Исследование турбулентного пограничного слоя на модели гиперзвукового летательного аппарата

Разработан алгоритм расчета пространственного сжимаемого турбулентного пограничного слоя на поверхности заостренного тела на основе численного решения трехмерных уравнений и алгебраических моделей турбулентности. Выполнены расчеты обтекания модели гиперзвукового самолета, полученные значения чисел Стантона сопоставлены с результатами эксперимента. Проведено исследование влияния числа Маха, угла атаки и числа Рейнольдса на параметры пограничного слоя. Показано, что изменение положения зоны перехода слабо влияет на величину коэффициента трения в области развитого турбулентного течения.