CC BY
188
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ТЕПЛООБМЕНА И ТЕПЛОЗАЩИТЫ ГИПЕРЗВУКОВЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
В.Я. БОРОВОЙ, д. т. н., проф. каф. физики МГУЛа, нач. отдела ЦАГИ им. Н.Е. Жуковского
Введение
В связи с проблемой, обозначенной в заглавии, необходимо прежде всего определить роль физического эксперимента в изучении и разработке перспективных ги-перзвуковых ЛА. В последние десятилетия вычислительная аэродинамика добилась впечатляющих результатов. Во многих научных центрах, включая ЦАГИ, проводится численное моделирование сложных течений газа в рамках полных уравнений Навье-Стокса. Рассчитываются как ламинарные, так и турбулентные течения и переход из одного состояния в другое (см. например [1]). По-видимому, в обозримом будущем появится возможность полного расчета пространственного обтекания летательного аппарата сложной формы. Однако приходится учитывать тот факт, что пока не существуют рациональные теории ламинарно-турбулентного перехода и турбулентного течения. Результаты расчетов существенно зависят от используемых критериев перехода и модели турбулентности. Задача расчета дополнительно усложняется, когда в поле течения присутствуют зоны отрыва; при этом могут потребоваться различные критерии перехода и модели турбулентности для зон присоединенного и отрывного течения. Известно, что даже для сравнительно простых отрывных течений наблюдаются значительные отличия расчетных величин теплового потока от экспериментальных величин [2]. В то же время зоны отрыва практически всегда присутствуют у поверхности гиперзвукового ЛА. Это -локальные зоны, образующиеся, например, в местах излома контура поверхности или падения на нее скачков уплотнения, либо глобальные зоны, формирующиеся, например, у подветренной поверхности фюзеляжа и крыла.
Таким образом, анализ показывает, что необходимо по-прежнему сочетать рас-
четные и экспериментальные методы исследования течения газа и теплообмена. По мере увеличения быстродействия компьютеров и развития методов расчета численные методы будут, по-видимому, все больше замещать приближенные («инженерные») методы на всех стадиях проектирования ЛА. Однако решающую роль при проектировании ЛА будут играть экспериментальные исследования. Вместе с тем, численные методы уже сейчас играют большую роль в «сопровождении» экспериментов: они используются при планировании экспериментов, интерпретации полученных результатов и экстраполяции их.
Не менее очевидна необходимость экспериментальных исследований процессов, происходящих при взаимодействии теплозащитных материалов и покрытий с высокотемпературным потоком газа. В частности, скорость рекомбинации атомов кислорода и азота у поверхности ЛА и количество выделяющегося при этом тепла существенно зависят как от свойств материала, так и от параметров течения газа в пристенном слое. Без экспериментальных исследований практически невозможно получить надежные данные по этой проблеме, а также по проблеме абляции теплозащитных материалов.
С другой стороны, необходимо существенное усовершенствование методов экспериментального исследования теплообмена и теплозащиты. Это относится, прежде всего, к уменьшению фоновых возмущений набегающего потока (турбулентности, акустических волн), влияющих на переход ламинарной формы течения в турбулентную. Во-вторых, необходимо повышение информативности и уменьшение общей стоимости эксперимента. Наиболее перспективный путь решения второй задачи - широкое использование оптических методов диагности-
ки течения и измерения теплового потока, давления и других характеристик течения.
Экспериментальные установки, предназначенные для исследований теплообмена и теплозащиты, и методы исследования в них разрабатывались в ЦАГИ начиная с 50-х гг. Большинство гиперзвуковых ЛА, которые разрабатывались в СССР, были исследованы в ЦАГИ на этих установках. Наиболее обширные эксперименты проводились в ходе создания орбитального корабля «Буран» и ракеты «Энергия». Исследования теплообмена и теплозащиты в ЦАГИ проводились под руководством проф. Г.И. Майкапара.
