Модели и методы аэродинамики 2001-2002. I и II международных школсеминаров мцнмо москва 2002 удк 533. 6 532. 5 629. 7 Модели и методы аэродинамики Материалы I и II международных школсеминаров. М мцнмо, 2002 124 с. Isbn 5940570372 Сборник включает тезисы
 Скачать 1.19 Mb.
|
|
крыло–фюзеляж с воздухозаборниками с учетом эффектов полезной интерференции Н.В. Воеводенко, А.А. Губанов, Т.М. Притуло ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский В работе исследуется обтекание конфигурации, представляющей собой образное стреловидное крыло с расположенным под ним фюзеляжем. На нижних поверхностях крыльев размещены два воздухозаборника ВРД, имеющих квадратные сечения на площади входа. Представлены результаты как численных расчетов, таки экспериментальных исследований. Расчеты выполнены в рамках численного интегрирования системы уравнений Эйлера с применением двухшаговой конечно-разностной маршевой схемы Мак-Кормака. При создании вычислительной программы разработаны специальные Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 74 алгоритмы монотонизации, корректирующие решение в областях с большими градиентами газодинамических параметров. Особый расчет выполняется на поверхностях тела и выделенного головного скачка. Сначала была решена задача оптимизации компоновки крыло– фюзеляж без воздухозаборников. Фюзеляж представляет собой по- луконус, переходящий в цилиндрическую поверхность. Поверхность фюзеляжа была подобрана таким образом, что распределение толщин является оптимальным сточки зрения улучшения аэродинамических характеристик всего ЛА. Для испытаний в аэродинамической трубе были сконструированы две аэродинамические модели, имеющие одинаковые по форме крылья и одинаковое распределение площадей поперечных сечений. При этому первой модели фюзеляж располагается полностью под крылом, ау второй он имеет осесимметричную форму. Эксперимент проводился при числе Маха набегающего потока М = 4 в АДТ ЦАГИ Т. Величина максимального аэродинамического качества у первой модели оказалась на 0.6 больше, что подтверждает теоретические результаты. Дальнейшей ступенью исследований послужило размещение на нижних поверхностях консолей крыла двух симметрично расположенных воздухозаборников. Весьма важным свойством разработанной компоновки являются большие скосы от фюзеляжа в плоскости крыла. При этом передняя часть летательного аппарата формирует существенное поджатие потока, что улучшает характеристики на входе в воздухозаборник. Также благодаря расположению воздухозаборника в возмущенной области течения некоторая часть сопротивления конфигурации может быть исключена из внешних аэродинамических сил, действующих навесь ЛА в целом. Тогда соответствующая доля сопротивления может рассматриваться как внутренняя сила, связанная с созданием тяги двигателя. Расчеты показали, что размещение воздухозаборников и правильный выбор их двумерной ориентации позволяют на 46% снизить величину сопротивления всей конфигурации при нулевом угле атаки. Введение в рассмотрение воздухозаборников также существенно повышает величину аэродинамического качества во всем диапазоне углов атаки. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 02-01-00757). Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 75 Экспериментальное исследование процесса горения жидкого углеводородного топлива в плоском канале при сверхзвуковой скорости потока на входе О.В. Волощенко, С.А. Зосимов, А.А. Николаев ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Представлены результаты экспериментального исследования горения жидкого углеводородного топлива, проведенного на модельном канале по методу присоединенного воздухопровода при параметрах потока на входе М = 2.5, Р ≤ 2.5 МПа, Т = 800 ÷1750 К, коэффициентах избытка воздуха α = 1÷4.7 Исследованы стабилизация и эффективность горения при подаче топлива на входе в канал ив различных сечениях по длине канала через инжекторы трех типов (инжекторы трубки, пилоны, клиновидные) и со стенки. Получены данные об устойчивости и эффективности горения. Формирование вторичного течения в пограничном слоена плоской и криволинейных поверхностях с периодическим нагревом ГА. Воропаев, В.И. Коробов, Н.Ф. Юрченко Институт гидромеханики НАН Украины, Киев Пограничный слой на плоской поверхности, отличной от жесткой гладкой с постоянной температурой поверхности, это задача с большим количеством определяющих параметров, в той или иной степени зависящих от локального числа Re. Если рассмотреть малые отклонения обтекаемой поверхности от своего нейтрального положения, совпадающего с плоской поверхностью, можно показать, что существуют деформации поверхности, не меняющие структуру уравнений нулевого (Прандтлевского) приближения пограничного слоя. К таким деформациям можно отнести продольное микро рифление поверхности (риблиты). В то время как малые поперечные неоднородности обтекаемых поверхностей изменяют структуру уравнений и нулевого приближения. В связи с этим, формирование вторичных структур в пограничном слоена поверхностях с продольными неоднородностями можно рассматривать на фоне классических характеристик пограничного слоя. Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 76 К таким неоднородностям граничных условий можно отнести неоднородно нагреваемую в трансверсальном направлении обтекаемую поверхность, которые положены в основу изучения формирования вторичных вихревых структур в пограничном слое. Выполнен численный и физический эксперимент по изучению гидродинамических характеристик пристенных течений вдоль плоской и криволинейных поверхностей с различной плотностью нагреваемых элементов и их температуры. Численные результаты получены на основании численного решения трехмерной нестационарной системы уравнений Навье– Стокса для вязкой сжимаемой среды. Физический эксперимент выполнен в аэродинамической трубе на профилях с постоянным радиусом продольной кривизны (0.2 мим. В эксперименте рассмотрены два варианта нагреваемых поверхностей с шагом 0.0025 мим. Температура нагреваемых элементов отличалась от температуры модели на С. Исследован диапазон скоростей 10 ÷20 м/сек. Такие же параметры были заложены в численные расчеты. Полученные результаты показывают, что в результате неоднородного термодинамического воздействия в пограничном слоена плоской и выпуклой поверхности возникают продольные парные вихревые структуры, масштабы которых определяются расстояниями между нагреваемыми элементами, а их интенсивность -разностью температур. На вогнутой поверхности без нагрева результаты численных расчетов позволяют выделить в пограничном слое вторичные вихревые структуры, масштабы которых соответствуют вихрям Гертлера. При периодическом нагреве вогнутой поверхности масштабы вторичных вихревых структур соответствуют расстояниям между нагреваемым элементам, но интенсивность их практически на порядок выше, чем на выпуклой поверхности. Струйно-вихревой след в турбулентной атмосфере А.