Моделирование тепломассопереноса на затупленных телах в условиях аэродинамического нагрева высокоскоростных летательных аппаратов

Рассматривается тепломассоперенос между диссоциирующим пограничным слоем и поверхностью затупленных носовых конусов высокоскоростных летательных аппаратов в широком диапазоне чисел Маха. C использованием переменных Дородницына–Лиза система уравнений пограничного слоя сведена к системе нелинейных обыкновенных дифференциальных уравнений. С помощью обоснованных допущений получены приближенно-аналитические решения для динамического, теплового и диффузионного пограничных слоев, позволившие определить тепловые и диффузионные тепловые потоки, которые на границе газ–твердое тело сопряжены с уравнением теплопроводности в теле с параметром сопряжения в виде температуры границы газ–твердое тело. По найденным тепловым потокам определены температурные поля в теле в широком диапазоне чисел Маха набегающего потока и коэффициента каталитической рекомбинации. Полученные тепловые потоки на лобовой части носового конуса в точности совпадают с экспериментальными данными.