ИСТИНА

Создание моделей и методов расчета, пригодных для эффективного решения задач оптимизации формы летательных аппаратов с различными целевыми функциями при сверх- и гиперзвуковых скоростях полета, и изучении обтекания оптимальных и близких к ним тел. Комплексное аналитическое, численное и экспериментальное решение задач аэродинамики оптимальных и близких к ним пространственных тел, в том числе несущих форм (крыльев, волнолетов), с целью изучения особенностей их обтекания и аэродинамических характеристик. Исследование режимов и структуры обтекания циклически-симметричных конических тел и крыльев, взаимодействия ударных волн с пограничным слоем.

Проведен этап теоретических и экспериментальных исследований по аэрогазодинамике сверхзвукового обтекания V-образных крыльев. Разработаны вычислительные коды и проведен численный анализ возмущенного течения около V-образных крыльев в рамках модели идеального газа при числе Маха М=3 и 6 при наличии углов атаки и скольжения. Получены экспериментальные данные при числе М=3 с использованием специального оптического метода для визуализации сверхзвуковых конических течений. Установлено, что структура течения в окрестности плоскости симметрии течения в отсутствие угла скольжения и при наличии маховской конфигурации ударных волн с увеличением угла атаки претерпевает скачкообразное изменение, когда по обе стороны плоскости симметрии возникают вихревые особенности невязкого происхождения. Сравнение теоретических и экспериментальных данных о структуре течения в ударном слое показало во многих, практически важных, случаях их удовлетворительное согласие, что указывает на возможность получения сведений о реальном течении в рамках модели Эйлера, если в возмущенном потоке отсутствуют развитые области отрыва пограничного слоя. Показано, что при числе Маха невозмущенного потока, меньшем двух, вихревые особенности в ударном слое не существуют.