В настоящее время в Лаборатории гиперзвуковой аэродинамики существуют две тематические группы:

– аэродинамика пространственных тел и крыльев при сверх- и гиперзвуковых скоростях (науч. рук. д.т.н., чл. корр. РАЕН Ф.А. Максимов- с 2020 г., д.ф.-м.н., действ. чл. РАЕН Н.А. Остапенко- 1993-2020 г.г., д.ф.-м.н., проф. А.Л. Гонор);

– межвузовская научно-учебная лаборатория «Термогазодинамика», образованная в 2008 г., (науч. рук. академик РАН А.И. Леонтьев).

Теоретические и экспериментальные исследования проводятся по теме 5.1 Плана НИР Института механики МГУ «Аэродинамика и тепломассообмен летательных аппаратов и технологических устройств» № гос.рег. АААА-А16-116021110200-5; АААА-А19-119012990115-5.

Теоретические и экспериментальные исследования сверхзвуковых конических течений газа; аэродинамика пространственных тел и крыльев при сверх- и гиперзвуковых скоростях; взаимодействие ударных волн с пограничным слоем в конических течениях.

В рамках разработанной модели толщины вытеснения пограничного слоя обнаружены режимы бифуркации аэродинамического качества V-образных крыльев. Показано, что гиперзвуковое вязкое взаимодействие приводит к новой системе режимов обтекания V-образных крыльев, аэродинамическое качество которых при реальной для практики паре изопериметрических условий может претерпевать бифуркацию со скачком в десятки процентов. Обнаружены вихревые особенности Ферри в ударных слоях, ограниченных маховской системой ударных волн. Определены критерии их существования. Обнаружено и описано существование ранее неизвестных структур обтекания ромбовидных крыльев.

Разработана модель гиперзвукового вязкого взаимодействия в угловых конфигурациях, нашедшая эффективное применение в задачах оптимизации пространственных аэродинамических форм. Исследованы задачи устойчивости конических тел. Получены точные формулы для положения центра давления эллиптических конусов в сверхзвуковом потоке, определяемого ранее численно. Предложены перспективные постановки и получены принципиальные теоретические и экспериментальные результаты по оптимальному профилированию аэродинамических форм, связанные с обеспечением статической устойчивости пространственных тел минимального сопротивления в полете, в том числе при их стабилизации вращением. Построены пространственные тела со специальной формой задней кромки, имеющие максимальный запас статической устойчивости и то же сопротивление, что и эквивалентные звездообразные тела. Данные о положении центра давления таких тел получили экспериментальное подтверждение. Показано, что пространственное тело минимального сопротивления, двигающегося с гиперзвуковой скоростью и вращающееся вокруг продольной оси может обладать тягой.

Исследовано и описано взаимодействие ударных волн с турбулентным пограничным слоем в конических течениях, в том числе взаимодействие нового типа – «несвободное» взаимодействие, обнаруженное экспериментально. Показано, что наблюдаемый в эксперименте конический характер развитого отрыва турбулентного пограничного слоя обусловлен минимальным производством энтропии в соответствии с принципом И.Р. Пригожина. Это направление является развитием работ Г.И. Петрова по отрыву турбулентного пограничного слоя в плоских течениях. Проведенные исследования показали общность фундаментальных свойств взаимодействия скачка уплотнения с турбулентным пограничным слоем в плоских и конических течениях. Успех в исследованиях отрыва пограничного слоя и в целом структуры потока в конических течениях около крыльев различной геометрии достигнут благодаря разработанному в лаборатории специальному оптическому методу для визуализации закрытых для традиционных оптических методов течений, использующему лазерные технологии.

Получен ряд качественных и количественных результатов по теории волнолетов с максимальным аэродинамическим качеством при двух важных для практики изопериметрических условиях: заданы коэффициент подъемной силы и удельный объем. Для несущих форм такая пара условий ранее не рассматривалась. В частности показано, что аэродинамическое качество может быть увеличено за счет роста характерного размера летательного аппарата. Предложена глобальная вариация продольного контура тела вращения, позволяющая снизить волновое сопротивление эквивалентного тела.

Экспериментальными и расчетными исследованиями доказана эффективность предложенного энергоразделяющего устройства и намечены пути дальнейшего увеличения эффективности его работы. Даны оценки величины температурного разделения, пути его увеличения, а также примеры возможного практического применения. С использованием одномерного подхода проведена оценка эффективности данного метода при конденсации одного из компонентов сверхзвукового потока. Исследован процесс температурного разделения воздушных потоков, истекающих из общего резервуара через сверхзвуковой канал с центральным телом в виде медной трубки. Зафиксировано снижение полной температуры потока на выходе из центрального тела, что подтверждает работоспособность метода. Данный результат стал основой для проведения комплексных исследований влияния параметров потока (начальная температура, число Маха, схема течения, отношение массовых расходов, интенсификации теплообмена в дозвуковом канале) на величину температурного разделения. В экспериментах зафиксировано охлаждение дозвукового потока и нагрев сверхзвукового. При этом полное давление дозвукового потока на режимах максимального охлаждения практически сохраняется. Предложена инженерная методика расчета температурного разделения. Получены выражения для предельных значений нагрева и охлаждения потоков при энергоразделении. Определены параметры, влияющие на эффективность температурного разделения.