В последнее десятилетие объем экспериментальных исследований теплообмена и теплозащиты сократился. Однако исследования продолжаются. Более того, продолжается также развитие и усовершенствование экспериментальных методов, получены новые важные результаты как фундаменталь-
Первые три установки представляют собой прямоточные аэродинамические трубы баллонного типа. Труба Т-116 оснащена омическими подогревателями, в трубе Т-117 используется электродуговой подогреватель, а в трубе Т-33 имеются два подогревателя различных типов: омический подогреватель применяется при исследованиях теплообмена, а подогреватель, в котором сжигается керосин, применяется при исследованиях
ного, так и прикладного характера. В статье кратко описано современное состояние экспериментальной базы ЦАГИ, используемой для исследования теплообмена и теплозащиты гиперзвуковых летательных аппаратов. Приведены некоторые типичные результаты исследований.
Исследования теплообмена
В ЦАГИ проводятся исследования обтекания и теплообмена конкретных летательных аппаратов и исследования фундаментального характера. Среди фундаментальных проблем наибольший интерес представляет интерференция ударных волн и их взаимодействие с пограничным слоем, ламинарно-турбулентный переход пограничного слоя и отрывные течения. В табл. 1 представлены основные аэродинамические трубы, в которых проводятся исследования теплообмена [3].
спектров обтекания методом «лазерного ножа» (по рассеиванию света конденсированными продуктами горения). Две последние установки представляют собой аэродинамические трубы импульсного типа. Труба УТ-1 может работать в двух вариантах: по схеме трубы Людвига (Л/ < 10) и по классической схеме с бегущей ударной волной (М< 16). В трубе ИТ-2 газ нагревается за счет импульсного электрического разряда большой мощ-
Таблица 1
Основные аэродинамические трубы ЦАГИ, используемые при исследованиях теплообмена
Установка Т-116 Т-117 Т-33 УТ-1 ИТ-2
Диаметр струи, м Число Маха Число Рейнольдса, 1/м Полное давление (max), бар Полная температура (max), К Продолжительность эксперимента (max) 1 5-10 15 х Ю6 80 1075 350 с 1 10-18 4 х Ю6 160 3000 180 с 0,3 3-5 60 X ю6 8 750 300 с 0,5 5-10 10-16 30 х ю6, 0,4 х 106 100 60 750 1650 0,040 с 0,006 с 0,5 10,4-21,6 25 х 10б 1000 5000 0,100 с
ности в замкнутом объеме. Давление, плотность и температура газа в разрядной камере уменьшаются в процессе эксперимента вследствие истечения газа из камеры и теплообмена с ее стенками. Однако зависимость этих параметров от времени изучена и учитывается при анализе экспериментальных данных.
Средства исследования теплообмена, конечно, существенным образом зависят от продолжительности эксперимента. В трубах длительного действия (Т-116, Т-117 и Т-33) основными средствами измерения теплового потока являются термоиндикаторные покрытия [4, 5] и фольговые датчики (поверхностные термопары) [6]. Термоиндикаторные покрытия применяют в ЦАГИ с 1960 г. Они используются также и в США. В последние годы интерес к ним в США резко усилился в связи с разработками перспективных летательных аппаратов, созданы новые термоиндикаторные вещества, имеющие преимущества по сравнению с ранее применявшимися. В ЦАГИ используются плавящиеся термоиндикаторы, разработанные в Ставропольском институте люминофоров и особо чистых веществ по заданию ЦАГИ. В последние годы при применении термоиндикаторов используются видеокамеры вместо кинокамер. Это позволяет автоматизировать обработку результатов эксперимента. Фольговый датчик представляет собой хро-мель-копелевую термопару толщиной 0,03 мм и шириной 0,2 мм, вклеиваемую в теплоизоляционный материал модели заподлицо с ее поверхностью.
