Диплом, курсовая, контрольная работа
Помощь в написании студенческих работ

Экспериментальное исследование управления отрывными течениями с помощью электрических разрядов

Диссертация: Экспериментальное исследование управления отрывными течениями с помощью электрических разрядов
ДиссертацияПомощь в написанииУзнать стоимостьмоей работы

Эксперименты поуправлениюотрывом потока на прямоугольном крыле были проведены-при числах Рейнольдса (0,35 0,875)х10б. Для управления течением применялся поверхностный • диэлектрический барьерный, разряд. Влияние разряда исследовано для широкого диапазона углов атаки модели, частоты и мощности разряда, его расположения и геометрии электродов. Было обнаружено, что барьерный разряд может успешно… Читать ещё >

Содержание

  • Перечень основных обозначений
  • Глава 1. Обзор исследований по использованию электрических разрядов для управления отрывными течениями газа
    • 1. 1. Отрывные течения на осесимметричных телах
    • 1. 2. Отрывные течения на крыльях летательных аппаратов
    • 1. 3. Активные методы управления течениями
    • 1. 4. Применение электрических разрядов для управления течениями
      • 1. 4. 1. Коронный разряд и ионный ветер
      • 1. 4. 2. Поверхностный диэлектрический барьерный разряд
      • 1. 4. 3. Влияние низкотемпературной плазмы- на течение’в пограничном слое на крыловых профилях и осесимметричных телах
    • 1. 5. Выводы по главе 1
  • Глава 2. Экспериментальное оборудование и методы измерений
    • 2. 1. '- Аэродинамическая трубаТ
    • 2. 2. Экспериментальные методы
    • 2. 2. Г. Визуализация течения вблизи поверхности и предельных линий тока
      • 2. 2. 2. Визуализация течения методом лазерного ножа
      • 2. 2. 3. — Термоанемометрия.&bdquo
    • 2. 214'. Измерение давления на поверхности моделей.34?
      • 2. 3. Электрооборудование для создания электрического разряда
        • 2. 3. 1. Аппаратура для создания дугового разряда
        • 2. 3. 2. Аппаратура для создания искрового разряда
      • 213. 3. Аппаратура для создания барьерного разряда
    • 2. 3.4. Стендовые испытания высоковольтной системы управления
      • 2. 4. Выводы по главе 2
  • Глава. З. Управление вихревым обтеканием конуса под углом атаки
    • 3. 1. Экспериментальные модели
    • 3. 2. Исследование структуры течения
      • 3. 2. 1. Режимы течения и положения линий отрыва. 3.2.2. Исследование влияния формы носика на формирование вихревого течениябО 3.2.3. Выбор расположения*зоны энергоподвода
    • 3. 3. Управление течением с помощью электрического разряда
      • 3. 3. 1. Эксперименты с дуговым разрядом
      • 3. 3. 2. Эксперименты с искровым разрядом
    • 3. 4. Численное моделирование задачи управления вихревым течением на конусе
    • 3. 5. Выводы по главе 3
  • Глава 4. Управление отрывным течением на модели прямоугольного крыла
    • 4. 1. Экспериментальная модель
    • 4. 2. Результаты экспериментов
      • 4. 2. 1. Поверхностная визуализация течения вблизи линии отрыва
      • 4. 2. 2. Термоанемометрические измерения в следе
      • 4. 2. 3. Эксперименты по управлению отрывным течением
    • 4. 3. Выводы по главе 4
  • Глава 5. Управление отрывным течением на модели скользящего крыла
    • 5. 1. Экспериментальная модель
    • 5. 2. Результаты экспериментов
      • 5. 2. 1. Поверхностная визуализация течения.,
      • 5. 2. 2. Управление отрывным течением с помощью разряда
    • 5. 3. Выводы по главе 5

Экспериментальное исследование управления отрывными течениями с помощью электрических разрядов (реферат, курсовая, диплом, контрольная)

Большое влияние на изменение аэродинамических характеристик летательных аппаратов оказывает возникновение и развитие около них отрывных течений. Отрывные течения очень многообразны. Они могут быть стационарными и нестационарными, ламинарными и турбулентными, двумерными и пространственными. Отрывные течения являются одной из наиболее сложных областей динамики вязкой жидкости [1].

Актуальность темы

Отрыву потока от поверхностей, возникающему при движении тела в жидкости или газе, уделялось особое внимание на протяжении всей истории развития аэрогидродинамики. В большинстве случаев отрыв — явление нежелательное, приводящее к вредным последствиям (увеличение сопротивления движению тела, ухудшение его аэродинамических характеристик, возникновение нестационарных нагрузок и т. п.). Отрывные течения изучаются на протяжении многих лет с целью совершенствования! методов их прогнозирования и разработки способов целенаправленного воздействия на них, то есть управления отрывом потока.

На сегодняшний день известно множество3 устройств! пассивного (вихрегенераторы и т. п.) и активного (вдув/отсос газа, синтетические1 струи и т. п.) управления отрывными течениями, многие из которых доказали свою эффективность и с успехом &bdquo-применяются на реальных летательных аппаратах (ЛА). Устройства активного управления потоком, основанные на применении механических или струйных систем, зачастую достаточно-сложны в изготовлении, добавляют вес к конструкции ЛА, требуют существенных дополнительных объемов и могут становиться источниками шума и вибраций.

