Экспериментальное исследование влияния поверхностных углублений на теплообмен и сопротивление в потоке сжимаемого газа тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 01.04.14, кандидат технических наук Титов, Александр Андреевич

  • Титов, Александр Андреевич
  • кандидат технических науккандидат технических наук
  • 2010, Москва
  • Специальность ВАК РФ01.04.14
  • Количество страниц 136
Титов, Александр Андреевич. Экспериментальное исследование влияния поверхностных углублений на теплообмен и сопротивление в потоке сжимаемого газа: дис. кандидат технических наук: 01.04.14 - Теплофизика и теоретическая теплотехника. Москва. 2010. 136 с.

Оглавление диссертации кандидат технических наук Титов, Александр Андреевич

Основные обозначения и сокращения:.

Введение.

Глава 1. Обзор литературы.

Часть 1. Обзор литературы по «луночной» интенсификации теплообмена.

История появления углублений.

Первые исследования обтекания поверхностей с углублениями.

Исследование обтекания одиночных углублений.

Исследования интенсификации теплообмена поверхностными углублениями при течении в каналах.

Исследования поверхностных углублений с формой, отличной от полусферической.

Обтекание рельефных поверхностей потоком сжимаемого газа.

Выводы по разделу:.

Часть 2. Обзор литературы по измерениям сопротивления гладких и рельефных поверхностей.

Косвенные методы.

Методы непосредственного измерения трения.

Теоретические исследования поверхностного трения на плоской поверхности.

Выводы по разделу:.

Глава 2. Экспериментальные исследования влияния формы поверхностных углублений на сопротивление при дозвуковых скоростях течения.

Экспериментальная установка и измерительное оборудование.

Система измерения.

Проведение тестовых экспериментов.

Формы исследованных поверхностных углублений.

Результаты экспериментальных исследований.

Рекомендованный список диссертаций по специальности «Теплофизика и теоретическая теплотехника», 01.04.14 шифр ВАК

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Экспериментальное исследование влияния поверхностных углублений на теплообмен и сопротивление в потоке сжимаемого газа»

В современных и перспективных теплоэнергетических установках теплообменное оборудование составляет основную или заметную часть по габаритам, металлоемкости и функциональному значению и во многом определяет общие технико-экономические показатели установок. Таким образом, одним из главных путей повышения экономичности энергоустановок является совершенствование теплообменного оборудования с помощью внедрения эффективных способов передачи тепла. Посредством интенсификации теплообмена увеличивается количество тепла, передаваемого через единицу поверхности теплообмена, и, соответственно, уменьшаются массогабаритные показатели теплообменника, достигается более выгодное соотношение между передаваемым количеством тепла и мощностью, затрачиваемой на прокачивание теплоносителей. Высокое техническое качество интенсифицированного теплообменного оборудования улучшает общие характеристики энергоустановки.

В последние годы большое внимание уделяется вихревой интенсификации теплообмена, в частности применению теплопередающих поверхностей со сферическими углублениями, которые способствуют возникновению крупномасштабных вихревых структур. Особенностью данного способа является наличие режимов течения, при которых интенсификация теплообмена опережает рост гидравлического сопротивления. Причем, при определенных обстоятельствах гидравлическое сопротивление «облуненных» поверхностей может оставаться на уровне гидравлического сопротивления гладкой поверхности. К достоинству данного метода можно отнести простую технологию изготовления поверхностей, а также тот факт, что формование углублений на одной стороне поверхности приводит к появлению выступов на другой и интенсифицирует теплообмен.

Еще одна интересная особенность «облуненных» поверхностей, как и всех поверхностей с регулярным рельефом, проявляется при обтекании их сверхзвуковыми потоками. В этом случае экспериментально получено снижение равновесной температуры поверхности, при существенной интенсификации теплообмена. Данное обстоятельство позволяет говорить о перспективности использования таких поверхностей еще в одной очень важной области энергетического оборудования - устройствах газодинамической температурной стратификации (труба Леонтьева).

Однако, существует ряд факторов, препятствующих широкому распространению такого типа интенсификации теплообмена: несогласованность данных (как экспериментальных, так и расчетных) у различных авторов, проводивших исследования в данной области; сложности при проведении численных исследований дозвукового обтекания «облуненных» поверхностей и практически невозможное в настоящее время проведение расчетов при сверхзвуковых режимах течения. Все эти факторы требуют проведения более тщательных экспериментальных исследований с применением современного высокоточного оборудования.

Актуальность представленной диссертационной работы заключается в том, что исследований теплообмена и сопротивления при сверхзвуковом обтекании рельефных поверхностей с углублениями очень мало, а имеющиеся работы посвящены либо изучению параметров теплообмена, либо только измерению сопротивления. В данной работе представлены новые экспериментальные данные по измерению параметров теплообмена и сопротивления поверхности с регулярно расположенными полусферическими углублениями. Эксперименты проведены на высоком уровне с применением современного оборудования.