В трубах импульсного действия (УТ-1 и ИТ-2) тепловой поток измеряется, как правило, методом тонкой стенки. Калориметром служит фольга толщиной 0,1 или 0,2 мм, изготовленная из нихрома или нержавеющей стали. К ней с внутренней стороны привариваются микротермопары толщиной 0,03-0,04 мм. Минимальное расстояние между термопарами 0,5 мм. Если высокое пространственное разрешение не требуется, то используются калориметры диаметром 2 мм. Они представляют собой медную фольгу толщиной 0,1-0,2 мм, к которой
припаивается термопара. Для измерения очень малых тепловых потоков используются пленочные датчики. Пленочный датчик представляет собой небольшой стеклянный цилиндр, на внешнее основание которого наносится пленка платины микронной толщины, используемая в качестве термометра сопротивления для измерения температуры внешней поверхности датчика.
S;
Мос . лшШя
Рис. 1. Теплообмен на схематизированной модели ЛА «корпус + стреловидное крыло». Т-117, М„ = 10,5, Ле«,, I = 3,2 х 106, а = 34 °, q0 - расчетный тепловой поток в критической точке корпуса
В трубах УТ-1 и ИТ-2 измеряется также распределение давления по поверхности модели с помощью датчиков ДМИ, соединенных трубочками с дренажными отверстиями. Кроме того, в трубе УТ-1 применяются бароиндикаторные покрытия (люминесцентные преобразователи давления, ЛПД). В работе [7] впервые было предложено использовать для измерения давления на поверхности тела эффект тушения люми-
несценции кислородом воздуха. Метод ЛПД распространен в «холодных» дозвуковых и трансзвуковых трубах. Применению ЛПД в «горячих», в частности, в гиперзвуковых, аэродинамических трубах препятствует влияние температуры поверхности на результаты измерения. Однако в трубах кратковременного действия температура металлической модели остается практически постоянной в течение всего эксперимента, что и позволяет использовать метод ЛПД [8]. Ниже приводятся примеры исследования теплообмена в аэродинамических трубах ЦАГИ.
Рис. 2. Носовая часть JIA с выносным антенным устройством: а - модель с абли-рующими накладками на пилоне. Т-117, Мм = 14, Р0= 100 бар, Г0 = 1800 К; б - распределение относительного теплового потока. ИТ-2, Мх = 19,9, Rex% d = 0,16 х 105, Р0 = 740 бар, Т0 = 2400 К, R = d!2 - радиус затупления пилона
В трубе Т-117 исследовался теплообмен на схематизированной модели гипер-звукового летательного аппарата, состоящей из корпуса и стреловидного крыла, причем
одно полукрыло имело угол стреловидности 55 °, а другое - 60 °. Применялся метод термоиндикаторных покрытий, причем на разные участки поверхности модели наносились разные термоиндикаторы: чем выше ожидаемый уровень коэффициента теплоотдачи, тем выше критическая температура термоиндикатора, наносимого на соответствующий участок поверхности. На рис. 1, предоставленном В.Н. Бражко, приведена репродукция одного кадра видеосъемки и распределение коэффициента теплоотдачи по передним кромкам крыла (в плоскости симметрии, У = 0), определенное путем обработки ряда видеокадров. В зоне падения головной волны тепловой поток на кромке крыла в 2,3-2,7 раза выше, чем вне зоны влияния корпуса. Чем больше угол стреловидности, тем ниже тепловой поток вне зоны влияния корпуса и ниже степень усиления теплообмена в зоне падения скачка уплотнения.