В настоящее время среди существующих методов активного управления потоком выделяется применение ' электрического разряда, в том числе низкотемпературной слабоионизованной поверхностной плазмы (диэлектрический барьерный разряд). Конструкция разрядников позволяет производить их поверхностный монтаж, не искажая формы обтекаемого тела, и осуществлять воздействие (ионным ветром и т. д.) внутри пограничного слоя, что позволяет управлять основным течением при небольшой мощности воздействия. К основным преимуществам данного подхода можно отнести: простую конструкцию устройства^ управления и прямое преобразование энергии в кинетическую энергию газа без использования, сложных механических систем. Кроме того, время образования разряда много меньше всех характерных временных масштабов газодинамического течения, что позволяет осуществлять воздействие в широком диапазоне частот.

Цель данной работы — экспериментальное исследование возможности применения электрических разрядов для управления различными видами отрывных течений при дозвуковых скоростях потока. В работе рассматривается возможность управления тремя классическими видами отрывных течений:

• Управление вихревым обтеканием конуса под углом атаки;

• Управление отрывом потока на модели прямого крыла;

• Управление отрывом потока на модели скользящего крыла.

Задачи диссертационной работы:

1. проектирование, изготовление и оснащение измерительным оборудованием экспериментальных моделей и разработка методов проведения измерений;

2. проведение модельных физических экспериментов в аэродинамической трубе для исследования эволюции течения около моделей без внешнего воздействия и при воздействии на него электрических разрядов;

3. численное моделирование задачи управления отрывом потока путем локального подвода энергии;

4. исследование механизмов воздействия электрических разрядов на отрывное течение.

Научная новизна работы.

1. Результаты модельных физических экспериментов и численного моделирования задачи по управлению вихревым отрывным течением на конусе под углом атаки в дозвуковом потоке путем локального воздействия электрическим разрядом (подвода энергии) получены впервые.

2. Показано, что локальное воздействие вблизи носика приводит к перестройке вихревой конфигурации по всей длине конуса, при" этом величина и направление аэродинамической силы изменяются пропорционально величине воздействия.

3. Результаты, демонстрирующие возможность подавления отрыва на крыловых профилях, в том числе на-стреловидном крыле, с помощью ДБР получены при достаточно высоких числах Рейнольдса (Яе = (0,3 + 1,3)* 106).

4. Исследованы различные механизмы воздействия ДБР на отрывное течение, в том числе акустический. Показано, что акустический механизм подавления отрыва существует, но является весьма слабым и может рассматриваться как дополнительный.

5. Показано, что отрывное течение на крыле избирательно к частоте возбуждения разряда. Выделены диапазоны эффективных частот, при которых наблюдается максимальное подавление области отрывного течения.

6. Экспериментально обнаружен режим обтекания крыла, при котором низкочастотное возбуждение отрывного течения с помощью ДБР приводит к большим значениям подъемной силы крыла по сравнению со случаем безотрывного течения, присоединенного непрерывно работающим разрядом.

Научная и практическая ценность работы:

1. Выполнено комплексное экспериментальное исследование применения электрических разрядов для управления отрывными течениями газа, которые реализуются при обтекании осесимметричных тел и крыловых профилей под углом атаки при дозвуковых скоростях I потока.

2. Получены результаты, расширяющие представления о механизмах воздействия электрических разрядов на отрывные течения и о возможностях исследуемого метода управления.

3. Результаты демонстрируют возможность осуществления управления отрывом потока на крылофых профилях при значениях чисел Рейнольдса, близких к натурным, что, наряду с возросшим в последние годы интересом к развитию малоразмерных беспилотных летательных аппаратов, может способствовать их практическому применению.

Достоверность полученных результатов. Степень достоверности полученных результатов достаточно обоснована по* следующим причинам. В экспериментальных исследованиях применялись широко апробированные методы: измерения с помощью термоанемометра и измерения распределения поверхностного давления. Данные количественных измерений дополнены результатами поверхностной и пространственной визуализации течений. Экспериментальные данные подтверждаются результатами численного моделирования методами RANS. Полученные в работе результаты согласуются с выводами, полученными другими авторами. Важным свидетельством достоверности полученных в диссертации результатов' является их апробация на национальных и международных симпозиумах и конференциях, а также обсуждение этих результатов со специалистами в данной области.

На защиту выносятся следующие научные положения диссертации: результаты экспериментального исследования и численного моделирования задачи управления вихревым отрывным течением на конусе под углом атаки с помощью электрического разряда в дозвуковом потоке;

— результаты экспериментального исследования управления отрывным течением на модели прямоугольного крыла с помощью диэлектрического барьерного разряда;

— результаты экспериментального исследования управления отрывным течением на модели скользящего крыла с помощью диэлектрического барьерного разряда.