Целью данной работы является исследование влияния регулярно расположенных полусферических углублений на параметры теплообмена и сопротивление поверхности при обтекании ее потоком сжимаемого газа. Для этого необходимо решить следующие задачи:

1. Выбор методов экспериментального определения коэффициентов теплоотдачи, восстановления температуры и сопротивления.

2. Создание экспериментальной модели для проведения исследований по выбранным методикам.

3. Проведение непосредственно экспериментальных исследований и обработки полученных в ходе эксперимента данных.

Научная новизна работы заключается в том, что для поверхности с регулярно расположенными неглубокими лунками (отношение глубины лунки к диаметру - 1:7) получены новые экспериментальные данные по интенсификации теплообмена (на 20% по сравнению с гладкой поверхностью), росту сопротивления (на 70 % соответственно) и уменьшению коэффициента восстановления температуры (около 3%) при обтекании сверхзвуковым (число Маха 2,8) потоком воздуха.

Достоверность и обоснованность полученных результатов обеспечивается использованием современных аттестованных средств измерения и апробированных методик определения параметров, расчетом погрешности измерения, согласованием полученных экспериментальных данных с общеизвестными данными (как теоретическими, так и экспериментальными) других авторов.

Апробация работы. Основные положения работы были доложены и получили одобрения на 5-ой Российской национальной конференции по теплообмену (РНКТ-5, г. Москва, МЭИ, 2010г.); 14-ой международной конференции по теплообмену (14th International Heat Transfer Conference, США, 2010г.); 16-й и 17-й Школе семинаре молодых ученых и специалистов под руководством академика РАН А.И. Леонтьева (2007г., 2009г.); XVI Школе-семинаре «Современные проблемы аэрогидродинамики» (г. Сочи, 2010г.); 9-ой и 10-ой международной школе-семинаре «Модели и методы аэродинамики» (Украина, 2009-2010гг.); 9-ой Международной научной конференция «Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики» (Украина,. 2009г.); на конференции «Ломоносовские чтения» (МГУ, Москва, 2009г.); на конференции молодых ученых (МГУ, 2009-2010 гг.).

Практическая ценность данной работы заключается в том, что полученные в ходе экспериментальных исследований данные могут быть использованы при проектировании теплообменных аппаратов для энергетического оборудования в расчетах поверхностей, подверженных аэродинамическому нагреву, устройств газодинамической стратификации, а также для валидации программных комплексов.

Автор благодарит научного руководителя академика РАН Леонтьева Александра Ивановича за его ценные идеи, постоянное и активное внимание к выполняемой работе; в.н.с. лаб 108 НИИ механики МГУ Виноградова Юрия Алексеевича, с.н.с. Здитовца Андрея Геннадиевича, Стронгина Марка Моисеевича за их активную помощь в подготовке и проведении исследований.

Спасибо Вам за поддержку. Без Вашей поддержки эта работа не была бы выполнена!

Похожие диссертационные работы по специальности «Теплофизика и теоретическая теплотехника», 01.04.14 шифр ВАК

Заключение диссертации по теме «Теплофизика и теоретическая теплотехника», Титов, Александр Андреевич

Выводы по разделу:

В результате проведенного анализа опубликованных работ по интенсификации теплообмена поверхностными углублениями можно сделать следующие выводы:

1. Первые экспериментальные исследования поверхностного трения на гладких поверхностях проводились, как правило, для оценки влияния сжимаемости и проверки и уточнения существующих теорий по расчету коэффициента трения в потоке сжимаемого газа.

2. В первых исследованиях применялись достаточно сложные конструкции упругого элемента (как правило, двухопорные консольные балки) с индуктивным датчиком с подвижным сердечником. Применение тензометрических датчиков ограничивала величина деформации упругого элемента, которая в свою очередь ограничена величиной зазора между корпусом и плавающим элементом. Однако в настоящее время с появлением современного высокоточного оборудования появляется все больше экспериментальных исследований с применением тензометрических датчиков [53].

3. В настоящее время, существующее высокоточное измерительное оборудование позволяет применять достаточно простые конструкции плавающих элементов, даже для измерения поверхностного трения в высокотемпературных потоках, в связи с этим наблюдается тенденция к упрощению экспериментальных моделей, при этом существенно повышается уровень используемого измерительного и регистрирующего оборудования и точность проводимых исследований.

4. В подавляющем количестве экспериментальных работ измеряется коэффициент трения для гладких (либо шероховатых) поверхностей, в то время как работ по измерению сопротивления рельефных поверхностей мало, а измерения сопротивления облуненных поверхностей в потоке сжимаемого газа не проводилось.

