Процессы ламинарно-турбулентного перехода и управление ими для уменьшения аэродинамического нагрева высокоскоростных летательных аппаратов

Переход от ламинарного обтекания гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) к турбулентному ведет к резкому увеличению сопротивления и тепловых потоков. Существующие эмпирические корреляции чисел Рейнольдса перехода и параметров потока имеют ограниченную область применения и невысокую точность. Наименее исследованной фазой ламинарно-турбулентного перехода является фаза восприимчивости, в особенности для сверх- и гиперзвуковых скоростей. Это не позволяет разработать рациональный метод предсказания перехода, который бы связывал место перехода с характеристиками набегающего потока. Настоящий проект направлен на решение комплекса фундаментальных проблем, связанных с предсказанием местоположения зоны ламинарно-турбулентного перехода в пограничных слоях. Это необходимо для расчета аэродинамического нагрева конструкций ГЛА. В рамках проекта предполагается исследовать различные фазы перехода. Особое внимание будет уделено фазе восприимчивости. В отличие от предыдущих исследований авторов, здесь задачи будут решаться в трехмерной постановке в рамках метода прямого численного моделирования.