Основные результаты работы опубликованы в российских журналах (Письма в журнал технической физики, Прикладная, механика> и техническая физика, 2010 г.) и докладывались на< международной конференции по методам аэрофизических исследований (Новосибирск 2007, 2008* гг.), на конференции AIAA (2005, 2007, 2008, 2009 гг.), на всероссийской школе-конференции" молодых ученых «Проблемы механики теория, эксперимент и новые технологии» (Новосибирск 2007, 2009гг.), на молодежной конференции «Устойчивость и турбулентность течений гомогенных и гетерогенных жидкостей» (Новосибирск 2005, 2008гг.), на школе-семинаре СибНИА «Аэродинамика и динамика полета летательных аппаратов» (Новосибирск 2007, 2008гг.), на всероссийской научной конференции студентов-физиков (Ростов-на-Дону, Таганрог, 2007 г.), на семинарах ИТПМ СО РАН по аэрогазодинамике и на научной сессии НГТУ.

Личный вклад автора заключается в постановке задачэкспериментальных исследований, планировании и проведении экспериментов. Им созданы алгоритмы и программы обработки данных, выполнена обработка результатов экспериментов. Выполнено численное моделирование обтекания экспериментальных моделей и проведено сравнение экспериментальных данных с результатами расчетов. Представление изложенных в диссертации и выносимых на защиту результатов, полученных в совместных исследованиях, согласовано с соавторами.

Диссертация состоит из введения, пяти глав и заключения.

5.3. Выводы по главе 5.

Эксперименты по управлению отрывом потока на скользящем крыле проведены при дозвуковых скоростях набегающего потока и числах Рейнольдса (0,25 1,3)х106.

Восприимчивость течения к возмущениям, вносимым разрядом, в случае пространственного течения на скользящем крыле имеет избирательный характер. Максимальное подавление области отрыва достигается при расположении разрядника вблизи передней кромки перед линией отрыва в диапазоне/= 1-^-2 кГц (БЬ = 7,7 15,4) при работе разряда в непрерывном режиме. Вместе с тем схожий по величине эффект достигается при возбуждении разряда пакетами импульсов с частотой следования F = 0,1 кГц (вЬ = 2,2).

Обнаружено, что возбуждение течения разрядом с низкой частотой в пакетном режиме может не только способствовать подавлению отрыва на скользящем крыле, но и приводить к возникновению нестационарных режимов обтекания крыла, при которых величина подъемной силы превосходит соответствующее значение для безотрывного течения, присоединенного непрерывно работающим разрядом при прочих равных условиях. В этом случае возможно возникновение периодических нагрузок.

Восприимчивость пространственного отрывного течения к акустическим возмущениям, генерируемым ДБР, носит избирательный характер, но при этом, как и в случае течения на прямоугольном крыле, акустический механизм воздействия является весьма слабым и не может рассматриваться в качестве основного механизма управления.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

.

Экспериментально показано, что применение электрического разряда в районе носика конуса, обтекаемого под углом атаки, является эффективным механизмом управления отрывным вихревым течением. Применение разряда позволяет добиться как симметризации изначально несимметричного вихревого течения, так и направленно перевести симметричное ' вихревое течение в режим несимметричных вихрей. Управление асимметрией течения, в свою очередь, дает возможность контролировать направление боковой аэродинамической силы. Кроме того, получен эффект пропорционального управления, когда величина и направление аэродинамическойсилы зависят от интенсивности воздействия. Применение искрового разряда, имеющего периодическую природу, позволило значительно снизить необходимую для эффективного управления мощность по сравнению с дуговым, разрядом> '.

IV< 50 Вт). Результаты экспериментов, дополненные результатами численного моделирования, показывают, что локальное воздействие вблизи носика обтекаемого тела, приводит к перестройке течения повсей длине конуса. Полученные данные дают возможность рассматривать электрический разряд вкачестве активного элемента систем управления перспективных летательных аппаратов. Показано, что разряд может применяться не только как средство для снижения боковых нагрузок, но и как активное устройство для создания управляющих моментов.

Эксперименты поуправлениюотрывом потока на прямоугольном крыле были проведены-при числах Рейнольдса (0,35 0,875)х10б. Для управления течением применялся поверхностный • диэлектрический барьерный, разряд. Влияние разряда исследовано для широкого диапазона углов атаки модели, частоты и мощности разряда, его расположения и геометрии электродов. Было обнаружено, что барьерный разряд может успешно применяться для управления отрывом потока на крыле при больших углах атаки. Найдено два диапазона эффективных частот 0,1 -г- 0,2 (БЬ = 2-^6) и 1-^-2 кГц (БИ = 29−5- 58), в которых применение ДБР приводит к наибольшему подавлению области отрыва. При этом прослеживаются три сценария подавления отрыва. В первом случае (/= 1+2 кГц, непрерывный режим генерации) механизм воздействия может быть связан с колебаниями сдвигового слоя, а во втором (Я=0, КО, 2 кГц, пакетный режим генерации) с колебаниями глобального отрывного пузыря. В этих двух случаях можно говорить о воздействии на отрывное течение за счет периодической турбулизации или периодического разгона течения, приводящих к колебаниям линии отрыва и возмущению сдвигового слоя. В третьем случае при возбуждении разряда в непрерывном режиме, расположенного ближе к передней кромке, влияния частоты на размер области присоединенного течения не наблюдается, и наиболее вероятным механизмом воздействия является непосредственная турбулизация предотрывного пограничного слоя. Эксперименты показали, что изменение расположения разряда на поверхности модели, варьирование его мощности и частоты значительно влияет на отрывное течение и величину зоны турбулентного отрыва. Анализ результатов показал, что разряд имеет множественный механизм воздействия (турбулизация пограничного слоя, акустическое воздействие, периодическое ускорение пристеночного течения). Показано, что потребная для эффективного управления мощность, не превышает 60 Вт. Показано, что существует акустический механизм подавления отрыва, который может рассматриваться в качестве дополнительного. При этом присоединение потока достигается лишь при, а < 9° и Ш < 13 м/с в диапазоне/= 0,9 * 2 кГц (БЬ = 29 * 58).