5. Вследствие того, что при обтекании поверхностных углублений генерируются сложные нестационарные струйно-вихревые структуры, применение косвенных методов измерения трения невозможно, и в этих условиях метод «плавающего элемента» позволяет получить наиболее точные данные.

6. Расчет коэффициента трения для гладкой поверхности по общеизвестным на сегодняшний день методам расчета (метод определяющей температуры, предельный закон трения и др.) дает разброс в значениях в пределах 5-7%, что в определенной мере создает трудности в сопоставлении значения коэффициента трения полученного на гладкой поверхности в ходе эксперимента и рассчитанного теоретически.

Глава 2. Экспериментальные исследования влияния формы поверхностных углублений на сопротивление при дозвуковых скоростях течения

Для получения новой информации о влиянии регулярно расположенных поверхностных углублений как полусферической, так и траншейной формы на интенсификацию теплообмена и сопротивление при течении в канале, а также влиянии полусферических углублений на параметры теплообмена (коэффициент теплоотдачи и коэффициент восстановления температуры) и сопротивление при сверхзвуковом обтекании был разработан и создан стенд, на котором выполнены экспериментальные исследования. Данный стенд позволяет измерять коэффициент сопротивления, коэффициент теплоотдачи и коэффициент восстановления температуры в одном эксперименте одновременно для двух исследуемых поверхностей, расположенных в потоке параллельно (т.е. проводить сравнительный эксперимент).

С учетом проведенного обзора методов экспериментального определения теплогидравлических характеристик рельефных поверхностей, как при дозвуковых скоростях потока, так и при сверхзвуковых, на данном стенде была реализована следующая схема измерения указанных выше параметров (см. рис. 54). Сопротивление поверхности определяется методом непосредственного взвешивания, для чего разработан и изготовлен специальный упругий элемент. Параметры теплообмена определяются при помощи тепловизионного оборудования, причем коэффициент теплоотдачи рассчитывается по темпу охлаждения на нестационарном режиме. Данные методы измерения могут быть применены как при дозвуковых скоростях течения, так и при сверхзвуковых- скоростях потока. Особенность такой постановки эксперимента заключается в том, что измерительное оборудование не вносит возмущений в поток (что особенно важно при сверхзвуковых скоростях течения) и не нарушает целостности материала исследуемых пластин.

Нестационарный метод +

Тепловизор

N11

Измерение сопротивления прямым (весовым) методом)

Cf

Рис. 54. Схема измерения параметров теплообмена и гидравлического сопротивления при проведении экспериментальных исследований.

Для отработки измерительного оборудования (главным образом наиболее сложной его части - тензовесовой системы) и методики определения теплогидравлических характеристик рельефных поверхностей, а также для получения новых достоверных экспериментальных данных по коэффициентам сопротивления поверхностей с полусферическими и траншейными углублениями были проведены исследования при дозвуковых (от 20 до 100м/с) скоростях потока.

Экспериментальная установка и измерительное оборудование

Экспериментальные исследования при дозвуковых скоростях потока проводились в Институте механики МГУ на малой аэродинамической установке (см. рис. 55, 56), работающей по принципу нагнетания. Установка состоит из высоконапорного центробежного вентилятора (В.Ц6-20-8-01, фирма "МОВЕН", Россия) (1), частотного преобразователя (VFD450F43A, фирма "Delta Electronics, Inc", Китай) (2), предназначенного для плавного регулирования частоты вращения вентилятора и соответственно, изменения скорости потока в канале. Далее расположены: форкамера (3), сопло (4) и рабочий канал (5), которые для исключения влияний вибрации от вентилятора смонтированы на отдельной опорной раме (6), а между вентилятором и- форкамерой установлен мягкий соединительный рукав, изготовленный из брезента (7). Для разрушения вихревых структур и получения равномерного потока воздуха в рабочем канале в форкамере установлены две сетки-детурбулизаторы и спрямляющяя решетка (хонейкомб). Для исследования тепловых характеристик поверхностей над рабочим участком канала может быть установлен тепловизор (9).

2 1 7 3 4 5 9

Рис. 55. Схема экспериментальной установки.

Рис. 56. - Общий вид малой аэродинамической установки Института механики

МГУ.

Рабочая часть установки представляет собой плоский канал длиной 1 м., шириной 0,3 м. и высотой 0,03 м. Нижняя стенка канала выполнена секционной (состоит из трех равных частей). Вместо одной из секций монтируется экспериментальный стенд. На данном стенде, в зависимости от размещения экспериментального стенда, возможно проведение экспериментальных исследований, как в начальном участке канала, так и на участке развитого турбулентного течения. При проведении представленных в данной работе экспериментов исследуемые пластины располагались в конце канала на участке полностью развитого турбулентного течения. В каждом эксперименте параллельно исследуемой поверхности устанавливалась гладкая.

