat plate in rarefied hypersonic flow // AIAA J. 1966. V.4. N 1. Рус пер. PTK. 1966. T.4. N 1. C.231−232.
    101. P.J., Lewis J.N. // Preliminary measurements of the hypersonic rarefied flow on a sharp flat plate using an electron beam probe. Rarefied Gas Dynamics (ed. C.L. Brundin). 1967. V.2. P.1031−1046.
    102. ЮЗ.Багаев Г. И., Друкер И. Г., Жак В. Д. и др. Гиперзвуковая азотная труба Т-327А // Аэрофизические исследования. Новосибирск, 1972. С. 20.
    103. Hillard E.M.Jr., Harvey D.W., Emory M.L. // Measurements of shock wave location in hypersonic nitrogen flow. J.Spacecraft. 1971. V. 8. N. 9. P.1004−1006.
    104. Wallace J.E., Burke A.F. An experimental study of surface and flow field effects in hypersonic low density flow over a flat plate // Rarefied Gas Dynamics (ed. J.H. de Leeww). 1965. V.l. P.487−507.
    105. B.B., Бойчук Л. Н., Воронцов C.C., Вышенков Ю. И. Модульная измерительная тепловизионная система ТВ-М //
    106. Тепловидение. Вып.6.-М., 1986.-(Сб. научн. тр./Моск. ин-т радиотехники, электроники и автоматики).
    107. Т.В., Миронов С. Г. Численное моделирование гиперзвукового обтекания острого конуса // ПМТФ. 2001. Т. 42. N3. С. 43−50.
    108. Peterson C.W. An experimental study of laminar hypersonic blunt cone wakes //Astronaut. Acta. 1969. V.15. P.67−76.
    109. Vas I.E., Sierchio J.G. Downstream effects of bluntness in the merged flow regime // Rarefied gas dynamic. N.Y.- L.: Acad. Press, 1974. P.307−315.
    110. Waldron H.F. Viscous hypersonic flow over pointed cones at low Reynolds numbers // AIAA J. 1967. V. 5, N 2. P. 208−218.
    111. B.H., Поплавская T.B. Численное решение уравнений вязкого ударного слоя при гиперзвуковом обтекании пластины // Вычислительные технологии. 1995. Т.4. № 12. С. 61−69.
    112. Т.В. Вязкий ударный слой на конусе в гиперзвуковом потоке // ТВТ. 2002. Т. 40. N 2. С. 256−261.
    113. Poplavskaya T.V. Numerical investigation of viscous shock layer on a plate in hypersonic flow // Experiments and measurements in fluid mechanics. China 1998. V. 12. N 3. P.29−38.
    114. Vetlutsky V.N., Poplavskaya T.V. Calculation of hypersonic flow on a plate in framework of viscous shock layer model // Int. Conf. on Methods of Aerophysical Research: Proceed. Pt. II / Ed. A.M. Kharitonov. Novosibirsk: 1994. P. 199−206.
    115. Poplavskaya T.V. About calculation of a hypersonic viscous shock layer on a cone at zero incidence // Int. Conf. on Methods of Aerophysical Research: Proceed. Pt. I / Ed. A.M. Kharitonov. Novosibirsk: 2000. P. 160−165.
    116. В.Н., Маслов А. А., Миронов С. Г., Поплавская Т. В., Шиплюк А. Н. Поля течения около плоской пластины при гиперзвуковом обтекании под углом атаки // Материалы Международ, конф. «Сопряженные задачи механики и экологии». Томск 1996. С.49−50.
    117. Poplavskaya T.V. Viscous shock layer on a plate in hypersonic flow // Book of abstracts GAMM'98, Bremen 1998. P. 104.
    118. Poplavskaya T.V. Viscous shock layer on a plate in hypersonic flow // Special Issue «Space Transportation Systems"/ Ed. E. Krause, RWTH Aachen, 1998. P.45−46.
    119. Т.В. Расчет гиперзвукового обтекания пластины в рамках модели полного вязкого ударного слоя // Тезисы доклада на XVI международной школе-семинаре по численным методам механики вязкой жидкости, Новосибирск 1998.