М. Гайфуллин ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский За пролетевшим самолетом остается след, который порождается вихрями, сбегающими с поверхности самолета, и струями от двигателей. Интерес к исследованию струйно-вихревого следа возник из- за возможности попадания в него другого самолета. Трудность моделирования задачи об эволюции следа заключается в том, что ее Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 77 решение зависит от многих разномасштабных процессов. Характерный линейный масштаб следа порядка десяти километров, атмосферная турбулентность характеризуется масштабом порядка километра, поперечный размер следа порядка размаха крыла, масштабы ядра вихря и начального радиуса струи порядка одного метра, высота полета может меняться от большой, до очень маленькой – порядка нескольких метров. Кроме параметров атмосферной турбулентности на характеристики следа влияют также параметры турбулентности, порожденной самим струйно-вихревым следом. В данной работе предложен метод и создан комплекс программ расчета струйно-вихревого следа с учетом близости земли. Расчетная область разбивается на две подобласти – ближнюю и дальнюю. В ближней области производится расчет невязкого вихревого следа и расчет турбулентной струи. Струя из двигателя имеет температуру и плотность, отличную от соответствующих характеристик в набегающем потоке. На ее эволюцию оказывает влияние вихревая пелена. Во второй области трехмерную задачу об эволюции следа за самолетом в турбулентной атмосфере можно с помощью асимптотических методов разделить на две задачи двумерную нестационарную об эволюции полей завихренности, продольной скорости и температуры и задачу о росте возмущений по мере удаления следа от самолета. Первая из них решается с помощью двумерных нестационарных турбулентных уравнений Навье–Стокса. На ее решение влияют как параметры турбулентности, наведенной полем скоростей следа, таки параметры атмосферной турбулентности, а также профили температуры и ветра. Для решения второй задачи создана линейная теория развития возмущений за летательным аппаратом с учетом особенностей, присущих данному следу. Теория учитывает такие факторы, как распределение циркуляции в вихре и ее потерю в следе, близость земли, изменение размера вихревого образования и расстояния между вихрями. Все эти параметры получаются из решения первой задачи. Учитываются также характеристики атмосферной турбулентности. Показано, что характеристики пространственной неустойчивости могут существенно отличаться от характеристик временной неустойчивости. Построенная теория хорошо предсказывает время жизни следа. При пролете самолета на небольшой высоте наблюдаются отрывные образования от поверхности земли. Исследуется эволюция вихревого поля и его топология в зависимости от интенсивности бокового ветра. Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 78 Для проблем визуализации важным является отклонение температуры следа от температуры окружающего воздуха. Оказывается, что температурное поле может накручиваться на вихри, сошедшие с горизонтального оперения и не “визуализировать” основные вихри. Представлены результаты расчетов, многочисленные сравнения расчетных и экспериментальных или эмпирических данных. Работа выполнена при поддержке International Association for the promotion of co-operation with scientists from the New Independent States of the former Soviet Union (INTAS № 1816). О моделировании обледенения крыла в АДТ А.М. Гайфуллин, А.В. Зубцов ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Обеспечение безопасности полета ЛА является одной из важных проблем современной аэродинамики. Решение этой проблемы, в частности, связано с исследованием влияния обледенения на аэродинамические характеристики ЛАВ этой связи к методике испытаний и к достоверности результатов, получаемых при исследовании обледенения ЛА в АДТ, предъявляются повышенные требования. Одной из причин, препятствующих выполнению этих требований, является то, что до настоящего времени влияние масштабного фактора на процесс обледенения остается недостаточно изученным. Процесс прилипания капли к поверхности различен при различной температуре окружающего воздуха. Данная работа посвящена изучению процесса нарастания льда при очень низких температурах от -С до -С. Известно, что в этом диапазоне температур капля воды прилипает к телу практически мгновенно в том месте, в котором произошло их столкновение. Для этого случая разработана численная программа, позволяющая рассчитывать процесс образования льда на профиле. Для выяснения условий, при которых необходимо проводить исследования обледенения модели ЛА в АДТ стем, чтобы получаемые результаты были в определенной степени адекватны результатам, получаемым в натурных условиях, рассматриваются уравнения движения, описывающие взаимодействие двухфазной среды. При этом необходимо определить, как изменяются параметры двухфазной среды, а именно скорость набегающего потока, время проведения эксперимента, распределение капелек по размеру и массовой плотности при Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 79 изменении размера ЛАВ основу анализа заложено требование инвариантности уравнений движения и условие подобия формы ледяных наростов при изменении масштабного фактора. Оказывается, что данные условия можно точно выполнить только в двух предельных случаях когда размер капелек жидкости очень большой и когда он очень маленький. В остальных случаях возможно моделирование, при котором формы ледяных наростов будут приближенно подобными. Параметры, при которых выполняется подобие, определяются при помощи численных расчетов. В работе представлены результаты расчетов, сравнения расчетных и экспериментальных данных. Численный расчет обтекания модели лоткового воздухозаборника сверхзвуковым потоком идеального газа Н.В. Головина, Ю.