Система измерения

Сбор и обработка экспериментальных данных осуществляется с помощью современного специализированного оборудования, состоящего из коннекторного блока SCB-100, аналого-цифрового преобразователя N1 6071Е, рассчитанного на 64 канала (производитель — National Instruments, США), подключенного в высокопроизводительному ПК. Так же используется программное обеспечение Lab View (разработчик также National Instruments, США), что позволяет проводить запись и обработку данных в автоматическом режиме, а также отображать результаты измерения в режиме реального времени. За один отчет (длительность 1с.) происходит съем 1000 показаний с каждого датчика и выдается средняя величина сигнала.

Для измерения давлений использовались датчики фирмы Honeywell, для измерения температуры — хромель-капелевые термопары с холодным спаем, термостатированным при 0°С.

В процессе проведения экспериментов измерялись следующие параметры потока: полное и статическое давления на входе в канал и перед экспериментальными поверхностями, а так же температуры в указанных сечениях. Помимо этого измерялись и значения усилия оказываемого потоком на исследуемые поверхности.

Упругий элемент, используемый в тензовесах, разработан с учетом выполненного обзора экспериментальных работ по измерению сопротивления как гладких, так и рельефных поверхностей. Форма упругого элемента представляет собой сдвоенный параллелограмм (см. рис. 57, 58) на каждую половину которого может быть установлена либо гладкая, либо исследуемая поверхность, а центральная часть жестко крепится к основанию стенда (см. рис.59). Т.е. каждая исследуемая поверхность закреплена на горизонтальной консольной двухопорной балке, которая может воспринимать деформации только в одном направлении (однокомпонентные тензометрические весы).

Тензодатчики наклеены на четыре гибких элемента (в местах наибольших деформаций) каждого параллелограмма, при этом два датчика работают на растяжение, два на сжатие, и тем самым образуют полный измерительный мост.

Для проведения экспериментальных исследований было рассчитано и изготовлено три упругих элемента различной жесткости (для разных скоростей потока - от малых дозвуковых до сверхзвуковых). Каждый упругий элемент изготовлен с высокой точностью на станке с ЧПУ. В качестве материала упругого элемента выбрана высоколегированная сталь (38ХС) с высоким содержанием хрома, что обеспечивает хорошие упругие свойства и долговечность при циклических нагрузках.

Рис. 57. Схема упругого элемента.

Рис. 58. Фотография упругого элемента для исследований при дозвуковых скоростях потока.

Рис. 59. Схема расположения исследуемых поверхностей на упругом элементе.

Так как величины деформаций упругого элемента малы (перемещения пластин при максимальной скорости набегающего потока не превышали 0,1 мм), то сигналы с плавающего элемента усиливались при помощи специально разработанного и изготовленного в НИИ механики МГУ усилителя (коэффициент усиления - 1000).

Размер исследуемых поверхностей - 100x125 мм. Материал пластин — оргстекло. Перед каждым экспериментом рабочая поверхность пластин и базовая нижняя поверхность канала притирались совместно.

Проведение тестовых экспериментов

Проведению экспериментальных исследований предшествовало изучение течения в гладком канале. Были измерены профили скорости перед моделью на различных режимах работы установки. Для этого было изготовлено координатное устройство с приемником полного и статического давлений (см. рис. 60). Координатное устройство работало в автоматическом режиме, а управление осуществлялось при помощи специально созданной в среде Lab View программы. Вид окна программы в процессе эксперимента представлен на рис. 61. Шаг перемещения приемника 0,25 мм.

На рис. 62 представлены результаты промера профиля скоростей перед экспериментальной моделью для трех различных режимов работы установки.

Для тестирования тензометрических весов были проведены эксперименты с двумя гладкими поверхностями. На рис. 63 представлены показания весов для различных режимов работы установки (так как тарировка весов проводилась при помощи набора эталонных мер весов, то показания усилия, оказываемого на исследуемые поверхности, приведены в граммах). Максимальный разброс показаний не превышал 5%.

Рис. 60. Координатное устройство с приемниками полного и статического давления.

Г> exp step l.vi

3» £<* apwete Ioob »o»se SMow b* mm«] отсчёт stop параметры потока

Рр РЙ

1724,5) 505,58;

N текущей позщии коордтатм*та 2

Tt

19,977: V

45,2301

74 И положение зонда (мм) 2

18,50

ТА Control

Рис. 61. Окно программы для работы с координатным устройством в процессе эксперимента.