    120. Poplavskaya T.V. Numerical simulation of the flows in a viscous shock layer on the pointed bodies // Book of abstracts 4th EUROMECH Fluid Mechanics Conference. The Netherland 2000. P.267.
    121. Т.В. Вязкий ударный слой на заостренных телах в гиперзвуковом потоке // Модели и методы аэродинамики: Материалы I и II Междунар. школы-семинара 2002. С. 48.1. Глава2
    122. Dunn D.W., Lin С.С. On the stability of the laminar boundary layer in a compressible fluid // J. Aeronautical Science. 1955. V. 22. N 7. P.455−477.
    123. Lees L., Reshotko E. Stability of the compressible laminar boundary layer // J. Fluid Mech. 1962. V. 12. Part 4. P. 555−590.
    124. C.A. Влияние сжимаемости газа на устойчивость пограничного слоя над проницаемой поверхностью при дозвуковых скоростях //ПМТФ. 1975. № 1. С.12Ы25.
    125. С.А. Взаимодействие сверхзвукового пограничного слоя с акустическими возмущениями // Изв. АН СССР. МЖГ. 1977. № 6. С. 51−56.
    126. Fedorov A.V., Khokhlov А.Р. Receptivity of hypersonic boundary layer to wall disturbances // Theoret. Comput. Fluid Dynamics. 2002. V. 15. N. 4. P. 231−254.
    127. А.В., Хохлов А. П. Возбуждение неустойчивых мод сверхзвукового пограничного слоя акустическими волнами // Изв. АН СССР. Сер. МЖГ. 1991. № 4. С. 67−74.
    128. Malik M.R. Boundary-layer transition prediction toolkit // AIAA Paper 97−1904. 1997.
    129. Bush W. B. Hypersonic strong-interaction stability solutions for flow past a flat plate // J. Fluid Mech. 1966. V. 25. P. 51−64.
    130. Cowley S. J., Hall Ph. On the instability of hypersonic flow past a wedge // J. Fluid Mech. 1990. V. 214. P. 17−42.
    131. Malmuth N. D. Stability of inviscid shock layer in strong interaction flow over a hypersonic flat plate // Instabilities and turbulence in engineering flows (Ed. by D. E. Ashpis, Т. B. Gatski, R. Hirsh). 1993. P. 189−223.
    132. Blackaby N. D., Cowley S. J., Hall Ph. On the instability of hypersonic flow past a flat plate // J. Fluid Mech. 1993. V. 247. P. 369−416.
    133. Malik M. F., Anderson A. D. Real gas effects on hypersonic shear-layers//Phys. Fluids A. 1991. V. 3. N5. P. 803−821.
    134. Malik M.R. Stability theory for chemically reacting flows // IUTAM third Symposium on Laminar-Turbulent Transitions. Toulouse, France. Sept. 11−15, 1989.
    135. Duck P.W., Hall P. On the interaction of Tollmien-Schlicting waves in axisymmetric supersonic flows // Quart. J. Mech. Appl. Math. V. 42. Pt.l. 1989. P. l 15−130.
    136. Petrov G.V. Stability of a thin viscous layer on a wedge in hypersonic flow of a perfect gas // In Laminar-Turbulent Transition, ed. V. Kozlov. Proceedings of 2nd IUTAM Symposium, Springer. 1984.
    137. К.М. Гиперзвуковое обтекание тупых тел вязким газом // Известия РАН. Сер. МЖГ. 1970. № 2. С. 43−56.
    138. Cheng Н.К. The viscous shock layer problem revisited // Book Abstracts Inter. Conf. Fundamental research in aerospace science. 1994. Central Aerohydrodynamic Institute Press. Sec. 3. Zhukovsky, Russia, P.6−9.
    139. Poplavskaya T.V., Mironov S.G., Smorodsky B.V., Maslov A.A. On the instability of hypersonic flow past a flat plate // Int. Conf. on Methods of Aerophysical Research: Proceed. Pt. Ill / Ed. A.M. Kharitonov. Novosibirsk: 2002. P.171−175.