В. Коротков ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Проведен численный расчет поля течения возле модели симметричного утопленного воздухозаборника (ВЗ) в форме лотка с углом наклона боковых стенок к плоскости симметрии, равными градусов при числах Маха 2.0 и 2.2 и нулевых углах атаки и скольжения. Лоток ВЗ содержит участок разгона, который наклонен под углом 10 градусов к направлению невозмущенного потока, участок выравнивания, параллельный указанному направлению, и клин торможения с углом наклона также 10 градусов к направлению невозмущенного потока. В процессе расчета решается краевая задача для системы дифференциальных уравнений Эйлера, дополненная уравнением Бернулли, с заданными граничными условиями. Краевая задача решается в рамках стационарного аналога метода Годунова– Колгана–Родионова второго порядка аппроксимации. Получено, что при числе М, равном 2, увеличение угла наклона боковых стенок от 0 до 40 градусов приводит к возникновению систем скачков уплотнения от взаимодействия потока возле поверхности лотка и боковой стенки, а также к смещению центров кромочных вихрей. Положительным фактором является то, что центры вихрей не попадают в канал ВЗ. Кроме того, получено, что коэффициент восстановления полного давления ВЗ при увеличении угла наклона боковых стенок от 0 до 40 градусов возрастает на 0.01. Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 80 Моделирование неравновесных физико-химических процессов для условий полетав атмосфере Марса В.А. Горелов, А.Ю. Киреев, СВ. Шиленков ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Одним из важных вопросов, возникающих причисленном моделировании неравновесного обтекания космического аппарата (КА) при полетев атмосфере планеты, является выбор модели протекания физико-химических превращений в высокотемпературной газовой смеси, образующейся в ударном слое около космического аппарата. Физико-химические превращения в многокомпонентной газовой смеси, состоящей из атомов, молекул, ионов и электронов, имеют сложный характер ив настоящее время их учет возможен лишь с использованием модельного описания. Это описание не всегда полностью адекватно происходящим в полетных условиях неравновесным термофизическим процессам, что, естественно, может приводить к неточностям в определении характеристик неравновесного течения в ударном слое около аппарата. В связи с этим особую актуальность приобретает верификация кинетических численных моделей в стендовых экспериментах. В работе представлены результаты комплексного исследования особенностей неравновесных термофизических процессов, происходящих около КА в условиях входа в атмосферу Марса. Экспериментальные исследования особенностей неравновесных процессов ионизации и излучения за фронтом сильной ударной волны в смеси, моделирующей состав атмосферы Марса, проводились в электроразрядной ударной трубе. В зоне релаксации измерены концентрация электронов, температура и интенсивность неравновесного излучения в молекулярных системах полос NO, CN, C 2 , CO. Полученные данные позволили провести верификацию существующих и разработать новую, уточненную, физическую модель неравновесных физико-химических процессов в ударном слое около КА при его входе в атмосферу Марса. Верифицированная модель неравновесных процессов включена в расчетный комплекс, разработанный на основе двумерных полных уравнений Навье–Стокса для моделирования неравновесного течения около космического аппарата. Интенсивность неравновесного излучения двухатомных молекул высокотемпературной газовой смеси, моделирующей атмосферу Марса, рассчитывается в численной модели, использующей современные данные по оптическими спектроскопическим характеристикам газов. Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 81 Получены ионизационно-излучательные характеристики ударного слоя около аппарата в диапазоне скоростей полета 4-8 км/с иве- личины конвективных и радиационных тепловых потоков к наветренной и подветренной поверхностям КА, свидетельствующие о важности учета неравновесных свойств сложных газовых смесей причисленном моделировании термодинамических параметров обтекания космических аппаратов. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 01-01-00467). Экспериментальное исследование обтекания тел с уловленным вихрем СВ. Гувернюк, МА. Зубин, А.Ф. Зубков Институт механики МГУ им. МВ. Ломоносова, Москва Течения с замкнутыми линиями тока при больших числах Рей- нольдса играют важную роль в различных приложениях аэрогидродинамики, причем основной интерес представляют турбулентные течения. Особенность таких течений, существенно влияющая на их теоретическое описание, состоит в том, что когда осредненная картина турбулентного течения содержит область с замкнутыми линиями тока (например, при отрывном обтекании тел, напряжения Рей- нольдса в этой области, как правило, оказываются немалыми по сравнению с силами инерции, поэтому соответствующее осреднен- ное движение нельзя описать с помощью модели идеальной жидкости. К высоким значениям напряжений Рейнольдса приводит крупномасштабная неустойчивость, при которой вихри периодически или хаотически срываются с поверхности тела. Важным исключением, по-видимому, являются так называемые течения с уловленными вихрями или вихревыми ячейками. Вихревые ячейки могут быть, например, в виде выемок на кормовой части верхней поверхности толстого крыла. При этом эффективная поверхность крыла над выемками оказывается образованной участками линий тока, разделяющих рециркуляционное течение в ячейках и внешний поток. Каждый такой участок может играть роль подвижной стенки, способствуя предотвращению отрыва с верхней поверхности крыла и, тем самым, улучшая его аэродинамические характеристики. В связи с этим выполнен цикл экспериментальных исследований качественных и количественных характеристик осредненных турбулентных течений Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 82 типа уловленный вихрь на примере задач о продольном и поперечном обтекании цилиндров с вихревыми ячейками, а также о течении в прямом канале с вихревой ячейкой круговой формы на боковой стенке. Измерены интегральные аэродинамические нагрузки на цилиндрические тела и распределения давлений в канале ив вихревой ячейке в зависимости от толщины внешнего турбулентного пограничного слоя на стенке перед ячейкой. В последнем случае для интенсификации уловленного вихря в ячейке применялся внутренний вращающийся цилиндр. Исследование для канала подтвердило, в частности, стабильность уловленного вихря без дополнительных мер воздействия, однако при визуализации поперечного обтекания цилиндров с пассивной вихревой ячейкой на боковой поверхности обнаружены режимы, когда уловленный вихрь теряет устойчивость и происходит периодический выброс крупных дискретных вихревых образований из ячейки в основной поток. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проекты № 99-01-01115 и № 02-01-00670). Торможение и смешение сверхзвуковых потоков в каналах различной формы Н.