Эксперименты" по управлению отрывом потока на скользящем^ крыле проведены при числах Рейнольдса, (0,25 1,3)х106. Восприимчивость течения к возмущениям, вносимым разрядом, в случае пространственного' течения? на скользящем, а крыле также имеет избирательный характер. Максимальное подавление области отрыва достигается при расположении разрядника вблизи передней кромки перед-линией отрыва в диапазоне/= 1 -?¦ 2 кГц (БЬ = 7,7 15,4) при работе разряда в непрерывномфежиме. Вместе с тем схожий по величине эффект достигается при* возбуждении-разряда пакетами импульсов с частотой следования Р= 0,1 кГц (БЬ = 2,2). Обнаружено, что возбуждение течения разрядом с низкой частотой в" пакетном режиме может не только способствовать подавлению отрыва на скользящем, крыле, но и приводить к возникновению нестационарных режимов обтекания крыла, при которых величина подъемной, силы превосходит, соответствующее значение для безотрывного течения, присоединенного непрерывно работающим разрядом при прочих равных условиях. В этом случае возможно возникновение периодических нагрузок.

Эксперименты с расположением разрядника за линией* отрыва показали, что, как и в случае прямого крыла, акустический механизм воздействия является слабым. Частичного присоединения потока удается достичь лишь при малых углах атаки и невысоких значениях скорости" набегающего потока (а < 10°, ит — 10 м/с). При этом максимальное подавление отрыва достигается при/= 1,55 кГц (БЬ = 51).