    140. Maslov A.A., Poplavskaya T.V., Smorodsky B.V. Stability of a viscous shock layer on a flat plate // Book of Abstracts. The 5th Euromech Fluid Mechanics Conference 2003. Toulouse France. P. 17.---------------Глава 3
    141. C.A. О взаимодействии сверхзвукового пограничного слоя с внешними акустическими возмущениями // Теплофизика и аэромеханика. 1995. Т. З, № 2. С. 209−217.
    142. А.В., Хохлов А. П. Восприимчивость сверхзвукового пограничного слоя к акустическим возмущениям // Известия АН СССР. МЖГ. 1992. № 1. С.40−47.
    143. McKenzie J. F., Westphal К. О. Interaction of linear waves with oblique shock waves // Phys. Fluids. 1968. V. 11. P. 2350−2362.
    144. С.П. Взаимодействие ударных волн с малыми возмущениями // ЖЭТФ. 1957. Т. 33. Вып. 4(10). С. 948−974.
    145. В.М. Отражение и преломление звука на ударных волнах//Акустический журнал. 1959. T.V. Вып. 3. С. 314−323.
    146. Tumin A. Receptivity of compressible boundary layers to three-dimensional wall perturbations // 2006. Paper/AIAA- N 2006−1110.
    147. Tumin A. Three-dimensional spatial normal modes in compressible boundary layers // J. Fluid Mech. 2007. V. 586. P. 295−322.
    148. Tumin A., Wang X., Zhong X. Direct numerical simulation and the theory of receptivity in a hypersonic boundary layer // Phys. Fluids. 2007. V. 19. N 1. P. 14 101/1−14 101/14. Also Paper/AIAA- N 2 007 014 101.
    149. Stetson K. F., Kimmel R. L. On hypersonic boundary-layer stability. Reno, NV, 1992. (Paper / AIAA- N 92−0737).
    150. Reed H. L, Saric W. S. Linear stability theory applied to boundary layers // Annu. Rev. Fluid Mech. 1996. V.28. P.389−428.
    151. Bolton R.L., Harvey W.D. Use of electron beam for measurements of mean and fluctuating density in hypersonic turbulent shear flow // Presentation at the 35th Semi-Annual Meeting of Supcrsonic Tunnel Association, Dallas, Texas, 1971.
    152. В.И. Устойчивость высокоскоростного пограничного слоя // ПМТФ. 1988. № 6. С. 76−78.
    153. Lisenko V.I. High-speed boundary-layer stability and transition. -Engineering Transactions. 1993. V .41. P. 31−45.
    154. A.A., Миронов С. Г., ШиплюкА.Н. Экспериментальное исследование пульсаций плотности в гиперзвуковом ударном слое на плоской пластине // ПМТФ. 1996. Т. 37. № 6. С. 51−60.
    155. MaslovA.A., Mironov S.G. Electron-beam diagnostics of hypersonic flows // Experiments&Measurements in Fluid Mechanics. 1998. V.12. N4. P.42−52.
    156. В.P., Федоров A.B. Асимптотическая структура невязких возмущений в тонком ударном слое. // Изв. АН СССР. Сер. МЖГ.1988. № 6. С. 72−79.
    157. В.Р., Федоров А. В. Качественные особенности неустойчивости пристенных течений при больших сверхзвуковых скоростях потока. В сб.: Модели механики неоднородных систем. Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР. 1989. С.93−116.
    158. В.Р., Федоров А. В. Коротковолновая неустойчивость в ударном слое совершенного газа.// Изв. АН СССР. Сер. МЖГ.1989. № 1. С. 10−14.
    159. Whang С. W., Zhong X. Nonlinear interaction of Goertler and second shear modes in hypersonic boundary layers. Reno, NV, 2000. (Paper / AIAA- N 2000−0536).
