Боровой В.Я., Мошаров В.Е., Радченко В.Н., Скуратов А.С. «Взаимодействие ударных волн вблизи цилиндра, перпендикулярного притупленной пластине. Часть I. Течение газа и теплообмен на пластине вблизи цилиндра» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 49, № 2, с. 3-13 (2018)

Проведено экспериментальное исследование гиперзвукового обтекания цилиндра, установленного на острой и притупленных пластинах. Эксперименты проводились в ударной аэродинамической трубе при числе Маха М=5 в широком диапазоне значений чисел Рейнольдса Re_L (по длине пластины): от 0.6·10⁷ до 3.4·10⁷. Варьировались удаление цилиндра от передней кромки пластины Х0 и радиус ее притупления. Использовался панорамный метод исследования теплообмена. Работа состоит из двух частей. В части I представлены результаты исследований структуры течения и теплообмена на поверхности пластины перед цилиндром и вблизи него. Показано, что коэффициент теплоотдачи вблизи цилиндра во много раз больше, чем на пластине в невозмущенной области и по порядку величины близок к коэффициенту теплоотдачи на лобовой поверхности цилиндра, обтекаемого невозмущенным потоком. Увеличение радиуса притупления пластины до некоторого уровня существенно уменьшает максимальное число Стантона перед цилиндром. При переходном и турбулентном состояниях невозмущенного пограничного слоя на пластине перед цилиндром изменение числа Рейнольдса в исследованном диапазоне слабо влияет на степень усиления теплообмена вблизи цилиндра как на острой, так и на притупленной пластине. В ходе изучения состояния невозмущенного цилиндром пограничного слоя на пластине подтверждено существование реверса ламинарно-турбулентного перехода, наступающего при увеличении радиуса притупления. Показано, что переход пограничного слоя и его реверс приводят к немонотонному изменению пиковых значений числа Стантона на пластине в зависимости от радиуса притупления ее передней кромки и степени удаления цилиндра.

Болсуновский А.Л., Бузоверя Н.П., Губанова И.А., Пущин Н.А., Черный К.И. «Метод решения обратной задачи для комбинации крыло–фюзеляж с использованием уравнений Навье–Стокса, осредненных по Рейнольдсу» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 49, № 2, с. 14-27 (2018)

Разработан итерационный метод построения геометрии крыла по заданному распределению давления для комбинации крыло–фюзеляж в сжимаемом потоке вязкого газа в рамках осредненных уравнений Навье–Стокса, относящийся к классу методов остаточной коррекции. Деформация поверхности крыла, уменьшающая невязку между рассчитанным и целевым распределением давления, определяется путем решения обратной задачи для той же комбинации в потенциальном потоке сжимаемого газа с учетом влияния толщины вытеснения пограничного слоя и следа за крылом. Приведены примеры построения геометрии крыла по заданному распределению давления, демонстрирующие высокую скорость сходимости метода (3–4 итерации).