Показать весь текст

Список литературы

  1. Е.Н., Дубасов В. Т., Рыжов Ю. А. и др. Аэрогидромеханика: Учебник / Бондарев Е. Н., Дубасов В. Т., Рыжов Ю. А. и др.-М.: Машиностроение, 1993.-608 с.
  2. Chang Р.К. and Hartnett J.P. Control of Flow Separation: Energy Conservation, Operational Efficiency, and Safety: Series in Thermal and Fluid Engineering / Hemisphere Publishing Co., 1976.
  3. Lachmann G.V. Boundary Layer and Flow Control, Vol. 2, Pergamon Press, Oxford, 1961.
  4. Ronald D. Joslin, Daniel Miller Fundamentals and Applications of Modern Flow Control: Progress in Astronautics and Aeronautics Series: Hardback, Vol. 231 / Published by AIAA, 2009, 524 pages.
  5. Gad-el-Hak M. Flow Control: Passive, Active, and Reactive Flow Management: Hardback / Cambridge University Press, 2000,448 pages.
  6. A.K. Прикладная аэродинамика: Учебник. / Мартынов А.К.-М.: Машиностроение, 1972.—448с.
  7. П. Отрывные течения: Учебник, том первый / Чжен П.-М.: Издательство «МИР», 1972-ЗООс.
  8. Zilliac G.G., Degani D., Tobak. M. Asymmetric Vortices on a Slender Body of Revolution // AIAA J., Vol. 29, No. 5,1991. pp. 667−674.
  9. Аэродинамика ракет. Кн.1. Пер. с английского / Под ред. М. Хемша и Дж. Нилсена М.: Мир, 1989,432с.
  10. Skow, A.M. and Peake, D.J. High Angle of Attack Aerodynamic // AGARD Lecture Series No. 121, 1982. pp. 10−1-10−22.
  11. Hunt B.L. Asymmetric Vortex Forces and Wakes on Slender Bodies. // AIAA Paper, No. 821 336, 1982.
  12. Ericsson L.E. Reding J.P. Aerodynamic Effects of Asymmetric Vortex Shedding from Slender Bodies//AIAA Paper, No. 85−1797, 1985.
  13. Ericsson L.E. Sources of high alpha vortex asymmetry at zero sideslip / Journal of Aircraft. Vol. 29, No. 6. 1992. pp.1086−1090.
  14. Fisher D.F., Del Frate J.H., Richwine D.M. In-flight flow visualization characteristics of the NASA F-18 high alpha research vehicle at high angles of attack / Edwards, Calif.: NASA TM 4193, 1990.
  15. Banks D.W., Hall R.M., Erickson G.E., Fisher, D.F. Forebody Flow Field Effects on the High Angle-of-Attack Lateral-Directional" Aerodynamics of the F/A-18. // AIAA Paper, No. 94−017. 1994.
  16. Williams D. A review of forebody vortex control scenarios // AIAA Paper, No. 97−1967. 1997.
  17. В.В. Физика структуры потоков: Отрыв. потока // Соросовский Образовательный Журнал. № 4. 1998. С. 86−94.
  18. А.В., Довгаль А. В., Занин Б. Ю., Козлов В. В. Пространственная структура отрывных течений на крыловых профилях// Теплофизика и аэромеханика. Т. З, № 1. 1996. С. 1−141
  19. Jenkins L., Gorton S.A., Anders S. Flow control device evaluation for an internal flow with an adverse pressure gradient // AIAA Paper, No. 2002−0266.2002.
  20. Betterton J.G., Hackett K. C et al. Laser Doppler anemometry investigation on subboundary layer vortex generators for flow control // in: 10th Intl. Symp. on Apph of Laser Tech. to Fluid Mech., Lisbon. 2000.
  21. И.Д., Занин Б. Ю. Влияние формы поверхности крыла на отрыв потока // Теплофизика и аэромеханика. Т. 10, № 2. 2003. С. 205−213.
  22. Bernhardt J.E., Williams D.R. The effect of Reynolds number on control of forebody asymmetry by suction and bleed // AIAA Paper, No. 93−3265. 1993
  23. Williams D, Papazian H. Forebody vortex control with the unsteady bleed technique. AIAA J. Vol. 29, No. 5. 1991. pp. 853−855.
  24. Linda D. Kral'Active flow control technology // ASME Fluids Engineering Division Technical Brief / режим доступа: httpV/files.asme.org/Divisions/FED/l 6309. pdf («06.09.11)
  25. Munday D., Jacoby J. Active Control of Separation on a Wing With Oscillating Camber // AIAA Journal of Aircraft, № 1,2002.
  26. В.В. Отрыв потока от передней кромки и влияние на него акустических возмущений // Прикл. механ. и техн. физика. № 2. 1985. С. 112—115.
  27. Gad-el-Hak М. Modern Developments in Flow Control // Appeared in Applied Mechanics Reviews. Vol. 49. pp. 365−379. 1996.
  28. А.И., Мишин Г. И., Гридин А. Ю. Продольный электрический разряд в сверхзвуковом потоке газа// Письма в ЖТФ: Т.18, Вып. 15. 1992. С. 86−92.
  29. . В.В., Грачев Л. П., Гривцов Н. Н., Кузнецов Ю. Е., и- др., Исследования нестационарного обтекания тела в сверхзвуковом потоке, нагретом продольным электрическим разрядом // ТВТ. Т. 28, № 6. 1990. С. 1156.
  30. П.Ю., Левин В. А. Сверхзвуковой обтекание тел при наличии' внешних источников тепловыделения // Письма в ЖТФ. Т. 14. Выт 8. 1988.С. 684−687.
  31. Мишин- Г. И., Серов Ю. Л., Явор И. П., Обтекание сферы, движущейся со сверхзвуковой * скоростью в плазме газового разряда // Письма в ЖТФ. Т. 17, Вып- 11.1991. С. 65.