    160. Zhong X. Leading-edge receptivity to free-stream disturbances waves for hypersonic flow over a parabola // J. Fluid Mech. 2001. V.441. P. 315−367.
    161. Ma Y., Zhong X. Receptivity of a supersonic boundary layer over a flat plate. Part 1: Wave structures and interactions // J. Fluid Mech. 2003. V. 488. P. 31−78.
    162. Ma Y., Zhong X. Receptivity of a supersonic boundary layer over a flat plate. Part 2: Receptivity to freestream sound // J. Fluid Mech. 2003. V. 488. P. 79−121.
    163. Ma Y., Zhong X. Receptivity of a supersonic boundary layer over a flat plate. Part 3: Effects of different types of free-stream disturbances // J. Fluid Mech. 2005. V. 532. P. 63−109.
    164. И. В., Судаков В. Г., Федоров А. В. Численное моделирование стабилизации сверхзвукового пограничного слоя на плоской пластине пористым покрытием // Известия РАН. Сер. МЖГ. 2006. № 3. С. 39−49.
    165. А. Н., Миронов С. Г., Поплавская Т. В., Цырюльников И. С. Экспериментальное исследование и прямое численное моделирование развития возмущений в вязком ударном слое на плоской пластине // ПМТФ. 2006. Т.47. № 5. С. 3−15.
    166. А. А., Кудрявцев А. Н., Миронов С. Г., Поплавская Т. В., Цырюльников И. С. Численное моделирование восприимчивости гиперзвукового ударного слоя к акустическим возмущениям // ПМТФ. 2007. Т. 48. № 3. С.87−91.
    167. Т. В., Кудрявцев А. Н., Миронов С. Г., Цырюльников И. С. Исследование распределенной и локализованной восприимчивости гиперзвукового ударного слоя на пластине // Вестн. Новосиб. гос. Ун-та. Серия: Физика. 2008. Т. 3. Вып.2. С.21−27.
    168. Maslov А.А., Kudryavtsev A.N., Mironov S.G., Poplavskaya T.V., Tsyryulnikov I.S. Wave processes in a viscous shock layer and control of fluctuations // J. Fluid Mech. 2010. V. 650. P. 81−118.
    169. Laufer J. Some statistical properties of the pressure field radiated by a turbulent boundary layer // Phys. Fluids. 1964. V. 7. No. 8. P. 11 911 197.
    170. Markelov G.N., Kudryavtsev A.N., and Ivanov M.S. Continuum and kinetic simulation of laminar separated flow at hypersonic speeds // Journal of Spacecraft and Rockets. V.37. No .4. 2000. P.499−506.
    171. C.K., Забродин A.B., Иванов М. Я. и др. Численное решение многомерных задач газовой динамики. М.: Паука, 1976. 400с.
    172. Harten A. High resolution schemes for hyperbolic conservation laws // J.Comput.Phys. 1983. V.49. N 3. P.357−393.
    173. Harten A. On a Class of High Resolution Total-Variation-Stable Finite-Difference Schemes // SIAM J. on Numerical Analysis. 1984. V.21. P. 1−23.
    174. А.Г., Погорелов H.B., Семенов А. Ю. Математические вопросы решения гиперболических систем уравнений. -М: Физматлит, 2001.
    175. М.Я., Крайко А. Н. Об аппроксимации разрывных решений при использовании разностных схем сквозного счета // ЖВМиМФ. 1978. Т. 18. С. 780−783.
    176. В.В. О сходимости разностных схем за фронхом нестационарной ударной волны // ЖВМиМФ. 1997. Т. 37. С. 12 011 212.
    177. Jiang G.-S., Shu C.-W. Efficient implementation of weighted ENO schem // J. Comput. Phys. 1996. V. 126. P. 202−228.
    178. Shu C.-W. High order ENO and WENO schemes for computational fluid dynamics // In High-Order Methods for Computational Physics. Ed. by T.J. Barth and H. Deconinck. Lecture Notes in Computational Science and Engineering. V. 9. Springer 1999. P. 439−582.