Проводились работы по созданию оптимальной проточной части со скачками уплотнения и крупномасштабными вихревыми структурами в сверхзвуковом потоке. Экспериментально получено увеличение адиабатной температуры стенки в области взаимодействия падающего скачка уплотнения с пограничным слоем на пластине. При этом разность между температурой торможения и адиабатной температурой стенки в области падения ударной волны уменьшается на величину до 30% по сравнению с обтеканием гладкой стенки, что снижает потенциал для безмашинного энергоразделения. Учет данного эффекта при расчете аэродинамического нагрева в сверхзвуковых потоках позволяет повысить точность определения коэффициента теплоотдачи до 1.5 раз. В области отрывного сверхзвукового течения за ребром получен эффект аэродинамического охлаждения стенки. При этом температурный напор повышается на величину до 70%. В области отрывного течения зафиксировано одновременное увеличение температурного напора и интенсификация теплоотдачи, что можно использовать для повышения эффективности устройства энергоразделения. Проведено сравнительное экспериментальное исследование прототипа устройства безмашинного энергоразделения с генераторами ударных волн в сверхзвуковом канале и при их отсутствии в гладком канале. Выявлено два противоположно направленных процесса: повышение температуры стенки в сверхзвуковом потоке за счет торможения и интенсификация теплоотдачи при ударно-волновых процессах. Показано, что работоспособность устройства энергоразделения при искусственной генерации ударных волн сохраняется. Этот факт может способствовать внедрению устройства в промышленности, поскольку устраняется риск потери работоспособности в случае непредвиденного возникновения ударных волн в сверхзвуковом канале устройства.

Проведено исследование теплоотдачи на проницаемых поверхностях с целью уменьшения коэффициента восстановления температуры. Численно рассмотрено влияние вдува (отсоса) на эффект температурного разделения сверхзвукового и дозвукового потоков проницаемой перегородкой. Вдув газа в сверхзвуковой поток уменьшает величину температурного разделения по сравнению с непроницаемой пластиной, а отсос увеличивает ее. Численное моделирование показало, что при отсосе газа из турбулентного пограничного слоя в сверхзвуковом потоке на проницаемой поверхности можно получить значительную разность температур между газом в пограничном слое и отсасываемым газом. Наиболее сильно стратификация проявляется для газов с малыми значениями числа Прандтля. Установлено, что вследствие ламинаризации пограничного слоя при интенсивном отсосе газа на участке непроницаемой пластины, следующим за проницаемой стенкой, температура стенки резко падает. Показано, что наличие в осесимметричном сверхзвуковом канале центрального тела в виде цилиндрической трубки, состоящей из непроницаемого и проницаемого участков, приводит к перераспределению полной энергии потока. Среднемассовая температура торможения воздуха на выходе из центрального тела увеличивается по сравнению с его начальной температурой. Анализ экспериментальных данных, полученных при вдуве легкого газа (гелий) в сверхзвуковой поток тяжелого газа (аргон) через пористый проницаемый участок показал, что при вдуве охлаждающего гелия в сверхзвуковой поток аргона наблюдается снижение температуры поверхности непроницаемой стенки, находящейся в области газовой завесы, до значений, меньших температуры поверхности проницаемой стенки. Эта особенность не наблюдается при вдуве однородного газа в турбулентный сверхзвуковой пограничный слой.

Исследованы теплогидравлические характеристики поверхностей с регулярным вихреобразующим рельефом при обтекании как сверхзвуковым, так и дозвуковым потоком. Впервые в одном эксперименте проведено одновременное измерение коэффициента теплоотдачи и сопротивления рельефной поверхности, обтекаемой сверхзвуковым потоком и дано сопоставление с результатами аналогичных измерений для гладкой поверхности. Обнаружено, что для поверхности с регулярно расположенными неглубокими полусферическими лунками рост коэффициента сопротивления составил ~1,7 раза, интенсификация теплообмена ~1,2 раза. Так же обнаружено незначительное (на ~3%) снижение коэффициента восстановления температуры. Создан рабочий участок для одновременного определения коэффициентов теплоотдачи и сопротивления на облуненной и гладкой поверхностях за один пуск экспериментального стенда при одинаковых параметрах набегающего потока. Получены экспериментальные данные о влиянии продольного и поперечного шагов в коридорной и шахматной компоновках сферических лунок, а также формы лунок на интенсификацию теплообмена St/St0, увеличение сопротивления cx/cx0 и теплогидравлическую эффективность (St/St0)/(cx/cx0). Показана возможность нарушения аналогии Рейнольдса в сторону теплообмена на облуненных поверхностях.

Построена теория новых термодинамических циклов холодильных и тепловых машин, использующих схемы газодинамического энергоразделения с использованием газов с высокими и низкими числами Прандтля. Предложено устройство вихревого газодинамического энергоразделения, сочетающее в себе механизм вихревого энергоразделения, используемый в трубках Ранка-Хилша, и механизм газодинамического энергоразделения при течении сверхзвуковых потоков. Создана методика расчета предлагаемого устройства и выполнено сравнение, показавшее, что при работе на природном газе глубина охлаждения половины массового расхода оказывается в 1.3 раза выше, чем у вихревой трубы, и в 3 раза выше, чем у устройства газодинамического энергоразделения. Проведен анализ эффективности замкнутых газотурбинных установок космического базирования и показано, что массогабаритные характеристики замкнутой газотурбинной установки во многом определяются параметрами холодильника-излучателя. Предложена схема замкнутой газотурбинной установки с устройством газодинамической температурной стратификации и создана её расчётная модель. Выполнен анализ условий работы газораспределительных станций, расположенных на магистральных газопроводах. Показано, что на большинстве станций имеется технологический перепад давления природного газа, который можно использовать для получения сжиженного природного газа.