  32. . В.А., Терентьева Л. В. Сверхзвуковое, обтекание конуса при теплоподводе в окрестности его вершины // Изд. РАН. МЖГ. № 2. 1993. С.110−114.
  33. Alatortsev V., Kuznetsov Yu., Skvortsov V., Grachev L., Khodataev К et all. Experimental study of drag force control on the model at the flow excitation by the longitudinal electrical discharge И TsAGI Proceedings, No. 2552.1994.
  34. Kazakov A., Kogan M., Kuriachi A. Influence on the friction of local heat addition to the turbulent boundary layer,// Mech. Of Fluids and Gases. No 1. 1997.
  35. Kurjachi A. P. Boundary layer transition by means of electrodynamics method // Prikl. Math. I Mech.(rus). Vol. 49, Issue 1. 1985.
  36. Leonov S., Nebolsin.V., Shilov V. Effectiveness of plasma jet Effect on Bodies in an Airflow: Proc. // Workshop: Perspectives of MHD and Plasma Technologies in Aerospace Applications. / Moscow. IVTAN. 1999. pp. 58−65.
  37. Leonov S.B., Pankova M.B., Shipilin A.V. Modeling of ball lightning interaction with bodies in atmosphere: Ball Lightning in Laboratory. // Ed. Avramenko R.F., Klimov A.I. and oth. / Moscow: Chemistry, 1994.
  38. Bityurin V., Klimov A., Leonov S. Assessment of a Concept of Advanced Flow/Flight1 Control for Hypersonic Flights in Atmosphere // AIAA Paper, No. 99−4820.1999.
  39. Gordeev V.P., Krasilnikov A.V., Lagutin V.l. Experimental' study, of possibility of drag reduction by means of plasma//MLG (rus.), No. 2, p. 177−182. 1996:
  40. Fomin.V.P., Maslov A.A., Fomichev V. P: Review of IPTM works on plasma aerodynamics: Proc. // Meeting- Perspectives of MPA Technology in Aerospace Applications / IVTAN. Moscow. 1999. •
  41. Beaulieu W., Klimov A., Leonov S., Kolesnichenko, Yu., Brovkin V. Development' of Cold Plasma Technology Joint BNA andi Russian Program // Second Weakly Ionized Gases Workshop: Proc. supplement. / Norfolk. 1998. p. 207.
  42. BrovkiniV-G., Kolesnichenko YuiF, Leonov S.B., Klimov A.I., Krylov A.A., Lashkov V.A., Mashek 1.С., Ryvkin M.I. Study of Microwave Plasma-Body Interaction in Supersonic Airflow // AIAA Paper, No. 99−3740. 1999.
  43. Leonov S., Cain T., Klimov A., Pashina. A., Skvortsovj V., Timofeev B. Influence-of a HF Corona Plasma Structure on Drag of an? Axial-Symmetric Body in a Supersonic Airflow // AIAA Paper, No! 99−4856.1999.
  44. Roth J.R., Tsai P.P., Liu C. Steady-state, glow, discharge plasma: US Patent No. 5 387 842 / Issued date 02/07/1995.
  45. Ю.' ШРайзер,-Физика-газового разряда, M. Наука- 1987, c.350i:51'Lacoste A, Pai D andlLauxiC. IoniWind^effect^^n a positive DC corona discharge in atmospheric pressure // AIAA Paper, No. 2004−0354. 2004:
  46. Goldman M.-, Sigmond R: S. // Corona insulation IEEE Trans. Electr. Insul. 1982. pp. 90−105.
  47. Schutze A: et al The atmospheric-pressure plasma jet: a review and comparison to other plasma sources // IEEE Trans. Plasma Sei. 26- 1998. pp. 1685−94.
  48. Robinson M A history of the electric wind // Am. J. Phys. Vol. 30, No. 5. 1962. pp.366−72.
  49. Robinson M. Movement of air in the electric wind of the corona discharge // AIEE Trans. Vol. 80. 1961. p. 143.
  50. Sigmond R, Lagstadt I. Mass and species transport in corona discharges // High Temp. Chem. Proces, Vol. 2. 1993. P. 221
  51. Moreau E., Afande Y., Touchard G. Electric wind in coronas application to the: perfecting of a wall injection jet plasma actuator ISHED 2006 (Buenos Aires, Argentina, December 2006)
  52. Loiseau J.F., Batina J., No el F., Peyrous R. Hydrodynamical simulation of the electric wind generated by successive streamers in a point-to-plane reactor // J. Phys. D: Appl. Phys. Vol. 35. 2002. P. 1020.
  53. Leger L, Moreau E and Touchard G 2001 Control of low velocity airflow along a flat plate with a DC electrical discharge: Proc.,// IEEE-IAS World Gonf. on Industrial Applications of Electrical Energy^ (Chicago, USA, 30 September-4 October).
  54. A., Moreau E., Touchard G. 2005 Proc. CEIDP (Nashville- USA, October 2005) pp. 469−473 .
  55. Leger L, Moreau E and Touchard G Effect of a DC corona electrical discharge on the airflow along atflat plate // IEEE Trans- Indust. Appl: Vol. 38, Issue 6: 2002. pp. 1478−1485.
  56. Moreau?E-,. Leger L.,.Touchard: G- Effect of a DC surfacenon-thermalplasmaona flat plate boundary layer fpr*airflow velocity up to 25ms. // Journal of Electrostatics. Vol. 64, Issues 3−4. 2006. pp. 215−225
  57. Moreau E., Labergue A., Touchard G. DC and pulse surface-corona discharge along a PMMA flat plate in air: electrical properties and discharge-induced ionic wind // J. Adv. Oxydation. VoL 8. 2005. pp. 241−247.