В. Гурылева ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Рассмотрены вопросы торможения и смешения сверхзвуковых потоков в каналах различной формы. Впервой части работы представлены результаты исследования структуры течения и параметров потока при реализации свободного и фиксированного псевдоскачка в каналах различной формы и исследованы факторы, влияющие на фиксацию псевдоскачка в канале. Исследовано торможение сверхзвукового потока (M = 1.8 ÷2.5) в прямоугольных плоских каналах при наличии противодавления. Эксперименты проведены на дренированной модели, представляющей собой плоский прямоугольный канал варьируемой высоты (b/h = 40/36, 40/18, где b – ширина, h – высота) с острыми входными кромками постоянного сечения. Длина плоского участка канала составляла мм от входного сечения, в хвостовой части плоский участок модели переходил в цилиндрический. Для визуализации течения внутри канала модель была снабжена прозрачными боковыми стенками. Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 83 В процессе исследований проводились измерения полей полного давления в конце плоского канала и статического давления по длине модели. Была уточнена картина течения в головной части свободного псевдоскачка. Для свободного псевдоскачка характерно наличие несимметричных отрывных зон вблизи верхней и нижней, а также боковых стенок канала в области головной части псевдоскачка. При этом обнаружены существенные пульсации картины течения при одних и тех же параметрах набегающего потока (Ми степени дросселирования канала. Наблюдаются продольные и поперечные пульсации скачков уплотнения. Изменение претерпевает не только положение скачков уплотнения, но и их структура наблюдается изменение вида отрывных зон на стенках канала – хорошо заметен чередующийся переход от закрытой локальной отрывной зоны кот- крытой вблизи стенки канала. Амплитуда и частота пульсаций скачков возрастает с увеличением М. Показано, что течение с псев- доскачком не может быть рассмотрено в рамках квазистационарных моделей. Исследована фиксация псевдоскачка на входных кромках. Эксперименты проведены для плоских каналов, рассмотренных выше, и осесимметричных каналов. Осесимметричные каналы имели начальный цилиндрический участок L/D = 0.36, 0.5, 1.0, где D = 40 мм – диаметр входного сечения канала. Исследовалось торможение сверхзвукового потока (M = 1.8 ÷2.5). Показано, что при развитой фиксации псевдоскачка на входных кромках цепочка замыкающих скачков во всем исследуемом диапазоне чисел Маха вырождается в один скачок, при этом на внутренней поверхности образуется кольцевой отрыв пограничного слоя, в котором наблюдаются 4 вихревых шнура. Пульсации скачков в фиксированном псевдоскачке уменьшаются, течение на этом режиме течения близко к квазистационарному. Сравнение уровня фиксации для осесимметричных и плоских каналов показало, что уровень фиксации, достигаемый в плоском канале, не ниже, чем в осесимметричном. Для чисел Маха М = 1.7 ÷3.8 рассмотрена фиксация псевдоскачка на пилонах, расположенных в глубине цилиндрического (D = 80 мм) и кольцевого (D 1 = 80 мм, D 2 = 26 мм) каналов. Для обоих каналов на одинаковом расстоянии по периметру устанавливались цилиндрические пилоны (d = 3 мм, через которые осуществлялся выдув воздуха Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 84 с варьируемым расходом. Также варьировалось количество пилонов и их высота. Показано, что фиксация псевдоскачка на цилиндрических пилонах в глубине каналов наблюдается при устойчивом перемещении псевдоскачка, те. в области турбулентного пограничного слоя. Получена зависимость степени фиксации псевдоскачка от частоты размещения пилонов и наличия вдува воздуха через пилоны. Показано, что при увеличении высоты пилонов уровень фиксации псевдоскач- ка повышается. Во второй части работы представлены результаты экспериментальных исследований смешения сверхзвуковой осесимметричной струи (Мс = 1 ÷2.5) со спутным сверхзвуковым потоком (М = 2.5) в осесимметричном канале. Проведена оценка изменения интенсивности смешения по длине канала. Проведено сравнение с расчетными данными. Рассмотрен вопрос интенсификации смешения спутных сверхзвуковых струй газодинамическими методами. Полученные результаты могут быть использованы для интенсификации процессов торможения, смешения и организации энерго- подвода в сверхзвуковых потоках. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 00-01-00158). Экспериментальное исследование интерференции сдвиговых слоев с псевдоскачком Н.В. Гурылева, МА. Иванькин, В.В. Яшина ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Приведены результаты экспериментального исследования интерференции сдвиговых слоев вихревого шнура, осесимметричной низконапорной сверхзвуковой струи, выдуваемой из сопла в спут- ный поток, пограничного слоя на игле с псевдоскачком, создаваемым в осесимметричном и прямоугольном канале при механическом дросселировании, показавшие возможность воздействия на течение в канале с целью управления его характеристиками. Исследования, проведены в диапазоне чисел М = 1.7 ÷3.5 в АДТ ЦАГИ ТССМ Получено, что интерференция вихревого шнура, генерируемого перед плоскостью входа канала, со скачками уплотнения ускоряет перемещение начала псевдокачка вверх по потоку попадание Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 85 низконапорной осесимметричной струи (Мс = 1) в канал не вызывает ускорения перемещения начала псевдоскачка вверх по потоку. При взаимодействии струи и вихревого шнура с псевдоскачком, фиксированном на входной кромке канала, возможно образование перед входом в канал локальной зоны рециркуляционного течения, выступающей перед плоскостью входа. Показано, что в ряде случаев это может привести к помпажу. Взаимодействие вихревого шнура с псевдоскачком в глубине канала вызывает ухудшение характеристик канала, таких, как коэффициент восстановления полного давления, противопомпажный запас. При взаимодействии вихревого шнура с псевдоскачком, сопровождающимся образованием на входе в канал локальной рециркуляционной зоны, возможно улучшение характеристик канала. Полученные результаты имеют как фундаментальное, таки прикладное значение и могут быть использованы для повышения характеристик входных устройств двигательных установок летательных аппаратов, а также разработки газодинамических способов организации горения в каналах со сверхзвуковым потоком. Работа выполнена при частичной финансовой поддержке РФФИ проект № 00-01-00158). Исследование воспламенения и горения струи водорода за пилоном О.В. Гуськов, В.