Высота канала, мм

Рис. 62. Измерения профили скорости по высоте канала перед рабочим участком с двумя гладкими поверхностями. (1 — скорость на входе в канал, 2 — турбулентный профиль скорости, 3 — измеренный профиль скорости).

Рис. 63. Показания тензовесов с двумя гладкими поверхностями при различных скоростях набегающего потока.

Формы исследованных поверхностных углублений

Геометрические параметры исследуемых поверхностей представлены в таблице 7. Первые две поверхности покрыты полусферическими углублениями. 3-я и 4-я поверхности покрыты одинаковыми траншейными углублениями, но отличаются взаимным расположением углублений (см. рис. 64-65). Все углубления выполнены одним инструментом (сферической фрезой). Фотографии исследованных пластин представлены на рис. 66 (номера пластин на рисунке соответствуют номерам пластин в таблице 7).

На рис. 67 представлены фотографии нижней поверхности стенда с установленной рельефной поверхностью с траншейными углублениями. V 0 / / / / г г \ // м у

0

Рис. 64. Геометрические характеристики и схема расположения углублений на поверхности 3.

Рис. 65. Геометрические характеристики и схема расположения углублений на поверхности 4.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Титов, Александр Андреевич, 2010 год

1. Bearman P.W., Harvey J.K. Golf ball aerodynamics. Aeronautical quarterly. 1976. Vol. 27, p. 112.

2. Mehta R.D. Aerodynamics of sport balls. Annual review of fluid mechanics. 1985. Vol. 17, p. 151.

3. Г.И. Кикнадзе, И.А. Гачечиладзе, B.B. Алексеев. Самоорганизация смерчеобразных струй в потоках вязких сплошных сред и интенсификация тепломассообмена, сопровождающая это явление. М.: Изд-во МЭИ, 2005г. -84 с.

4. Российской национальной конференции по теплообмену (РНКТ 5). М.: Изд-во МЭИ. 2010г. В печати.

5. B.C. Кесарев, А.П. Козлов. Структура течения и теплообмен при обтекании полусферического углубления турбулизированным потоком воздуха. Вестник МГТУ. Сер. Машиностроение, 1993г. №1, с. 106-115.

6. М.К. Chyu, Y. Yu, Н. Ding, J.P. Downs, F.O. Soechting. Concavity enhancement heat transfer in an internal cooling passage. ASME Paper. 1997. 97-GT-437. 8p.

7. B.H. Афанасьев, В.Ю. Веселкин, А.И. Леонтьев и др. Гидродинамика и теплообмен при обтекании одиночных углублений на исходно гладкой поверхности: Препринт МГТУ им. Н.Э. Баумана №2-91, 4.1. М.: Изд-во МГТУ, 1991,56с.

8. В.Н. Афанасьев, А.И. Леонтьев, Я.П. Чудновский. Теплообмен и трение на поверхностях, профилированных сферическими углублениями: Препринт МГТУ им. Н.Э. Баумана №1-90. М.: Изд-во МГТУ, 1990, 118с.

9. Власенко А.С., Маскинская А.Ю., Сергиевский Э.Д. Сопряженный теплообмен в канале с лунками на нижней поверхности // Труды 4-ой Российской национальной конференции по теплообмену (РНКТ 4). М.: Изд-во МЭИ. 2006г. Т.8. с. 45-47.

10. Mahmood G I, Hill М L, Nelson D L, Ligrani P M, Moon H К & Glezer B. Local heat transfer and flow structure on and above a dimpled surface in a channel. //Proceedings of ASME TURBOEXPO 2000, May 8-11 2000, Munich Germany #2000-GT-230.

11. Burgess N.K., Ligrani P.M. Effects of dimple depth on Nusselt Numbers and Friction Factors for internal cooling in a channel // Proc. ASME Turbo Expo'50, Jun., 2004. -№ GT2004. 54232. - Vienna, 2004. - P. 1-10. - Austria.

12. Ligrani, P.M. and Burgess. N.K. and Won, S.Y. Nusselt numbers and flow structure on and above a shallow dimpled surface within a channel including effects of inlet turbulence intensity level. ASME Paper GT2004-54231, pp. 1-13,2004.

13. Nian Xiao, Qiang Zhang, Phillip M. Ligrani, Rajiv Mongia. Thermal performance of dimpled surfaces in laminar flows. International Journal of Heat and Mass Transfer.Volume 52, Issues 7-8, March 2009, Pages 2009-2017

14. Moon H.K., O'Connel Т., Glezer B. Channel height effect in heat transfer and friction in dimpled passage. ASME 99-GT-163. ASME Turbo Expo., Indianapolis, USA, 1999.

15. М.Я. Беленький, M.A. Готовский, Б.М. Леках, Б.С. Фокин, В.Б. Хабенский. Экспериментальное исследование тепловых и гидравлических характеристик теплообменных поверхностей, формованных сферическими лунками. ТВТ, 1991г., т. 29, № 6, с. 1142-1147.

