Инд. авторы:	Дрясов А.Д., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В., Семенов А.Н.
Заглавие:	Влияние вихревых возмущений на ламинарно-турбулентный переход в сверхзвуковом пограничном слое на скользящем крыле при м = 2,5
Библ. ссылка:	Дрясов А.Д., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В., Семенов А.Н. Влияние вихревых возмущений на ламинарно-турбулентный переход в сверхзвуковом пограничном слое на скользящем крыле при м = 2,5 // Вестник Новосибирского государственного университета. Серия: Физика. - 2016. - Т.11. - № 1. - С.16-22. - ISSN 1818-7994.
Внешние системы:	РИНЦ: 25941241;
Реферат:	rus: Выполнены экспериментальные исследования восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя на скользящем крыле к вихревым возмущениям при числе Маха 2,5. В экспериментах использовались 3 % симметричная модель скользящего крыла с чечевицеобразным профилем и углом скольжения кромок 45. Выполнено исследование структуры вихревых возмущений, создаваемых с помощью проволоки. Показано, что уровень возмущений в свободном потоке увеличивается с ростом диаметра проволоки. Определены положения ламинарно-турбулентного перехода и получены данные по развитию возмущений в пограничном слое модели. Получено, что увеличение интенсивности вихревых возмущений в свободном потоке приводит к более раннему переходу. Определены коэффициенты восприимчивости. eng: Experimental investigations of the receptivity of a supersonic boundary layer on a swept wing to the vortex perturbations were made at Mach 2.5. A symmetrical wing model with a 45 sweep angle and a 3-percent-thick circular-arc airfoil was used in experiments. The investigation of the vortex disturbances structure generated by a wire was done. It has been shown that the level of disturbances in the free flow increases with increasing wire diameter. The positions of the laminar-turbulent transition at different diameters of wire were determined and data of the disturbances development in the model boundary layer were obtained. It was found that an increase in the intensity of vortex disturbances in the free flow leads to an earlier transition. Receptivity coefficients were determined.
Ключевые слова:	vortex disturbances; supersonic boundary layer; ламинарно-турбулентный переход; вихревые возмущения; сверхзвуковой пограничный слой; laminar-turbulent transition;
Издано:	2016
Физ. характеристика:	с.16-22
Цитирование:	1. Bippes H. Basic experiments on transition in three-dimensional boundary layers dominated by crossflow instability // Prog. Aero. Sci. 1999. Vol. 35. P. 363-412. 2. Saric W. S., Reed H. L., White E. B. Stability and transition of three-dimensional boundary layers // Ann. Rev. Fluid Mech. 2003. Vol. 35. P. 413-440. 3. Boiko A. V., Grek G. R., Dovgal A. V., Kozlov V. V. The Origin of Turbulence in Near-Wall Flows. Berlin: Springer-Verlag, 2002. 4. Гапонов С. А., Маслов А. А. Развитие возмущений в сжимаемых потоках. Новосибирск: Наука, 1980. 144 с. 5. Bushnell D. M. Notes on initial disturbances field for transition problem // Instability and Transition / Eds. M. Y. Hussaini, R. G. Voigt. Berlin: Springer-Verlag, 1990. Vol. 1. P. 217-232. 6. Schneider S. P. Effects of high-speed tunnel noise on laminar-turbulent transition // J. of Spacecraft and Rockets. 2001. Vol. 38. No. 3. P. 323-333. 7. Morkovin M. V. On supersonic wind tunnels with low free-stream disturbances // J. of Applied Mechanics. Tran. ASME. Series E. 1959. Vol. 26. P. 319-324. 8. Pate S. R. Effect of wind tunnel disturbances on boundary layer transition with emphasis on radiated noise: a review // AIAA. 1980. Paper 80-431. 9. Laufer J. Aerodynamic noise in super-sonic wind tunnels // Aerospase Sci. 1961. Vol. 28. No. 9. P. 685-692. 10. Uberoi M. S. Effect of wind-tunnel contraction on free-stream turbulence // J. Aeronaut. Sci. 1956. Vol. 23. No. 12. P. 885-899. 11. Kogan M. N., Shumilkin V. G., Ustinov M. V., Zhigulev S. V. Response of boundary layer flow to vortices normal to the leading edge // J. Mech. B - Fluids. 2001. Vol. 20. P. 813-820. 12. Watmuff J. F. Effect of weak freestream uniformity on boundary layer transition // J. Fluid Eng. 2006. Vol. 128. P. 247-257. 13. Занин Б. Ю., Катасонов М. М., Михаэлис М. В., Павленко А. М. Экспериментальные исследования влияния вихревых возмущений на обтекание модели крыла при малых числах Рейнольдса // Вестн. Новосиб. гос. ун-та. Серия: Физика. 2014. Т. 9, вып. 3. C. 32-38. 14. Kosinov A. D., Semionov N. V., Yermolaev Yu. G. Disturbances in test section of T-325 supersonic wind tunnel. Novosibirsk, 1999, 24 p. (Preprint Institute of Theoretical and Applied Mechanics, № 6-99). 15. Semionov N. V., Kosinov A. D., Yermolaev Yu. G. Experimental study of receptivity of supersonic boundary layer on swept wing // 5th European Conference for Aerospace Sciences (EUCASS 2013) (Germany, Munich, 1-5 Jul. 2013): Proceedings. CIMNE, 2013. Paper 339. 16. Ермолаев Ю. Г., Косинов А. Д., Семенов Н. В. Экспериментальные исследования устойчивости сверхзвукового пограничного слоя на скользящем крыле при M = 2 // Учен. зап. ЦАГИ. 2011. Т. 42, № 1. С. 3-11. 17. Ермолаев Ю. Г., Косинов А. Д., Семенов Н. В. Экспериментальное исследование нелинейных процессов в пограничном слое на скользящем крыле при числе Маха М = 2 // Прикладная механика и техническая физика. 2014. Т. 55, № 5. С. 45-54. 18. Львовский Е. Н. Статистические методы построения эмпирических формул. М.: Высш. шк., 1988. 239 с.