И. Копченов ЦИАМ им. ПИ. Баранова Исследованы воспламенение и горение струи водорода запило- ном. Впервой задаче струя водорода выдувалась в сверхзвуковой поток воздуха через трубку конечной толщины. При этом толщина этой трубки была разной для различных расчетов. Для поджигания водоро- до-воздушной смеси в области донного торца моделировалось действие воспламеняющей свечи. Показано, что при определенной толщине кромки горение в донной области может воспламенить основную струю водорода. Во второй задаче исследовалось воспламенение струи водорода в канале прямоугольного сечения. Струя выдувалась из инжектора с элипсообразным соплом. Показано, что, несмотря на то, что в расчетах наблюдается горение в области обратных токов за пилоном, основная струя водорода не воспламеняется. Для этого примера приводится сравнение сданными эксперимента, проведенного в ЦИАМ. Также изучено влияние некоторых параметров (степени не- расчетности струи, температуры струи, пилотного факела, толщины задней кромки пилона и др) на возможность воспламенения основной Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 86 струи водорода. Однако во всех приведенных примерах процесс горения в основной струе протекает слабо. Расчеты проведены с помощью программ FNAS2D и FNAS3D, разработанных в ЦИАМ для расчета двумерных и трехмерных турбулентных течений многокомпонентного газа с учетом неравновесных химических реакций в рамках решения полных осредненных уравнений Навье–Стокса. Для замыкания системы уравнений использовалась однопараметрическая модель турбулентности АН. Секундова. В качестве модели химической кинетики была выбрана модель Димитрова (30 реакций для 8 реагирующих компонент. Работа выполнена при частичной финансовой поддержке РФФИ проект № 00-01-00158). Применение нейросетевых технологий в задачах аэродинамического проектирования и определения характеристик летательных аппаратов Е.А. Дорофеев МФТИ, Москва ЮН. Свириденко ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Рассматриваются возможности применения искусственных нейронных сетей для определения аэродинамических характеристик профилей и крыльев пассажирских самолетов. Известно, что прямоточные нейронные сети без обратных связей (многослойные персеп- троны) являются универсальными аппроксиматорами. Согласно теореме Колмогорова, любое нелинейное отображение приближается с заданной точностью подходящей нейронной сетью. В настоящее время нейросетевые технологии широко используются в задачах автоматического управления, прогнозирования временных рядов и различных задачах распознавания образов. В последнее время появились работы, связанные с применением нейронных сетей для решения задач аэродинамики. В данной работе нейронные сети используются для определения аэродинамических характеристик пассажирских самолетов на крейсерском режиме полета. В качестве примеров рассмотрены задачи определения критического числа Маха, аэродинамического качества, зависимости сопротивления от числа Маха при постоянной подъемной силе. Следует отметить, что эти характеристики являются существенно нелинейными функциями геометрии аэродинамического тела и параметров набегающего потока. Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 87 Полученные в работе оценки точности определения аэродинамических характеристик с помощью обученных нейронных сетей показывают возможность использования данного подхода в задачах аэродинамического проектирования. Обученная нейронная сеть требует минимальных вычислительных ресурсов, что позволяет эффективно использовать методы случайного поиска и эволюционные генетические и т.д.) алгоритмы в задачах проектирования. Для примера расчет одного варианта компоновки крыло + фюзеляж требует на PC PIII-450 около 16 минут CPU, оценка 1000 вариантов с помощью нейронной сети занимает 1.9 секунды. Время обработки одного варианта уменьшается враз. При этом в процессе проектирования нейронная сеть позволяет аккумулировать и обрабатывать новую информацию, улучшая точность прогнозирования. О закритическом течении на треугольном крыле при ньютоновском предельном переходе Г.Н. Дудин, В.Я. Нейланд ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Исследовано симметричное обтекание плоского треугольного крылана режиме сильного вязко-невязкого взаимодействия пограничного слоя с внешним гиперзвуковым потоком в предположении, что температура крыла мала по сравнению с температурой торможения набегающего потока. Аналитическое исследование проведено при использовании ньютоновского предельного перехода, при котором величина показателя адиабаты стремится к единице, а значения чисел Маха и Рейнольдса – к бесконечности. Приведена классификация возможных режимов течения при разных значениях удлинения крыла. Проведено сравнение с результатами численных расчетов. Установлено, что при показателе адиабаты, стремящемся к единице, реализуются три режима течения в зависимости от значений удлинения крыла. Показано,чтопри обтекании холодного плоского треугольного крыла с удлинением порядка единицы и показателем адиабаты, стремящемся к единице, в ламинарном пространственном пограничном слое возникают вторичные течения с поперечной компонентой скорости порядка разности величины показателя адиабаты и единицы. В предельном случае установлено, что система уравнений в частных производных, описывающих течение на всем крыле, разделяется, а течение в окрестности плоскости симметрии крыла описывается в нулевом приближении системой обыкновенных Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 88 дифференциальных уравнений, которая замыкается при использовании следующих членов разложения. Найдена аналитическая зависимость координаты перехода от закритического режима течения к докритическому в виде двучленного разложения, коэффициенты которого определяются из решения системы обыкновенных дифференциальных уравнений, записанной в автомодельных переменных в области закритического течения для нулевого приближения. При обтекании крыла совершенным газом с числом Прандтля, равным единице, получены численное значение для коэффициентов в разложении для координаты перехода и аналитические выражения для функций течения, явно выражающих зависимость от удлинения крыла. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 01-01-00189). Информационная модель накопления и кодификации знаний в области летных испытаний авиационной техники В.Н. Замилов, В.А. Леонов, Б.