В трубе Т-117, а также на установке ИТ-2 исследовался теплообмен на выносном антенном устройстве (рис. 2 [9]). Известно, что при сходе с орбиты связь спускаемого аппарата с Землей прерывается на длительное время из-за ионизации воздуха, нагретого головной ударной волной. В ЦАГИ исследовалась возможность устранения перерыва связи путем вынесения антенн, заключенных в конический контейнер и установленных на пилоне, за ударную волну, т.е. в невозмущенный поток. При этом возникла проблема нагрева и теплозащиты пилона. На рис. 2, а приведена фотография носовой части корпуса ЛА с установленным на нем пилоном и коническим контейнером антенн. На лобовой части пилона были закреплены накладки, изготовленные из аблирующего материала (органического стекла). Фотография получена после испытания модели в трубе Т-117 при числе Маха A4 =14. Видны зоны повышенного уноса материала (0ь..05), соответствующие зонам усиленного теплообмена. Максимальные величины коэффициента теплоотдачи были приближенно определены по результатам измерения скорости абляции. В трубе ИТ-2 были
проведены тщательные измерения теплового потока на поверхности пилона методом тонкой стенки (рис. 2, б). В трубе ИТ-2 были проведены также измерения ионизации воздуха, которые подтвердили возможность достижения достаточно низкого уровня ионизации воздуха вблизи антенн за счет выноса их за головную ударную волну и использования контейнера с малым радиусом затупления.
б)
10.
в
6
V
Рис. 3. Интерференция ударных волн у лобовой поверхности поперечно обтекаемого цилиндра. УТ-1, М,„ = 6, Ле„. а = 0,45 х 106, Р0 - 20 бар, Т0 = 540 К: а - теневая фотография; б - распределение относительного теплового потока
В связи с разработками сверхзвуковых и гиперзвуковых воздухозаборников возникает проблема взаимодействия падающего косого скачка уплотнения с головной ударной волной обечайки. Однако, в отли-
чие от рассмотренных выше примеров, падающий скачок в этом случае параллелен образующим передней кромки обечайки. В трубе УТ-1 исследовался теплообмен в зоне падения косого скачка уплотнения на цилиндр, образующие которого перпендикулярны направлению невозмущенного потока [10]. Измерения проводились методом тонкой стенки. Варьировались число Маха (М = 6 и 15,5), число Рейнольдса, интенсивность падающего скачка и его положение, состав газа (воздух и углекислый газ). Изучались случайные погрешности и влияние перетекания тепла вдоль тонкой стенки на измеряемую величину максимального теплового потока. Анализ показал, что случайная погрешность измерения не превышает 3 %, а общая погрешность измерений теплового потока оценивается в 10 %. На рис. 3, а приведена в качестве примера теневая фотография течения вблизи цилиндра при падении на него скачка, создаваемого клином с углом 15 °. В рассматриваемом примере в результате взаимодействия ударных волн формируется тонкая высоконапорная струя, которая падает на лобовую поверхность цилиндра и вызывает почти 9-кратное увеличение максимального теплового потока по сравнению с величиной, рассчитанной для изолированного цилиндра (т.е. при отсутствии падающего скачка, рис. 3, б). Измерения распределения давления, выполненные с помощью ЛДП,«показали, что максимальное давление увеличивается лишь в 5 раз. Значительно большее увеличение теплового потока объясняется тем, что при падении на цилиндр узкой высоконапорной струи тепловой поток увеличивается не только из-за возрастания давления, но и вследствие увеличения градиента давления, зависящего от ширины струи. По мере смещения падающего скачка вниз (относительно цилиндра) тепловой поток изменяется немонотонно: сначала он уменьшается, а затем вновь увеличивается. Численное моделирование показало, что указанная немонотонность объясняется изменением структуры течения в высоконапорной струе (изменением числа волн сжатия и разрежения вследствие изменения длины струи).