  58. Moreau1 E., Labergue A.,.Touchard?. G. About the kinetic power induced by AC and DC discharges: Proc. // IEEE-CEIDP (Nashville, USA, October 2005). pp 490−494.
  59. Rickard. M., Dunn-RankimD.- Weinberg F., Garleton F. Maximizing ion-driven gas flows // Journal of Electrostatics. Vol. 64.2006. pp. 368−376-
  60. Pons J., Moreau E., Touchard G. Asymmetric surface barrier discharge in air at atmospheric pressure: electric properties and induced airflow characteristics // J. Phys. D: Appl. Phys. Vol. 38. 2005. pp.3635−3642.
  61. Seraudie A., Aubert E., Naud’e N., Cambronne J.P. Effect of plasma actuators on a flat plate laminar boundary layer in subsonic conditions // AIAA Paper, No. 2006−3350. 2006.
  62. Enloe G.L., McLaughlin Т.Е., et al. Mechanisms and responses of a single dielectric barrier plasma actuator: geometric effect // AIAA J. Vol. 42. 2004. pp. 595−604.
  63. Forte M., Jolibois J., Moreau E., Touchard G., Cazalens M. Optimization of a dielectric barrier discharge actuator by stationary and instationary measurements of the induced flow velocity, application to airflow control'// AIAA Paper, No. 2006−2863.
  64. Roth J.R., Sherman D.M., Wilkinson S.P. Boundary layer flow control with one atmospheric uniform glow discharge surface plasma // (AIAA Paper, No. 98−0328. 1998.
  65. ПЛ., Вишняков О.И.1, Сидоренко А. А., Маслов А. А. Исследование нестационарного поля течения, генерируемого барьерным разрядом / Письма в ЖТФ. Т. 37, Вып. 10.* 2011. сс.33−421
  66. Font G., Enloe С., Newcomb J., Teague A., Vasso A., McLaughlin T. Effects of Oxygen! Content on Dielectric Behavior Barrier Discharge Plasma Actuator Behavior. // AIAA J. Vol.49,4 No.7.2011. pp. 1366−1373.
  67. Roth J.R. Electrohydrodynamically induced airflow in a one atmosphere uniform glow discharge surface plasma- Proc. // 25th IEEE Int. Conf. Plasma Science. Raleigh, USA. 1998.
  68. Van Dyken R., McLaughlin rT.M., Enloe C.L. Parametric investigations of a single dielectric barrier plasma actuator // AIAA Paper, No. 2004−0846. 2004.
  69. Labergue A., Moreau E., Zouzou N. and «Touchard G. Separation control using plasma actuators: application to a free turbulent jet // J. Phys. D: Appl. Phys. Voh 40. 2007. pp. 674−684.
  70. Hultgren L.S., Ashpis D.E. Demonstration of separation «delay with glow-discharge plasma actuators // AIAA Paper, No. 2003−1025. 2003.
  71. Jukes T.N., Choi K.S., Jonhson G.A., Scott S.J. Turbulent drag reduction by surface plasma through spanwise flow oscillation // AIAA Paper, No. 2006−3693. 2006.
  72. Mhitaryan A.M., Labinov C.D., Fridland V.Ya. Electro-hydrodynamic method of boundary layer control // in paper collection: Some problems of aerodynamics and electro-hydrodynamics. Vol. 1. / Kiev’s Institute of Civil Aviation Engineers, Kiev, 1964.
  73. Shcherbakov Y.V., Isanov N.S., Baryshev N.D., Frolovskij V.S., Syssoev V.S. Drag reduction by ac streamer, corona discharges along a wing-like profile plate // AIAA Paper, No. 2000−2670. 2000.
  74. Roth J. R. Aerodynamic flow acceleration using paraelectric and peristaltic electrohydrodynamic effects of a One Atmosphere Uniform Glow Discharge Plasma / Phys. Plasmas. Vol. 10. 2003 pp. 2117−26.
  75. Corke T.C., Jumper E.J., Post M.L., Orlov D., McLaughlin Т.Е. Applications of weakly-ionized plasmas as wing flow-control devices // AIAA Paper, No. 2002−0350. 2002.
  76. Post M.L., Corke T.C. Overview of plasma flow control: concepts, optimization and applications // AIAA Paper, No. 2005−0563. 2005.
  77. Corke T.C., Mertz В., Patel M.P. Plasma flow control optimized airfoili// AIAA Paper, No. 2006−1208. 2006.
  78. Post M.L., Corke T.C. Separation control on high angle of attack airfoil using plasma actuators // AIAA Paper, No. 2003−1024. 2003.
  79. Corke T.C., He C., Patel M.P. Plasma flaps and slats: an application of weakly-ionized plasma* actuators // AIAA Paper, No. 2004−2127. 2004.
  80. Opaits D.F., Roupassov D.V., Starikovskaiy S.M., Starikovskii < A.Yu. Zavialov I.N., Saddoughi S.G. Plasma control of boundary^ layer using low-temperature non-equilibrium plasma of gas discharge. // AIAA Paper, No. 2005−1180.2005:
  81. Sidorenko A.A., Zanin B.Yu., Postnikov B: V., Budovsky A.D.1, Starikovskii A. Yu-, et al. Pulsed Discharge Actuators for Rectangular Wing Separation.Control. // AIAA Paper, No. 2007−941.2007.
  82. Correale G., Popov I.B., Rakitin A.E., Starikovskii A.Yu. et al. Flow Separation Control on Airfoil With Pulsed Nanosecond Discharge Actuator // AIAA Paper, No. 2011−1079. 2011.