К. Поплавский МАИ им. С. Орджоникидзе, Москва В последние годы усиленно развивается новое направление в проектировании, создании и эксплуатации авиационной техники, основанное на С технологиях, предусматривающее создание электронного аналога каждого изделия, наличие и накопление знаний о нем в течение всего жизненного цикла. Одним из этапов решения этой задачи является классификация и кодификация знаний в области летных испытаний и исследований летательных аппаратов, систематизация результатов научно-технической деятельности, создание и использование предметно-ориентированных баз знаний в прикладных исследования и разработке наукоемкой продукции. Исследование накопленных знаний в области летных испытаний с применением современных информационных технологий связано с представлением информации в электронном виде. Для обеспечения безбумажного обмена информацией и ее использования должны быть созданы методики, требования, стандарты, проведен процесс подготовки кадров. В работе предложена многоуровневая иерархическая структура кодификации знаний, приведена обобщенная модель цикла испытаний и испытательных работ, описывающая в универсальной форме последовательность и содержание работ для различных жизненных Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 89 циклов летательных аппаратов. Рассмотрены основные методические принципы классификации родов (подклассов) и видов испытаний в зависимости от различных факторов, связанных с назначением испытаний, использованием испытательного оборудования, уровнем проведения испытаний, стадиями жизненного цикла летательного аппарата. Предложена единая функциональная матричная модель объекта испытаний цикла испытаний и испытательных работ, описывающая в универсальной форме последовательность и содержание работ для различных жизненных циклов Л.А. введена матрица кодов испытаний ЛА, зависящая от его составных частей и жизненного цикла. Исследование влияния отказа двигателя на аэродинамические характеристики транспортного самолета с ТВД ЕМ. Золотько, А.В. Петров, ЮГ. Степанов, МВ. Шмаков ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Представлены результаты экспериментальных исследований продольных и боковых аэродинамических характеристика также эффективности органов управления модели двухдвигательного транспортного самолета нетрадиционной двухбалочной схемы при отказе двигателя. Испытания проведены в АДТ Т ЦАГИ на модели самолета во взлетной (з = 25 °) и посадочной (з = 50 °) конфигурациях лопастными воздушными винтами (ВВ) одинакового (левого) вращения в диапазонах нагрузки на ометаемую площадь В = 1 ÷2.8, углов атаки α = –6÷20° и углов скольжения β = ±16°. Проведен анализ влияния отказа как правого (критического, таки левого двигателя на продольные и боковые аэродинамические характеристики. Показано, что отказ одного из двигателей приводит к уменьшению несущих свойств самолета, увеличению сопротивления, изменению продольной и боковой статической устойчивости и появлению дополнительных моментов рысканья и крена. На основе данных по исследованию эффективности органов управления определены условия балансировки самолета при отказе двигателя. В частности, показано, что при отказе правого (критического) двигателя балансировка момента рыскания может быть обеспечена в ограниченном диапазоне углов скольжения ( β ≤ –7°), а эффективность элеронов является достаточной для обеспечения балансировки по крену, как во взлетной, таки посадочной конфигурациях. Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 90 Исследование взаимодействия сдвиговых слоев со скачками уплотнения применительно к разработке газодинамических методов организации горения в сверхзвуковом потоке МА. Иванькин ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Разработка концепции современных многорежимных высокоскоростных прямоточных двигателей на углеводородном топливе требует решения комплекса сложных задач, одной из которых является выбор способа организации горения, который позволит сократить размеры камеры сгорания, даст возможность уменьшения теп- лонапряженности конструкции и обеспечит горение топливной смеси при пониженных температурах потока. Перспективной с этой точки зрения представляется применение газодинамических методов стабилизация горения, когда в качестве "пилотного" факела – зоны, в которой происходит локальное самовоспламенение и горение топлива, используется пространственная, свободновисящая в сверхзвуковом потоке дозвуковая зона, удаленная от стенок камеры сгорания В качестве зон, в которых возможно организовать локальное самовоспламенение и устойчивое горение топлива, рассматриваются локальные дозвуковые зоны, искусственно создаваемые в потоке различными способами. Представлены результаты модельных экспериментальных исследований зарождения, развития и исчезновения локальных дозвуковых зон, создаваемых в сверхзвуковом потоке в результате интерференции сдвиговых слоев (след за телом, сверхзвуковая струя) со скачками уплотнения различной природы. Определены основные геометрические и газодинамические параметры, влияющие на условия образования, размер и форму локальной дозвуковой зоны, показаны основные типы течений и границы их реализации. Приведены результаты экспериментальной апробации пилотных факелов, представляющих собой локальные дозвуковые зоны нескольких видов. Исследования выполнены на аэродинамическом стенде ЦАГИ Т-131В с подогревом воздуха в сверхзвуковом потоке, образующемся на выходе из плоских расширяющихся каналов, при следующих параметрах потока числа Маха М ≈ 2.5÷2.6, температура и давление торможения в воздухоподогревателе T t ≈ 1200÷1500 К, P t ≈ 1.97÷3 МПа. Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 91 Получено самовоспламенение и устойчивое горение водорода в локальной головной свободновисящей дозвуковой зоне. Зона создавалась в результате интерференции звуковой струи газа (воздух с последующей заменой водородом, с сильным скачком уплотнения. Струя истекала из осесимметричного сопла, расположенного соосно на выходе из плоского канала. Скачок уплотнения создавался неза- пущенным осесимметричным профилированным телом с протоком, расположенным за плоским каналом. Получено самовоспламенение и горение водорода в передней дозвуковой зоне, создаваемой при обтекании осесимметричного профилированного тела с протоком, представляющего собой незапу- щенный диффузор, в центре которого расположена полая игла, выступающая перед срезом диффузора на длину L = 0.28 ÷1.28D (где D – диаметр входа диффузора. Через иглу навстречу потоку осуществляется выдув струи газа. Показано, что если для длинных игл (L = 1.28D) горение происходит только на контактной поверхности головной отрывной зоны за скачком уплотнения, генерируемым иглой, то при длине иглы L = 0.88D происходит самовоспламенение и интенсивное горение водорода во всей головной отрывной зоне, сопровождающееся появлением обширной зоны горения на выходе из тела с протоком. При длине иглы L = 0.88D обнаружен пульсирующий режим горения в головной части зоны горения, вызванный нестационарным характером отрывной зоны на игле. Показано, что, варьируя длину иглы и расход водорода, выдуваемого навстречу потоку, можно организовать управление горением осуществить как поджиг пилотного факела, таки его гашение. Получено самовоспламенение и устойчивое горение водорода в свободновисящей дозвуковой зоне, расположенной в следе за осесимметричным профилированным телом с протоком. Струя газа выдувалась через центральное сопло, расположенное в хвостовой части тела с протоком, соосно струе воздуха, проходящей через тело с протоком. Зона возникала при разрушении струи воздуха в результате интерференции со скачком уплотнения впервой бочке нерасчетной струи воздуха, истекающей из тела с протоком. При замещении воздуха, истекающего из сопла, водородом, происходило самовоспламенение и устойчивое горение водорода. Дан анализ применения различных газодинамических стабилизаторов в задачах управления горением в сверхзвуковом потоке. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 00-01-00158). Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 92 Газодинамические аспекты разработки многорежимного нерегулируемого прямоточного двигателя МА. Иванькин, А.Ф. Чевагин ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский На основании имеющихся экспериментальных данных показана возможность разработки нерегулируемого многорежимного прямоточного двигателя, базирующегося на новых газодинамических эффектах (гистерезис запуска нерегулируемых сверхзвуковых диффузоров, стабилизация горения в свободновисящих локальных отрывных зонах. С использованием полученного в экспериментах гистерезиса запуска сверхзвуковых диффузоров по площади горла и числу Маха разработан двухскачковый нерегулируемый воздухозаборник, обеспечивающий достаточно высокие газодинамические характеристики на входе в камеру сгорания ГПВРД в широком диапазоне чисел Маха. Предложен способ стабилизации горения в сверхзвуковом потоке вдали от элементов камеры сгорания с использованием в качестве пилотных факелов свободновисящих локальных отрывных зон, которые образуются при интерференции струй со скачками уплотнения. Разработана концепция камеры сгорания со стабилизацией горения в свободновисящих локальных отрывных зонах, создаваемых при пилонной подаче топлива. Рассмотрена возможность экспериментальной отработки двигателя такой схемы на экспериментальном летательном аппарате спускающегося по траектории, близкой к баллистической. Работа выполнена при частичной финансовой поддержке РФФИ проект № 00-01-00158). Исследование физических особенностей обтекания воздухозаборников при больших закритических углах атаки А.К. Иванюшкин, Е.В. Карпов ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Представлены результаты экспериментального исследования физической картины течения и характеристик воздухозаборника в диапазоне углов атаки α = 0÷180° при дозвуковых числах Маха набегающего потока. Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 93 Проведено сопоставление основных физических особенностей течения при больших закритических углах атаки при дозвуковых скоростях и на режиме М = 0. Получено, что у воздухозаборника с горизонтальным расположением клина сжатия при углах атаки α ∼ 180° Мина режиме М = 0 формируются области отрывного течения как на внутренних поверхностях обечайки и нижней стенки канала, таки на внутренних поверхностях боковых щек. Области возвратного течения образуются вследствие отрыва втекающего воздуха от острых кромок обечайки и щек. При больших углах атаки ( α < 90°) кромки боковых щек обтекаются безотрывно. На внутренней поверхности клина сжатия и внешней поверхности обечайки наблюдаются линии раздела втекающей струи и внешнего потока, являющиеся совокупностями критических точек. Выяснены закономерности изменения характеристик воздухозаборников в широком диапазоне углов атаки до α ≈ 180° для различных компоновок воздухозаборника на самолете. Получены экспериментальные данные о положительном влиянии механизации входа в виде отклоняемой обечайки и окна со створкой на течение и характеристики воздухозаборника. Вычислительные эксперименты в задачах оптимизации формы крыловых профилей с ограничением на максимум скорости в бесконечном потоке и над экраном АН. Ихсанова НИИММ им. Н.Г. Чеботарева КазГУ, Казань Один из известных подходов к решению плоских задач оптимального аэродинамического проектирования базируется на теории вариационных обратных краевых задач аэрогидродинамики (см, например. К настоящему времени в рамках этого подхода решен целый ряд оптимизационных задач (см. [2]). Одной из них является задача нахождения в плоскопараллельном потоке идеальной несжимаемой жидкости с фиксированной скоростью на бесконечности формы профиля с гладким (за исключением, возможно, задней кромки) и непроницаемым контуром, максимизирующего коэффициент подъемной силы при ограничении на максимальное значение скорости на контуре. Теоретическое исследование этой задачи проведено в [3], а ее обобщением является задача оптимизации формы профиля над экраном [4]. Наличие неизвестной границы и нелинейность целевого функционала и ограничений существенно усложняют Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 94 исследование задачи приводят к необходимости применения численных методов и проведения вычислительных экспериментов. Численная реализация решений была осуществлена двумя способами в программном пакете MATLAB с помощью метода штрафных функций ив программном пакете Fortran PowerStation 4.0 с использованием метода Каруша–Куна–Такера (например, [5]). Проведены вычислительные эксперименты и сравнения результатов, полученных различными методами, построены формы оптимизированных профилей. Выражаю глубокую признательность А.М. Елизарову и ДА. Фо- кину за оказанную помощь в работе. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 02-01-00171). Литература 1. Елизаров А.М. Вариационные обратные краевые задачи и их приложения Труды Математического центра им. НИ. Лобачевского. Т. Краевые задачи и их приложения. – Казань УНИПРЕСС, 1999. – с. 26-43. 2. Елизаров А.М., Ильинский Н.Б., Поташев А.В. Обратные краевые задачи аэрогидродинамики. – М Наука, 1994. – 440 с. 3. Елизаров А.М., Фокин ДА Вариационные обратные краевые задачи аэрогидродинамики Докл. АН России. – 2001. – Т. 377. – №. 6. – с. 1-6. 4. Елизаров А.М., Ихсанова АН, Фокин ДА Численная оптимизация формы крыла экраноплана методами вариационных обратных краевых задач Обозрение прикладной и промышленной математики. т. 8. – М Научное издательство “ТВП”, 2001. – с. 165-167. 5. Peresini A.L. The Mathematics of Nonlinear Programming. – Springer- Verlag, 1988. – 273 p. Роль продольных локализованных структур в процессе перехода к турбулентности в пограничных слоях и струях В.В. Козлов ИТПМ СО РАН, Новосибирск Представлены результаты анализа особенностей ламинарно- турбулентного перехода в различных сдвиговых течениях при дозвуковых скоростях, вызванных продольными локализованными стационарными и нестационарными структурами. Рассмотрен один из механизмов турбулизации течений, обусловленный возникновением Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 95 и развитием вторичных высокочастотных возмущений в областях неустойчивости течения, создаваемых его модуляцией продольными структурами. Показано, что этот процесс одинаков как в различных видах сдвиговых течений (пограничный слой, струя, таки в течениях типа продольных локализованных структур (стационарных и нестационарных. Высокоскоростные ПВРД в разработках Тураевского МКБ Союз Г.