16. K.JI. Мунябин. Эффективность интенсификации теплообмена углублениями и выступами сферической формы. Теплофизика и аэромеханика, 2003г. Т. 10, №2. с.235-245.

17. Исаев С.А. Численное моделирование вихревого теплообмена в организованных и самоорганизующихся вихревых течениях // Труды XIII школы-семинара молодых ученых под руководством академика РАН А.И. Леонтьева. Том 1. -М.: МЭИ, 2001. С.28-31.

18. Численное моделирование вихревой интенсификации теплообмена в пакетах труб:/ Ю.А. Быстров, С.А. Исаев, Н.А. Кудрявцев, А.И. Леонтьев. СПб.: Судостроение, 2005. - 392с.

19. С. Silva, D.Park, Е. Marotta, L. Fletcher. Optimization of fin performance in a laminar channel flow through dimpled surfaces // Trans. ASME. J. Heat Transfer, Vol: 131, No: 2 , published: 22 April 2009.

20. Исаев C.A., Леонтьев А.И. Проблемы моделирования вихревой интенсификации теплообмена на основе луночных технологий // Доклад на третьей международной конференции «Тепломассообмен и гидродинамика в закрученных потоках», М/.МЭИ, 2008,16с.

21. Исаев С.А., Леонтьев А.И. Проблемы моделирования смерчевого при турбулентном обтекании рельефа с лунками на стороне узкого канала // ИФЖ, Том 83, №4. С.733-742.

22. Халатов A.A. Теплообмен и гидродинамика около поверхностных углублений (лунок). HAH Украины, Институт технической теплофизики - Киев,- 2005. — 76 с.

23. Кузма-Кичта Ю.А. Методы интенсификации теплообмена: Учебное пособие по курсу «Методы интенсификации теплообмена». — М. Издательство МЭИ, 2001. -112с.

24. Дзюбенко Б.В., Кузма-Кичта Ю.А., Леонтьев А.И., Федик И.И., Холпанов Л.П. Интенсификация тепло- и массообмена на макро-, микро-, и наномасштабах. -М.: ФГУП «ЦНИИАТОМИНФОРМ», 2008.

25. Гортышов Ю.Ф., Попов И.А., Олимпиев В.В., Щелчков A.B., Каськов С.И. Теплогидравлическая эффективность перспективных способов интенсификации теплоотдачи в каналах теплообменного оборудования. — Казань.: Центр инновационных технологий, 2009. 531 с.

26. Кикнадзе Г.И., Гачечиладзе И.А., Алексеев В.В. Самоорганизация смерчеобразных струй в потоках вязких сплошных сред и интенсификация теплообмена, сопровождающая это явление. М.: Изд-во МЭИ, 2005. 84с.

27. Боровой В.Я., Яковлев JI.B. Теплообмен при сверхзвуковом обтекании одиночной лунки // Механика жидкости и газа. 1991. № 5. С.48-52.

28. Боровой В.Я. Течение газа и теплообмен в зонах взаимодействия ударных волн с пограничным слоем. -М.: Машиностроение, 1983. 144с.

29. Здитовец А.Г., Титов А.А. Влияние формы поверхности теплоизолированного стержня, омываемого сверхзвуковым потоком, на коэффициент восстановления температуры // Изв. РАН, Энергетика. 2007. №2 с. 111-117.

30. Brinich, Paul F. Recovery temperatures and heat transfer near two-dimensional roughness elements atMach 3.1. NACA-TN-4213. 1958.

31. Леонтьев А. И. Температурная стратификация сверхзвукового газового потока // Доклады Академии Наук. 1997. - Т. 354, № 4. - С. 475-477.

32. П.А. Баранов, С.А. Исаев, А.И. Леонтьев, А.Е. Усачев. Численное моделирование снижение аэродинамического нагрева рельефа со сферическими и сотовыми лунками при сверх- и гиперзвуковых скоростях. РНКТ-4, т. 6. С. 158-161.

33. Froude, W., "Experiments on the Surface-friction Experienced by a Plane Moving through Water," 42nd British Association Report, pp.118-124, 1872

34. В.И. Корнилов. Проблемы снижения турбулентного трения активными и пассивными методами (обзор). Теплофизика и аэромеханика, 2005г., том 12, №2, стр. 183-208.

35. J. A. Shetz. Boundary Layer Analysis. Prentice Hall, Englewood Cliffs, NJ, 1993.

36. Горлин C.M. Слезингер И.И. Аэромеханические измерения. Методы и приборы. М.: Наука, 1964.