в)
Рис. 4. Взаимодействие вихря с головной ударной волной. Т-33, Мх = 3, /?еда, </ = 0,66 х 106, Р0= 5 бар, Т0 = 410 К; а - поперечное сечение потока за генератором вихря (крылом): 1 - головная волна крыла; 2 - внутренний скачок уплотнения; 3 - вихрь; б - теневая фотография: 1 - крыло; 2 -сфера; в - распределение относительного теплового потока по поверхности сферы в отсутствие вихря: 1 - эксперимент; 2 - расчет; при наличии вихря (а = 20 °): 3 - у = 0; 4 - у = 90 °; 5 - у = 180°
При обтекании ЛА часто образуются вихри. В частности, вихри формируются у верхней поверхности фюзеляжа и крыльев, у подветренной поверхности отклоненного руля. Встретившись с сильным скачком уплотнения, вихрь резко расширяется. При этом образуется застойная зона. Это явление впервые наблюдалось в работе [11] в ходе исследования течения в сверхзвуковом воздухозаборнике. Изучение его продолжалось затем в ряде зарубежных центров и в ЦАГИ. В частности, в трубе Т-33 исследовалось течение газа в вихре и теплообмен на лобовой поверхности сферы, соосной с вихрем (рис. 4). Вихрь создавался прямоугольным крылом, установленным под некоторым уг-
лом атаки. На рис. 4, а приведена фотография поперечного сечения потока непосредственно за генератором вихря, полученная методом лазерного ножа. Рис. 4, б показывает, что тонкий вихрь деформирует течение перед обтекаемым телом: перед сферой образуется коническая отрывная область. Течение в ней турбулизировано. Крупные вихри генерируют на границе отрывной области скачки уплотнения, огибающая которых имеет приблизительно коническую форму. В конце отрывной области у поверхности сферы формируется замыкающая ударная волна. На рис. 4, в представлено распределение относительного теплового потока по лобовой сферической поверхности при расстоянии
между генератором вихря и сферой Ь = \,\1В {В = 60 мм - диаметр сферы). Измерения проводились с помощью фольговых датчиков теплового потока. Измеренный тепловой поток ^ отнесен к расчетному тепловому потоку <7о в критической точке сферы. В отсутствие вихря экспериментальные величины близки к расчетным. В присутствии вихря осевая симметрия течения нарушается из-за некоторой несоосности сферы и вихря: распределения теплового потока в различных сечениях, характеризуемых азимутальным углом у, не совпадают. Однако видно, что из-за влияния вихря тепловой поток у оси сферы уменьшается, а вблизи линии присоединения оторвавшегося потока увеличивается по сравнению с величинами, измеренными в отсутствие вихря. Максимальный тепловой поток на линии присоединения существенно превышает расчетную величину теплового потока в критической точке изолированной сферы. Течение газа и те-
плообмен на сфере, расположенной в следе за вихрем аналогичны течению и теплообмену на сфере с иглой.
Исследования теплозащиты
На поверхности типичного гиперзву-кового ЛА можно выделить 3 основные зоны, отличающиеся уровнем температуры и давления, а также типом используемых обычно теплозащитных материалов: 1) носовая часть фюзеляжа, передние кромки крыла, оперения и воздухозаборника; 2) наветренная поверхность крыла, фюзеляжа и оперения; 3) подветренная поверхность крыла, фюзеляжа и оперения, зоны отрыва. Для испытания теплозащиты разных зон используются различные установки или изменяются параметры потока в них. В табл. 2 представлены основные аэродинамические установки ЦАГИ, используемые при исследованиях теплозащиты ЛА, и максимальные параметры потока [3].
Таблица 2
Основные аэродинамические трубы ЦАГИ, используемые при исследованиях теплозащиты
Установка Т-122 Т-34 ВАТ-104 ВТС
Мощность, МВТ 1,0 10 0,2 1,0
Полная температура, К 5000 3500 7000 8000
Полное давление, бар 10 30 0,5 0,7
Размер образца, мм 200 х 450 135 х 135 ¿ = 40 £?= 100 ¿=80 ¿=80
Температура поверхности, °С 1300 1600 2000 2000 1800 2200
Давление на поверхности, бар 0,02 0,05 0,15 0,9 0,04 0,07
Продолжительность экспери- 1800 180 3600 3600
мента, с 1800 600
Установки Т-122 и Т-34 представляют собой прямоточные аэродинамические трубы баллонного типа с электродуговым подогревом воздуха. Разрежение в рабочей части создается многоступенчатыми эжекторами. В трубе Т-122 используется «плоское» (щелевое) сопло с размерами выходного сечения 200 мм х 25 мм (число Маха М»5),а также осесимметричные
сопла с диаметром критического сечения 12 мм и различными диаметрами выходного сечения (до 180 мм). В трубе Т-34 используются сопла с различными диаметрами как критического сечения (от 10 до 45 мм), так и выходного сечения (от 15 до 350 мм, числа Маха от 1 до 10). В табл. 2 приведены данные для сопла 30 мм х 200 мм, Мх = 6.
