Тепломассоперенос на боковых поверхностях затупленных носовых частей гиперзвуковых летательных аппаратов

На основе общепринятых допущений получено приближенное аналитическое решение задачи о течении и тепломассопереносе в химически реагирующем газодинамическом пограничном слое на боковых поверхностях затупленных носовых частей при гиперзвуковых скоростях набегающего потока. С помощью полученных решений рассчитаны конвективные и диффузионные тепловые потоки к поверхности затупленного конуса, а на основе баланса подводимых к поверхности и отводимых от нее лучистых и кондуктивных потоков внутрь тела определены тепловое состояние и температура поверхности обтекаемого конуса. Получены и проанализированы результаты численного решения относительно температур поверхности в диапазоне чисел Маха $5 \le \rm M \le 25$ и высот полета $20 \le H \le 80$ км.