Фундаментальные проблемы аэротермодинамики высокоскоростных летательных аппаратов

Разработка новых высокоскоростных летательных аппаратов основана на результатах фундаментальных научных исследований в области аэрогазодинамики. Прорывные направления в этой области могут быть получены как благодаря научным исследованиям высокоскоростных течений сжимаемого газа с учетом реальных термодинамических параметров, так и оригинальным техническим решениям, обеспечивающим получение новых, недостижимых ранее характеристик. Основными целями предлагаемого исследования является: • разработка газодинамических основ для создания и исследования оригинальных конструкций элементов высокоскоростных летательных аппаратов, обеспечивающих принципиальное повышение их технических характеристик. В первую очередь будут разработаны новые подходы к созданию основных элементов прямоточных воздушно-реактивных двигателей: воздухозаборников и камер сгорания. Важным этапом работы будет отладка методов проверки предлагаемых решений с помощью численного моделирования и экспериментов в наземных аэродинамических установках. Результаты работы могут внести значительный вклад в практику создания высокоскоростных летательных аппаратов; • повышение эффективности и снижения концентрации вредных выбросов процессов горения в микроканальных системах и пористых средах и камерах сгорания. Развитие фундаментальных представлений о процессах горения в системах с рециркуляцией тепла, путем изучения возможностей сжигания ультра-бедных и ультра-богатых топливо-воздушных смесей, границ устойчивого горения, динамического поведения пламени и различных режимов горения, которые также могут найти применение при создании практических горелочных систем бытового и промышленного назначения. Разработка, создание и исследование способов отчистки газов, включая продукты горения, с помощью многоступенчатых систем с ячеисто-пористыми роторами. Развитие теоретических основ физико-математического моделирования процессов горения в гибридных и прямоточных воздушно-реактивных двигателях; • определение оптимальных параметров пассивных методов управления устойчивостью гиперзвукового пограничного слоя путем смещения положения ламинарно-турбулентного перехода вниз по потоку, что, в итоге, способствуют уменьшению аэродинамического сопротивления и тепловой нагрузки на поверхности летательного аппарата; • модернизация комплексного метода моделирования формирования и распространения волны звукового удара для условий крейсерского полёта сверхзвукового летательного аппарата для создания облика перспективного сверхзвукового пассажирского самолета; • развитие методов термоанемометрии, являющихся важнейшим инструментом в исследовании особенностей сложных потоков с интенсивными пульсациями в окрестностях внешних и внутренних поверхностей высокоскоростных летательных аппаратов – течения смешения, обтекание каверн, структура потока около плохообтекаемых тел.