В установках ВАТ-104 и BTC используется индукционный безэлектродный нагрев воздуха. Благодаря этому достигается высокая чистота газа, что обеспечивает возможность исследования каталитической активности и химической стойкости теплозащитных материалов. Для этих установок характерна также высокая стабильность и повторяемость условий эксперимента (с точностью до 1 %). Ниже приводится дополнительная информация об условиях проведения исследований теплозащиты.
i/1
5 1 8
<г
о
*
Ql________
—LL "0““
Рис. 5. Схема установки Т-122 с плоским соплом и системой отсоса газа через уплотнения исследуемой теплозащитной панели: 1 - подвод воздуха; 2 - нагреватель; 3 - сопло; 4 - образец; 5 - камера; 6 - уплотнение; 7 -вентиль; 8 - расходомер; 9 - трансзвуковое сопло; 10 - сверхзвуковое сопло; 11 - выхлоп
На рис. 5 схематически показан вариант аэродинамической трубы Т-122 с плоским соплом. Этот вариант используется для испытаний в потоке воздуха относительно крупных панелей размером 450 мм (в направлении потока) х 200 мм и толщиной до 100 мм. Исследовались плитки, предназначенные для теплозащиты наветренных поверхностей. Каркас плиток был изготовлен из кварцевой керамики или углерод-углеродного материала. Плитки были заполнены ультралегким кварцевым волокном. Изучались две проблемы: 1) теплостойкость внешней поверхности плитки; 2) прогрев несущей металлической конструкции плазмой, протекающей через межплиточные за-
зоры, заполненные кварцевым волокном. Для моделирования течения газа через зазоры на установке Т-122 создана система отсоса, показанная на рис. 5. Во время экспериментов измеряется перепад давления в зазоре плитки, создаваемый системой отсоса, и расход отсасываемого газа. Проток газов через зазоры вызывал небольшое повышение температуры плиток и металлической пластины, на которой они были установлены.
Генератор градиента давления
Мс
JL
Г
Образец
Pw
миллибар
10
200
X, мм
400
Рис. 6. Создание продольного градиента давления на поверхности исследуемого образца теплозащитной панели
Для теплозащиты подветренных поверхностей используется гибкая теплозащита. На установке Т-122 испытывались маты, изготовленные из низкотемпературных синтетических волокон и из высокотемпературных кварцевых волокон. На поверхность матов наносится уплотняющее покрытие. Несмотря на это, они сохраняют проницаемость. В связи с этим потребовалось исследовать влияние градиента давления вдоль поверхности мата на нагрев металлической подложки. Для этого на стенке рабочей части, расположенной напротив исследуемого мата, была установлена охлаждаемая накладка, обеспечивающая создание необходимого градиента давления (рис. 6). Исследование показало, что градиент давления вызывает заметное приращение температуры подложки. Оно особенно существенно, если между двумя матами имеется зазор параллельный направлению потока и «упирающийся» в третий мат.
Теплозащита носовой части фюзеляжа исследовалась в осесимметричном сопле с выходным диаметром 130 мм. Испытывались изготовленные в ВИАМ’е образцы углерод-углеродного материала с противоокислитель-ным покрытием при температуре поверхности до 2000 °С. Кроме того, исследовалась активная теплозащита контейнера выносных антенн [9]. Конический носок контейнера был изготовлен в ЦНИИЧЕРМЕТ из пористого порошкового материала по специальной технологии, обеспечивающей заданное распределение расхода охлаждающего газа (азота). Эксперименты проводились в трубе Т-122 при полном давлении Ро = 5 бар, температуре торможения То—5000 К, числе Маха Моо= 6,5 и давлении торможения в лобовой критической точке 0.04 бар. Тепловой поток в критической точке модели составлял около 3000 квт/м2. Многократные эксперименты показали, что работоспособность и сохранение формы модели обеспечивается при расходе охлаждающего газа не менее 0,7 г/с, что близко к расчетной величине.