    179. Suresh A., Huynh H.T. Accurate monotonicity-preserving schemes with Runge-Kutta stepping // J. Comput. Phys. 1997. V. 136. Pt. 1. P. 83−99.
    180. C.-W.Shu, S.Osher. Efficient Implementation of essentially non-oscillatory shock-capturing schemes, II // J. Comput. Phys. 1989. V. 83. P. 32−78.
    181. Kudryavtsev A.N., Khotyanovsky D.V. Numerical investigation of high speed free shear flow instability and Mach wave radiation // Int. J. of Aeroacoustics. 2005. V. 4. No. 3&4. P.267−286.
    182. Shu C.-W., Osher S. Efficient Implementation of essentially non-oscillatory shock-capturing schemes, I // J. Comput. Phys. 1988. V. 77. P. 439−471.
    183. A. H., Поплавская Т. В., Хотяновский Д. В. Применение схем высокого порядка точности при моделировании нестационарных сверхзвуковых течений // Мат. Моделирование. 2007. Т. 19. № 7, С.39−55.
    184. Roger K.W., Wainright G.B., Touryan K.J. Impact and static pressure measurements in high speed flows with transitional Knudsen numbers // Rarefied gas dynamics. N.Y., L.: Acad. Press, 1966. V. 2. P. 151−174.
    185. Zang T.A., Hussaini M.Y., Bushnell D.M. Numerical computations of turbulence amplification in shock-wave interactions // AIAA J. 1984. V. 22. N l.P. 13−21.
    186. Manesh K., Lee S., Lele S.K., Moin P. The interaction of an isotropic field of acoustic waves with a shock wave // J. Fluid Mech. 1995. V. 300. P. 383−407.
    187. A.A., Семенов H.B. Возбуждение собственных колебаний пограничного слоя внешним акустическим полем // Изв. РАН. Сер. МЖГ. 1986. № 3. С. 74−78.
    188. Malik M.R., Zang Т., Bushnell D. Boundary layer transition in hypersonic flows // AIAA Paper. 1990. N 90−5232.
    189. Malik M.R. Boundary-layer transition prediction toolkit // AIAA Paper. 1997. N97−1904.
    190. Morkovin M. Bypass transition to turbulence and research desiderata // Transition in Turbulence: NASA Conf. Publ. 1985. CP-2386. P. 161 199.
    191. А. А., Поплавская Т. В., Цырюльников И. С. Нелинейные волновые процессы в гиперзвуковом ударном слое // Изв. РАН. Сер. МЖГ. 2010. № 4. С.43−51.
    192. Kudryavtsev A.N., Mironov S.G., Poplavskaya T.V., Tsyryulnikov I.S. DNS of unsteady viscous flows. Comparison with different models // Int. Conf. on Methods of Aerophysical Research: Proceed. Pt. IV / Ed. V.M. Fomin. Novosibirsk: 2007. P.79−85.
    193. Kudryavtsev A.N., Poplavskaya T.V. Evolution of disturbances in the shock layer at high Mach numbers // Int. Conf. on Methods of Aerophysical Research: Abstracts. Pt. II / Ed. V.M. Fomin. Novosibirsk: 2008. P.23.
    194. Poplavskaya T.V., Tsyryulnikov I.S. Nonlinear evolution of disturbances in hypersonic shock layer // Int. Conf. on Methods of Aerophysical Research: Abstracts. Pt. II / Ed. V.M. Fomin. Novosibirsk: 2008. P.24.
    195. В.М., Козлов В. В. Влияние периодического вдува-отсоса на процесс перехода в пограничном слое // Новосибирск, 1985. Препринт/АН СССР. Сиб. Отд-ние. ИТПМ 1−85.
    196. Danabasoglu G., Biringen S., Streett C.L. Spatial simulation of instability control by periodic suction blowing // Phys. Fluids A. 1991. V. 3. N. 9. P. 2138−2147.
    197. А.В., Грек Г. Р., Довгаль А. В., Козлов В. В. Физические механизмы перехода к турбулентности в открытых течениях. Москва-Ижевск, 2006. 304с.