В. Комиссаров, Б.П. Лысенко, А.Г. Суетин, А.М. Терешин ТМКБ Союз, Лыткарино При проектировании любых летательных аппаратов на заданный диапазон их применения по скоростями высотам полета важно априорно оценивать характеристики предполагаемых к использованию двигателей. Заявляемые характеристики двигателей далее экспериментально проверяются на наземных стендах ив натурных условиях. В большой степени это относится к двигателям современных и перспективных летательных аппаратов, используемых в широком диапазоне сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростей полетав атмосфере Земли. В работе представлены некоторые результаты проведенных в ТМКБ Союз разработок сверхзвуковых и гиперзвуковых ПВРД для высокоскоростных летательных аппаратов. На базе концепции сверхзвуковой ракеты Х получено, что многоканальное воздухозаборное устройство, обслуживающее один ПВРД, обладает существенно отличительными характеристиками по сравнению с традиционными одноканальными. Расчетные оценки и экспериментальные исследования позволили в первую очередь определить значительное влияние корпуса летательного аппарата на внутренние характеристики воздухозаборного устройства и, как следствие, на характеристики всего двигателя. Применительно к перспективным разработкам в последнее время в ТМКБ Союз проводятся исследования гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ГПВРД). Рассматриваются ГПВРД плоской конфигурации, как наиболее интегрируемые скор- пусом летательного аппарата. ГПВРД исследуются на разных видах топлива для летательных аппаратов различного назначения. Основными результатами наземных экспериментов в аэродинамических трубах ЦАГИ, ЦИАМ, МАИ для исследованных чисел М = 5 ÷6.2 явились Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 96 – реализация устойчивого рабочего процесса в ГПВРД со сверхзвуковым горением в камере сгорания (Мкс = 1.1 ÷1.2); – доведение полноты сгорания до величины η = 0.95 при оптимальных вариантах концепций проточной части ГПВРД; – сохранение целостности основных элементов ГПВРД на всех исследованных режимах. Дальнейшее исследование ГПВРД и сопутствующих задач в ТМКБ Союз планируется на гиперзвуковых летающих лабораториях, которые позволят обеспечить полное моделирование всех условий комплексного воздействия на двигатель аэродинамических и тепловых нагрузок на режимах с числами М более 6 ÷8. Для этих целей предполагается использование концепций лабораторий на базе воздушного старта с применением в качестве разгонных и маршевых ступеней известных и отработанных на практике высокоскоростных ракет. В ТМКБ Союз проводятся перспективные исследования по созданию ГПВРД с детонационным горением. Предложена принципиальная схема двигателя, у которого, возможно, полностью решены основные вопросы реализации детонационного горения, среди которых создание гомогенной смеси перед фронтом детонации, стабилизация детонационной волны, исключение горения в пограничном слое. Численные исследования обтекания сверхзвуковым потоком подветренной стороны дельта-крыла ТА. Коротаева, А.П. Шашкин ИТПМ СО РАН, Новосибирск Рассматривается обтекание дельта-крыла потоком газа при числе Маха 2, под углом атаки 20 °. При обтекании дельта-крыла наблюдается сложная картина потока на подветренной стороне. Здесь формируются продольные вихревые структуры, висячие скачки уплотнения, волны разрежения. Сложная структура потока на подветренной стороне дельта-крыла может быть также нестационарной. До сих пор открытым остается вопрос о возможности численного моделирования указанных процессов в рамках уравнений Эйлера. В настоящей работе показано, что задание вихревой поверхности вместо использования обычного условия непротекания на твердой стенке позволяет получить численные результаты, адекватно описывающие реальные физические процессы. Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 97 В работе представлены результаты численного моделирования обтекания подветренной стороны дельта-крыла потоком под большим углом атаки. Проводится сопоставление результатов расчета сданными экспериментов. Исследуется влияние скругления кромки на характер обтекания дельта-крыла. Обсуждаются условия нестационарности потока на подветренной стороне крыла. Применение спектров высокого порядка для изучения нелинейных стадий перехода в сверхзвуковом пограничном слое АД. Косинов, АИ. Семисынов ИТПМ СО РАН, Новосибирск Исследования ламинарно-турбулентного перехода при сверхзвуковых скоростях обычно проводятся в условиях контролируемых и естественных пульсаций. Экспериментальные исследования устойчивости сдвиговых течений с помощью контролируемых возмущений позволяют сравнить получаемые данные с теоретическими расчетами и развивать теоретические модели. Однако используемые в контролируемых экспериментах методы осреднения могут быть применены для относительно небольших амплитуд возмущений. Для изучения поздних стадий ламинарно-турбулентного перехода необходимо использовать совместный подход, параллельно проводя исследования развития естественных и контролируемых возмущений. В этом случае для выявления характера нелинейного взаимодействия естественных возмущений используют спектральный анализ высокого порядка, а в контролируемых экспериментах моделируют механизмы этого нелинейного взаимодействия. При использовании бис- пектрального анализа выделяется квадратичная нелинейность, ас помощью триспектрального анализа можно выделить кубическую нелинейность. В случае сверхзвукового пограничного слоя этот метод никогда не применялся. Мотивацией использования этого метода при исследовании поздних стадий ламинарно-турбулентного перехода в сверхзвуковом пограничном слое является отсутствие теоретических моделей нелинейного взаимодействия волн и необходимостью обоснования постановки экспериментов с контролируемыми возмущениями. Основная задача исследований ламинарно-турбулентного перехода теоретическое описание и предсказание положения перехода. Пока этого нет. По-видимому, это трудно сделать в рамках теории Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 98 устойчивости без привлечения статистического подхода. К сожалению, нет детальных экспериментальных исследований естественного перехода с анализом статистических характеристик возмущений. Этому посвящена данная работа. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 00-01-00828). Проблемы и результаты расчетных исследований |