Расчетно-экспериментальное исследование нестационарных явлений в неоднородных сверхзвуковых течениях

Объект исследования: нестационарные явления в неоднородных течениях при обтекании элементов летательных аппаратов сверхзвуковым потоком. Целью данного проекта является: Исследование условий ламинарно-турбулентного перехода в сверхзвуковых пограничных слоях, отрыва турбулентного пограничного слоя, а также вопросов эволюции вихревого следа и развития методов оценки характеристик демпфирования осесимметричных тел. Теоретически получены новые данные об усилении возмущений в сверхзвуковом пограничном слое при подводе энергии во внутреннюю его часть в условиях вдува газа через пористую поверхность; об устойчивости пограничного слоя в условиях конденсации паров воды; о линейной устойчивости высокоскоростного пограничного слоя в условиях сублимации материала покрытия поверхности модели. Экспериментально получены новые данные по влиянию внешних возмущений на ламинарно-турбулентный переход в пограничном слое на скользящем крыле с дозвуковой передней кромкой при М=2; о воздействии слабых ударных волн на переднюю кромку плоской пластины с углами скольжения от 0 до 25 градусов при числе Маха 2; о влиянии слабых ударных волн на ламинарно-турбулентный переход в пограничном слое плоской пластины при числе Маха 2,5 и в пограничном слое скользящего крыла при числе Маха 2; о влиянии волнистой поверхности плоской пластины на ламинарно-турбулентный переход сверхзвукового пограничного слоя при числе Маха 2,5; о влияние теплоемкости газов на устойчивость сверхзвукового пограничного слоя к искусственным возмущениям. Впервые экспериментально получены пространственно-временные характеристики локализованных возмущений, возбуждаемых системой из нескольких импульсных источников, в однородном пограничном слое при числе Маха 2; оценка влияния пульсаций внешнего потока на возмущения в пограничном слое притупленной пластины при числе Маха 2,5. Экспериментально исследовано влияние числа Рейнольдса на режимы взаимодействия пары продольных вихрей разной интенсивности. Изучено влияние момента инерции осесимметричного тела и начального угла атаки на закономерности автоколебаний при числе Маха М=1,75. На основе прямого численного моделирования предсказаны свойства крупномасштабного турбулентного отрыва на пластине перед наклонной ступенькой с углом поверхности сжатия α = 45° при М  2,9. Полученные результаты являются новыми, соответствуют мировому уровню. Они представляют интерес как для фундаментальных задач механики жидкости, связанных с аэрофизикой, так и для практических задач высокоскоростной аэродинамики.