    198. Laurien Е., Kleiser L. Numerical simulation of boundary-layer transition and transition control // J. Fluid Mech. 1989. V. 199. P. 403 440.
    199. Fedorov, A.V., Tumin, A. Evolution of disturbances in entropy layer on blunted plate in supersonic Flow // AIAA J. 2004. V. 42. N. 1. P. 89−94.
    200. Gmelin C., Rist U. Active control of laminar-turbulent transition usinginstantaneous vorticity signals at the wall // Physics of Fluids. 2001.1. V.13. N 2. P.513−519.
    201. Rist U., Gmelin C. Active control of laminar-turbulent transition using instantaneous wall vorticity // Abstract of 5-th ERCOFTAC SIG 33 «Laminar-Turbulent Transition Mechanisms, Prediction and Control», Nasslingen, Stockholm Sweden. 2006.
    202. Дж. Экспериментальное исследование процесса перехода к турбулентному режиму в сверхзвуковых и гиперзвуковых пограничных слоях на моделях в аэродинамической трубе // Ракетная техника и космонавтика. 1975. Т. 13, № 3. С.47−60.
    203. А.Д., Маслов А. А. Развитие искусственно вызванных возмущений в сверхзвуковом пограничном слое // Известия АН СССР, серия МЖГ. 1984. N 5. С. 37−42.
    204. А.А., Сидоренко А. А., ШиплюкА.Н. Использование искусственных возмущений для исследования устойчивости гиперзвукового пограничного слоя // Теплофизика и аэромеханика, 1997. Т. 4. № 4. С. 397−400.
    205. С. Г. Экспериментальное исследование вихревых возмущений в гиперзвуковом ударном слое на пластине // ПМТФ. 1999. Т. 40. № 6. С. 41−47.
    206. В.М., Миронов С. Г. Развитие контролируемых возмущений в ударном слое на поверхности сжатия // ПМТФ. 2003. Т.44. № 5. С. 30−38.
    207. В. М., Миронов С. Г. Развитие периодических возмущений в гиперзвуковом ударном слое на поверхности сжатия // Теплофизика и аэромеханика 2004. T. l 1. № 1. С. 49−60.
    208. А.А., Миронов С. Г. Экспериментальное исследование обтекания полузамкнутой цилиндрической полости гиперзвуковым потоком низкой плотности // Известия РАН. Сер. МЖГ. 1996. № 6. С. 155−160.
    209. Maslov А.А., Mironov S.G. Experimental investigation of the hypersonic low-density flow past a half-closed cylindrical cavity // Fluid Dynamics. 1996. V. 31. P. 928−932.
    210. И.С., Миронов С. Г. Исследование волнового поля контролируемых возмущений двух источников // Теплофизика и аэромеханика. 2005. Т.12. № 3. С. 318−324.
    211. С.Г., Цырюльников И. С. Экспериментальное исследование развития периодических контролируемых возмущений в гиперзвуковом вязком ударном слое на пластине // Теплофизика и аэромеханика. 2006. Т. 13. № 3. С. 353−360.
    212. Wang X., Zhong X. Receptivity of a Mach 8.0 flow over a sharp wedge with half-angle 5.3° to wall blowing-suction // AIAA Paper 2005−5025.
    213. Wang X., Zhong X. Numerical simulation of hypersonic boundary-layer receptivity to two and three-dimensional wall perturbations // AIAA Paper 2007−946.
    214. И.В., Новиков A.B., Федоров A.B. Численное моделирование распространения возмущений в сверхзвуковом пограничном слое с локальным отрывом // Химическая физика. 2006. Т.25. № 4. С.55−60.
    215. Rist U., Fasel Н. Direct numerical simulation of controlled transition in a flat-plate boundary layer // J. Fluid Mech. 1995. V.298. P.211−248.
    216. С.В., Поплавская Т. В., Цырюльников И. С. Исследование развития локализованных возмущений в гиперзвуковом ударном слое // Вестн. Новосиб. гос. Ун-та. Серия: Физика. 2010. Т.5. Вып. 3. С.29−37.
