Влияние вдува газа на ламинарно-турбулентный переход при гиперзвуковом обтекании спускаемого космического аппарата

При гиперзвуковом обтекании лобовой поверхности спускаемых космических аппаратов возникают высокие тепловые потоки, приводящие к сильному нагреву конструкции. Для ограничения нагрева применяются теплозащитные системы (ТЗС), приводящие ко вдуву газа в пограничный слой. Такие системы эффективно снижают температуру конструкции. Однако, вдув может вызвать ранний переход к турбулентному режиму обтекания и, как следствие, к резкому возрастанию аэродинамического нагрева. В проекте предлагается выполнить теоретические и численные исследования влияния вдува газа на развитие неустойчивых возмущений, способных привести к переходу на лобовых поверхностях двух тел: цилиндра с полусферическим носком; тела вращения с геометрией капсулы Экзомарс. Для первой конфигурации есть подробные экспериментальные данные по влиянию вдува газа на ламинарно-турбулентный переход, что позволит проверить предлагаемые теоретические модели. Вторая конфигурация даст возможность проанализировать случаи близкие к реальным условиям полета. Для решения поставленной задачи будут применяться современные методы теории устойчивости сжимаемых пограничных слоев, а также метод прямого численного моделирования, который позволяет исследовать различные стадии развития возмущений, включая их нелинейный распад и возникновение турбулентности. Такой подход позволит глубоко исследовать эффект вдува на устойчивость и переход в пограничном слое на сильно затупленных гиперзвуковых конфигурациях, а также получить результаты, представляющие интерес для разработки ТЗС спускаемых космических аппаратов следующего поколения.