  83. Feng Liu, Shijun Luo et al. Flow Control over a Conical Forebody Using Duty-Cycled Plasma Actuators / AIAA J. Vol. 46, No. 11: TECHNICAL NOTES, November 2008. P. 2969−2973.
  84. Wang J. L. et al. Characteristics of fore-body separate flow at high angle of attack under plasma control / Modern Physics Letters B, Vol. 24, No. 13,2010. P. 1401−1404.
  85. А.П., Калинин A.B., Сурконт O.C., Тимофеев И. В., Шибков В. М., Черников В. А. Поперечные электрические разряды в сверхзвуковых потоках воздуха // ТВТ, Т. 42, № 6. 2004. С. 856.
  86. М., Виноградов Д. А., Восканян А. В., Ершов А. П., Тимофеев И. Б., Шибкова JI.B., Черников В. А. Поверхностный СВЧ-разряд в сверхзвуковом потоке воздуха. // Вестник Московского Университета: Серия 3: Физика, астрономия. Т.41. № 6. 2000. С.64−66.
  87. Starikovskiy A.Yu.- et al. Periodic Pulse Discharge Self-focusing' and* Streamer-to-Spark Transition in Under-critical Electric Field // AIAA Paper, No. 2011−1271. 2011.
  88. Maslov A.A., Polivanov P.A., Sidorenko A.A., Vishnyakov O.I. Study of the flow field induced by dielectric barrier discharge // Int. Conf. on Methods of Aerophysical Research: Proceed. Pt. II / Ed. V.M.< Fomin. Novosibirsk. 2010. C.167.
  89. Сон Э.Е., Терешонок Д. В. Управление сверхзвуковым потоком газа тепловыми вихрями // ТВТ. Т. 48, № 1. 2010. С. 3−8.
  90. Ролуб BiB., Савельев А. С., Сеченов В. А., Сон' Э.Е., Терешонок Д. В. Плазменная аэродинамика в сверхзвуковом потоке газа. // ТВТ. Т.48, № 6. 2010. С. 945−052.
  91. Son Е. Е, Tereshonok, D., Golub V.V., Gubin S.A., Zibarov A.V. Supersonic' plasma and Thermal actuators. //AIAA Paper, No.2008−1353. 2008.
  92. Son E. E, Tereshonok D. Vortex generation in capacitive discharge // AIAA Paper, No.2010−785. 2010.
  93. Post M., Corke T. Separation Control Using Plasma Actuators Stationary and Oscillating Airfoils // AIAA Paper, No. 2004−0841.2004.
  94. Martiqua P., Thomas C. Separation control on high angle of attack airfoil using plasma» actuators // AIAA. J. Vol.42, No. 2004. 11. P. 2177−2184.
  95. Roth J. R., Xin Dai: Optimization of the Aerodynamic Plasma Actuator as an Electrohydrodynamic (EHD) Electrical Device. // AIAA Paper, No. 2006−1203. 2006.
  96. Baird C., Enloe C. L. et al. Acoustic testing of the dielectric barrier discharge (DBD) plasma actuator // AIAA Paper, No. 2005−565. 2005.
  97. П. Управление отрывом потока. М.: Мир, 1979. 552 с.
  98. Shalaev V., Fedorov A., Malmuth N et al. Plasma control of forebody nose symmetry breaking // ALAA Paper, No. 2003−34.2003.
  99. DENG Xueying, WANG Yankui. Asymmetric vortices flow over slender body and itsactive control at high angle of attack / ACTA MECHANICA SINICA. Vol. 20, No. 6. 2004. P.567−579.
  100. . Ю., Зверков И. Д., Козлов В. В., Павленко А. М. О новых методах управления дозвуковыми отрывными течениями // Вестник НГУ. Серия: Физика. Т. 2, Вып. 1. 2007.
  101. В. И., Ярыгина Н. И., Смульский Я. И. Тепловые и динамические характеристики отрывного течения за плоским ребром с различной ориентацией к потоку // Прикладная механика и техническая физика. Т. 48, № 1. 2007. С. 103−109.
  102. Bernhardt J.E., Williams D.R. Close-Loop Control of Forebody Flow Asymmetry // Journal of Aircraft. Vol. 37, No: 3:2000. pp. 491−498.
  103. Roos F.W. Microblowing for vortex asymmetry managementon a hemisphere-cylinder forebody // AIAA Paper, No. 96−1951. 1996.
  104. C.T., Лушин B.H. Атлас аэродинамических характеристик крыловых профилей / Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С. А. Чаплыгина, 1994.
  105. R., Kotapati R. В., et al. Numerical Study of Resonant Interactions and Flow Control in a Canonical Separated Flow // AIAA Paper, No. 2005−1261. 2005.
  106. Zanin B. Yu. Hysteresis of a separated1 variable-velocity flow about a straight-wing model // Journal of Applied Mechanics and Technical Physics. Vol. 38, No. 5. pp. 724−727, DOI: 10.1007/BF02467884
  107. Collins F. G., Zelenevitz J. Influence of sound upon separated flow over wings // AIAA J. Vol. 13, No. 3. 1975. P. 408−410.
  108. В. В. Отрыв потока от передней кромки и влияние на него внешних возмущений // Прикладная механика и техническая физика. № 2. 1985. С. 112−115.
  109. Zaman, McKinzie D.J. Control of «Laminar Separation» Over Airfoils by Acoustic Excitation //AIAAPaper, No. 89−0565. 1989.
  110. Руководство к программе XFOIL для проектирования и анализа обтекания крыловых профилей дозвуковым потоком (на правах GNU General Public License). Режим доступа: http://web.mit.edu/drela/Public/web/xfoil/ (06.09.11).
Заполнить форму текущей работой

На отлично!