    217. Maslov A.A., Mironov S.G., Poplavskaya T.V. Stability and control of hypersonic shock layer disturbances // Int. Conf. on Methods of Aerophysical Research: Abstracts. Pt. II / Ed. V.M. Fomin. Novosibirsk: 2008. P. 257.
    218. Schubauer G.B., Skramstad Н.К. Laminar-boundary layer oscillations and transition on a flat plate // NACA TN 909. 1948.
    219. A.B., Козлов B.B., Сызранцев B.B., Щербаков В. А. Активное управление вторичной неустойчивостью в трехмерном пограничном слое // Теплофизика и Аэромеханика. 1999. Т.6. № 2. С.181−192.
    220. Laurien E., Kleiser L. Numerical simulation of boundary-layer transition and transition control // J. Fluid Mech. 1989. V. 199. P.403−440.
    221. Bayliss A., Maestrello L., Parikh P., Turkel E. Numerical simulation of boundary-layer excitation by surface heating/cooling // AIAA. J. 1986. V. 24. N7. P.1095−1101.
    222. Liepmann H.W., Brown G.L., Nosenchuk D.M. Control of laminar instability waves using a new technique // J. Fluid Mech. 1982. V. 118. P. 187−200.
    223. Liepmann H.W., Nosenchuk D.M. Active control of laminar-turbulent transition // J. Fluid Mech. 1982. V. 118. P.201−204.
    224. Milling R.W. Tollmien-Schlichting wave cancellation // Phys. Fluids. 1981. V. 24. N 5. P.979−981.
    225. Thomas A.S.W. The control of boundary-layer transition using a wave-superposition principle // J. Fluid Mech. 1983. V. 137. P.233−250.
    226. Ho C.-M. Interaction between fluid dynamics and new technology // 1st Internat. Conf. Flow Interaction cum Exhibition/Lectures on Interaction of Science & Art (SCART'94)/ Ed. by N.W.M. Ko, H.E. Fiedler, B.H.K. Lee. Hong Kong, 1994. P. 1−8.
    227. Ho C.-M., Tai Y.-C. MEMS: Science and technology // Application of
    228. Microfabrication to Fluid Mechanics / Ed. By P.R. Bandyopadhyay, K.S. Breuer, C.J. Blechinger: V. FED-197. ASME 1994. P.39−48.
    229. Ho C.-M., Tai Y.-C. Micro-electro-mechanical systems (MEMS) andfluid flows //Ann. Rev. Fluid Mech. 1998. V. 30. P.579−612.
    230. Lofdahl L., Gad-el-Hak M. MEMS applications in turbulence and flowcontrol // Progr. Aerosp. Sci. 1999. V. 35. P.101−203.
    231. Maslov A., Sidorenko A., Zanin В., Postnikov В., Budovsky A.,
    232. Malmuth N. Plasma Control of Flow Separation on Swept Wing at High Angles of Attack // AIAA-2008−540 (46th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, Nevada, Jan. 7−10, 2008).
    233. Maslov A.A., Kosinov A.D., Shevelkov S.G. Experiments on thestability of supersonic laminar boundary layers // J. Fluid Mech. 1990. V. 219. P. 621−633.
    234. Maslov A.A., Sidorenko A.A., Arnal D., Shiplyuk A.N. Leading edgereceptivity of hypersonic boundary layer on a flat plate // J. Fluid Mech. 2001. V.426. P.73−94.
    235. И. В., Новиков А. В., Федоров А. В. Численное моделирование стабилизации сверхзвукового отрывного пограничного слоя пористым покрытием // ПМТФ. 2007. № 2.
    236. Egorov I., Fedorov A., Novikov A., Soudakov V. Direct Numerical
    237. Simulation of supersonic boundary-layer stabilization by porous coating // AIAA Paper 2007−948.
    238. B.M., Федоров A.B., Маслов A.A., Буров Е.В., Шиплюк
    239. А.Н., Малмут Н. Д: Стабилизация гиперзвукового пограничного слоя покрытиями, поглощающими ультразвук // ДАН. 2002. Т. 384. № 2. С.1−5.
