Обтекание крыла гиперзвуковым потоком газа с подводом тепла

Подвод тепла к потоку, обтекающему тело, рассматривается как один из способов управления аэродинамическими характеристиками. В ряде работ (см. обзор [1]) проанализированы основные особенности таких течений при сверхзвуковых скоростях на примерах линейной теории, простых волн, конических течений. Однако в гиперзвуковом диапазоне скоростей данная проблема не изучалась. В данной работе в приближении тонкого ударного слоя рассмотрено гиперзвуковое обтекание тонкого крыла под углом атаки с учетом подвода тепла как сосредоточенного (на головной детонационной волне), так и от распределенных в потоке источников (объемное горение). Установлены основные параметры подобия задачи. Получены аналитические решения задачи обтекания в следующем приближении к ньютоновскому для характерных случаев крыла малого и конечного удлинения. Исследовано влияние тепловыделения на форму головной волны, распределение давления и интегральные характеристики.