37. Харитонов А. М. Техника и методы аэрофизического эксперимента. Ч. 2. Методы и средства аэрофизических измерений: учебник / А. М. Харитонов. — Новосибирск: Изд-во НГТУ, 2007.

38. A.Remington. A Study of Non-Fluid Damped Skin Friction Measurements for Transonic Flight Applications. Thesis for the degree of Master of Science in Aerospace Engineering. Blacksburg, USA. 1999.

39. S.Magill. Study of a direct measuring skin friction gage with rubber compounds for damping. Thesis for the degree of Master of Science in Aerospace Engineering. Blacksburg, USA. 1999.

40. A. Sang. Study of rubber damped skin friction gage for transonic flight testing. Thesis for the degree of Master of Science in Aerospace Engineering. Blacksburg, USA. 2001. .

41. Waltrup, P. J., Schetz, J.A. Supersonic Turbulent Boundary Layer Subjected to Adverse Pressure Gradients. AIAA J., vol. 11, №. 1, p. 50-57, 1973.

42. A.J. Rolling. Design of Gages for Direct Skin Friction Measurements in Complex Turbulent Flows with Shock Impingement Compensation. Thesis for the degree of doctor of philosophy in aerospace engineering. 2007.

43. T.T. Bui, B.J. Pipitone, K.L. Krake. In-flight capability for evaluating skin-friction gages and other near-wall flow sensors. NASA/TM-2003-210-738. 2003.

44. B.W. Henderson. An exploratory of the application of carbon nanotubes to skin friction measurement. Master of Science in Aerospace Engineering. Blacksburg, USA. 2004.

45. Winter K.G. An outline of the techniques aviable for the measurement of skin friction in turbulent boundary layer. Progress in the Aerospace Sciences. 1977, Vol. 18, pp. 1-57.

46. Nitsche, W., Haberland, C., Thunker, R. Comparative Investigation on Drag Measuring Techniques in Experimental Aerodynamics. ICAS-84-2.4.2, 14th ICAS Congress, Sept. 1984.

47. Kornilov V.I., Litvinenko Yu.A. Comparative analysis of the methods of skin friction measurement in a incompressible boundary layer. Preprint №1, 2001. RAN, Sib. Otd-nie, Institute of Theoretical and applayed mechanics.

48. JI.B. Козлов. Экспериментальное исследование поверхностного терния на плоской пластине в сверхзвуковом потоке при наличии теплообмена. Известия Академии Наук СССР, ОТН, Механика и машиностроение, №2, 1963г.

49. Прикладная аэродинамика: Учебник для втузов / Под ред. Н.Ф. Краснова.-М: Высшая школа, 1974.-731 с.

50. Falkner V.N. A new law for calculating drag//Aircraft engineering// vol. 15 №169, 1943, p65.

51. A.H. Shapiro. The dynamics and thermodynamics of compressible fluid flow. The Ronald press сотр. New York, 1954.

52. F. Frankl, V. Voishel. Turbulent friction in the boundary layer of a flat plate in a two-dimentional compressible flow at high speeds. NACA-TM-1053. 1943.

53. Уонг X. Основные формулы и данные по теплообмену для инженеров. М.: Атомиздат, 1979.

54. S.C. Sommer, B.J. Short. Free-flight measurements of turbulent boundary layer skin friction in the presence of severe aerodynamic heating at Mach numbers from 2,8 to 7,0. NACA-TN-3391. 1955.

55. Van Driest, E R. Investigation of laminar boundary layer in compressible fluids using the Crocco method. NACA-TN-2597. 1952.

56. Кутателадзе C.C., Леонтьев А.И. Тепломассообмен и трение в турбулентном пограничном слое. М.: «Энергия», 1972г. 344с.

57. Hopkins, Е. J.; Inouye, М.; Keener, Е. R.; Mateer, G. С.; Polek, Т. Е.; Rubesin, M.W., et al. Summary and correlation of skin-friction and heat-transfer data for a hypersonic turbulent boundary layer on simple shapes. NASA-TN-D-5089, 1969.

58. K. Higgins. Comparison of Engineering Correlations for Predicting Heat Transfer in Zero-pressure-gradient Compressible Boundary Layers with CFD and Experimental Data. DSTO-TR-2159, 2008.

59. Лыков A.B. Теория теплопроводности. M.: Госиздат технико-теоретической литературы, 1952. 392с.

60. Румшиский Л.З. Математическая обработка результатов эксперимента.- М.: Издательство «Наука», 1971.- 192 с.