    240. Fedorov A.V., Shiplyuk A.N., Maslov А.А., Burov E.V., Malmuth N.
    241. Stabilization of a hypersonic boundary layer using an ultrasonically absorptive coating // J. Fluid Mech. 2003. V. 479. P.99−124.
    242. B.M., Федоров A.B., Козлов В. Ф., Шиплюк А.II., Маслов
    243. А.А., Буров Е. В., Малмут Н. Д. Стабилизация гиперзвукового пограничного слоя поглощающими покрытиями с регулярной микроструктурой // ДАН. 2004. Т. 399. № 5. С. 1−5.
    244. В.М., Кудрявцев А. Н., Маслов A.A., Миронов С. Г.,
    245. Т. В., Цырюльников И. С. Активное управление возмущениями в гиперзвуковом ударном слое // ДАН 2007. Т.414. № 2. С. 1−4
    246. A.A., Кудрявцев А. Н., Миронов С. Г., Поплавская Т. В., Цырюльников И. С. Управление возмущениями в гиперзвуковом ударном слое на пластине нестационарным воздействием с поверхности // Известия АН СССР. Сер. МЖГ. 2008. № 3. С. 152 161.
    247. С. Г., Маслов A.A., Кудрявцев А. Н., Поплавская Т. В., Цырюльников И. С. Активное управление возмущениями в гиперзвуковом ударном слое // Вестн. Новосиб. гос. Ун-та. Серия: Физика. 2008. Т. 3. Вып.2. С. 15−20.
    248. A.A., Кудрявцев А. Н., Миронов С. Г., Поплавская Т. В., Цырюльников И. С. Устойчивость и управление возмущениями гиперзвукового ударного слоя // Ибранные труды семинара по аэрогидродинамике. Санкт-Петербург, 2008. С. 81−86.
    249. А. Н., Поплавская Т. В. Подавление пульсаций, генерируемых в гиперзвуковом ударном слое внешними акустическими волнами // Ученые записки ЦАГИ. 2010. Т. XLI. № 2. С.31−36.
    250. A.A., Кудрявцев А. Н., Миронов С. Г., Поплавская Т. В., Цырюльников И. С. Активное управление возмущениями в гиперзвуковом ударном слое // Тезисы докладов Всероссийского семинара по аэрогидродинамике. Санкт-Петербург, 2008. С. 131 131.
    251. Kudryavtsev A.N., Mironov S.G., Poplavskaya T.V., Tsyryulnikov LS. Active control of hypersonic shock layer instability: DNS and experiment // 5-th Int. Conf. on Computational Fluid Dynamics. Book of Abstracts. Seoul, Korea 2008. P. 167−168.
    252. Mironov S.G., Poplavskaya T.V. Interference method of control of hypersonic shock layer disturbance // 7th World Conference on Experimental Heat Transfer, Fluid Mechanics and Thermodynamics Book of Abstracts of ExHFT-7. Krakow Poland, 2009. P.123−124.
    253. Kudryavtsev A.N., Maslov A.A., Mironov S.G., Poplavskaya T.V., Tsyryulnikov I.S. Wave processes in a viscous shock layer and problem of pulsations control // Abstacts of EVROMECH Fluid Mechanics Conference 7. Manchester 2008. P.225.
    254. Kudryavtsev A.N., Poplavskaya T.V., Tsyryulnikov I.S. Hypersonic shock layer perturbed by acoustic disturbances // Book of Proceed, of 27th International Symposium on Shock Waves. Russia St. Petersburg. 2008. P.404. Paper № 30 595.
    255. A.A., Миронов С. Г., Поплавская Т. В., Цырюльников И. С. Волновые процессы в ударном слое на пластине под углом атаки // ПМТФ. 2010. Т. 51. № 4. С.39−47.
    Заполнить форму текущей работой

    Пора сдавать?