Ж
ТбЯюпйямнш
•<о
ЮТЮТ I
ill', -* и, Vi / r~
__/ I
Рис. 7. Схема установки BAT-104
На рис. 7, предоставленном Б.Е. Жест-ковым, показана схема установки ВАТ-104 (установка ВТС имеет аналогичное устройство). Исследуемый образец помещается на плоском торце цилиндра, изготовленного из теплоизоляционного материала. Теплоотвод из образца в цилиндр определяется с помощью численных расчетов (потери тепла составляют* не более 2 %). Температура поверхности образца измеряется термопарой и оптическим пирометром. Обтекание образца моделируется также численно в рамках полных уравнений Навье-Стокса. В результате исследования определяется каталитическая активность материала, его излучательная способ-
ность и химическая эрозия. Такому исследованию была подвергнута большая серия материалов, изготовленных в России и за рубежом.
Заключение
Экспериментальные установки ЦАГИ и разработанные в ЦАГИ методы исследования обеспечивают возможность проведения исследований нагрева и теплозащиты гиперзвуковых летательных аппаратов в широком диапазоне параметров, определяющих условия полета.
Литература
1. Ivanov D.V., Obabko A.V., Yegorov I.V. Simulation of Separated Flows on the Base of Differential Turbulence Model, AIAA 97-1861, 1997.
2. Желтоводов A.A., Бедарев И.А., Борисов A.B., Волков В.Ф. и др. Развитие и верификация методов расчета применительно к задачам сверхзвуковой аэродинамики. РАН, Сибирское отделение, Институт Теоретической и Прикладной Механики, Препринт № 7-97, 1997.
3. Czajkowski Е. Russian Aeronautical Test Facilities. ANSER Center for International Aerospace Cooperation, 1994.
4. Боровой В.Я. Течение газа и теплообмен в зонах взаимодействия ударных волн с пограничным слоем. - М.: Машиностроение, 1983.
5. Borovoy V.Ya., Brazhko V.N., Maikapar G.I., Skuratov A.S., Struminskaya I.V. Heat Transfer Peculiarities in Supersonic Flows, Journal of Aircraft, v. 29, №6, 1992.
6. Боровой В.Я., Колочинский Ю.Ю. Поверхностные термопары - средство исследования теплообмена на моделях в трубах периодического действия // Труды ЦАГИ. - Вып. 2340. - 1987.
7. Ардашева М.М., Невский Л.Б., Первушин Г.Е. Мето-
дика измерения распределения давления с помощью индикаторных покрытий // Журнал прикладной механики и технической физики. - 1985. - № 4.
8. Borovoy V., Bykov A., Mosharov V., Orlov A., Radchenko
V., Phonov S. Pressure Sensitive Paint Application in Shock Wind Tunnel, ICIASF95, July 10-11,1995.
9. Belov I.F., Borovoy V.Ya., Gorelov V.A., Kireev A.Yu., Korolev A.S., Stepanov E.A. An Eperience in the Investigation of a Radio Communications System for a Reentry Vehicle in the Plasma Flight Trajectory Portion, AIAA 99-3739, 1999.
10. Borovoy V.Ya., Chinilov A.Yu., Gusev V.N., Struminskaya I.V., Delery J., Chanetz B. Interference Between a Cylindrical Bow Shock and a Plane Oblique Shock, AIAA Journal, v. 35, № 11, 1997.
11. Затолока В В., Иванюшкин A.K., Николаев A.B. Интерференция вихрей со скачками уплотнения в воздухозаборнике. Разрушение вихрей. Ученые записки ЦАГИ. - Т. 6. -№ 2. - 1975.