61. S. Dhawan. Direct measurements of skin friction. Thesis for the Degree of Doctor of Philosophy, 1951.

62. S. Dhawan. Direct measurements of skin friction. NACA-TR-1121. 1951.

63. S. Dhawan. Direct measurements of skin friction. NACA-TN-2567. 1952.

64. J.M. Allen. Systematic study of error sources in supersonic skin-friction balance measurements. NASA TND-8291. 1976.

65. D.R. Chapman and R.H. Kester. Turbulent Boundary-Layer and Skin-Friction Measurements in Axial Flow Along Cylinders at Mach Numbers Between 0.5 and 3.6. NAC A-TN-3 097, 1954.

66. F.W. Matting, D.R. Chapman, J.R. Nyholm and A.G. Thomas. Turbulent Skin Friction at High Mach Numbers and Reynolds Numbers in Air and Helium. NASA-TR-R-82. 1961.

67. J.A. Schetz and J. vanOvereem. Skin Friction Reduction In Supersonic Flow By Injection Through Slots, Porous Sections And Combination of the. NASA-CR-2491, 1975.

68. K.R. Czarnecki, J.R. Sevier, M.M. Carmel. Effects of fabrication-Type Roughness on Turbulent Skin Friction At Supersonic speeds. NAC A TN-4299, 1958.

69. M. Eimer. Direct measurement of laminar skin friction at hypersonic speeds. Thesis for the degree of doctor of philosophy in aerospace engineering. 1953.

70. D. Coles. Measurements of turbulent friction on a smooth flat plate in supersonic flow. Journal of the aeronautical science, Vol. 21, №7, 1954.

71. R.J. Hakkinen. Thesis for the degree of doctor of philosophy in aerospace engineering. 1954.

72. R.J. Hakkinen. Measurements of turbulent skin friction on a flat plate at transonic speeds. NACA-TN-3486. 1955.

73. R.H. Korkegi. Transition studies and skin-friction measurement on an insulated flat plate at a Mach number of 5,8. Journal of the aeronautical science, Vol. 23, №2, 1956.

74. M.W. Jackson, K.R. Czarnecki, W.J. Monta. Turbulent skin friction at high Reynolds Numbers and low supersonic velocities. NASA-TN-D-2687. 1965.

75. D.R. Moore, J. Harkness. Experimental investigations of the compressible turbulent boundary layer at very high Reynolds numbers. AIAA Journ. 3, №4. 1965 (Ракетная техника и космонавтика, №4. 1965г.).

76. Direct measurement of compressible turbulent boundary layer skin friction on a porous flat plate with mass injection. H. Dershin, C.A. Leonard, W.H. Gallaher, J.P. Palmer. NASA-CR-79095. 1966.

77. D J. Gurringer, E.J. Sultzman. Flight demonstration of a skin-friction gage to a local Mach number of 4,9. NASA-TN-D-3830, 1967.

78. D.F. Fisher, E.J. Saltzman. Local skin friction coefficients and boundary layer profiles obtained in flight from the XB-70-1 airplane at Mach numbers up to 2.5. NASA-TN-D-7220. 1973.

79. J.W. Moore, E.S. McVey. A force balance system for measurement of skin friction drag force. Final report. NASA EME-4029-112-7IU, 1971

80. Winter, K. G., Gaudet, L. "Turbulent Boundary Layer Studies at High Reynolds Numbers at Mach Numbers Between 0.2 and 2.8." ARC R&M 3712, 1970.

81. E.J. Hopkins, E.R. Keener, P.T. Louie. Direct measurement of turbulent skin friction on a nonadiabatic flat plate at Mach number 6,5 and comparison with eight theories. NASA-TN-D-5675. 1970.

82. R.D. Quinn, L. Gong. In-Flight Boundary-Layer Measurements on a Hollow Cylinder at a Mach Number of 3,0. NASA-TP-1764. 1980.

83. DeTurris, D., Schetz, D., and Hellbaum, R. F. Direct Measurements of Skin Friction in a SCRAMjet Combustor. AIAA Paper 90-2342, July 1990.

84. J.A. Schetz, Т.Е. Diller, A.L. Wicks. Skin friction measurements in high temperature high speed flows. 1992.

85. D.P. Hwang. An Experimental Study of Turbulent Skin Friction Reduction in Supersonic Flow Using a Microblowing Technique. NASA/TM—1999-209632 (AIAA-2000-0545), 1999.

86. Глаговский Б.А., Пивен И.Д. Тензометры сопротивления. JI.: «Энергия», 1972г.

87. Preston, J.H., "The Determination of Turbulent Skin Friction by means of Pitot Tubes," Journal of Roual Aeronautical Society 58, pp. 109-121, 1954.

Обратите внимание, представленные выше научные тексты размещены для ознакомления и получены посредством распознавания оригинальных текстов диссертаций (OCR). В связи с чем, в них могут содержаться ошибки, связанные с несовершенством алгоритмов распознавания. В PDF файлах диссертаций и авторефератов, которые мы доставляем, подобных ошибок нет.