Работа состояла из двух этапов: на первом определялись поле скорости и распределение давления в области падения скачка уплотнения. На втором же регистрировалось возмущение температурного поля исследуемой поверхности при взаимодействии с падающим скачком уплотнения.
При измерении поля скорости сверхзвукового потока использовалась двумерная двухкомпонентная PIV-система анемометрии по изображениям частиц размером до 2 мкм, которые засеивались в поток перед сверхзвуковым соплом. Тепловое состояние обтекаемой стенки регистрировалось тепловизором, позволяющим бесконтактно определять поле температур с высоким пространственным и временным разрешением.
«При расчете аэродинамического нагрева мы учитывали фактор изменения коэффициента восстановления температуры в области взаимодействия пограничного слоя с падающим скачком уплотнения. В работе с помощью современных экспериментальных методов получены распределения статического давления на стенке, коэффициентов восстановления температуры и теплоотдачи», — сообщил руководитель работы, старший научный сотрудник лаборатории аэродинамики больших скоростей и термогазодинамики НИИ механики МГУ Сергей Попович.
Полученные результаты могут быть использованы для повышения точности расчета аэродинамического нагрева каналов и трактов двигателей авиакосмических установок.
