В работе проведено исследование возможностей снижения времени расчетов аэродинамических характеристик летательных аппаратов при распределенной схеме организации, а также проведен эффективный распределенный расчет и разработан набор рекомендаций для обеспечения оптимизированного времени счёта.

Исследовано отклонение косого скачка уплотнения при отражении от твердой поверхности в стационарном, невязком, плоском течении. Рассматривается падающая на пластину центрированная волна разрежения и её отражение в стационарном, невязком, плоском течении.

Численное моделирование полета гражданского самолета в условиях обледенения требует моделировать течение воздуха, движение переохлаждённых капель и термодинамический процесс нарастания льда на поверхности. Для реализации методологии используется метод конечного объёма на неструктурированной сетке. В качестве примера, приведены расчеты обледенения профиля NACA0012, датчика обледенения и модели CRM.

Данная работа посвящена изучению эффекта смены знака коэффициента подъемной силы для тел в форме степенных моделей вращения в гиперзвуковом потоке разреженного газа без предположения о режиме свободномолекулярного обтекания.

В работе решается задача попадания сбрасываемого с БпЛА груза в круг, заданного радиуса, с известными координатами центра. Учитывается направление ветра и сопротивление воздуха. Известными считаются также скорость БпЛА , высота сброса, скорость и направление ветра. 

Задача оптимизации тела - необходимая и существенная проблема в развитии аэрокосмической науки и техники, а также авиационной техники. В процессе движения с высокой скоростью в газе, тело всегда находится под воздействием аэродинамических сил, которые определяются из локальных моделей. Решены задачи определения формы тел вращения минимального сопротивления со сферическим затуплением в гиперзвуковом потоке разреженного газа в широком диапазоне чисел Рейнольдса.

Задача разделения тел является достаточно трудной проблемой и имеет важные практические приложения. Сложность задачи объясняется большим числом параметров, управляющих структурой течения и набором физических явлений. Это приводит к широкому использованию полуэмпирических методов, основанных на экспериментальных данных. Аналитический подход был разработан для вычисления аэродинамических сил, когда тело отделяется в стационарный поток из каверны или от твердой поверхности. 

В работе решается задача аппроксимации формы аэродинамического профиля, заданного таблицей точек. Для решения данной задачи используется метод преобразования класса-формы (CST). В качестве объекта параметризации используется ламинаризированный аэродинамический профиль LV6.

В работе с помощью разложения по динамическим модам(dynamic mode decomposition) исследуются харктерные моды неустойчивости вихревого следа за самолётом. Данные для анализа получены из нестационарного расчёта LES.

В данной работе рассматривается задача построения суррогатной модели для быстрого расчёта распределения изоэнтропического числа Маха на поверхности крыла по заданным углу атаки и числу Маха набегающего потока.

Данная работа посвящена методике расчета и численной оптимизации характеристик профилей П-107 (ЦАГИ), NACA-0009 и NACA-8318 для воздушных винтов при различных углах атаки, числах Маха и Рейнольдса с использованием методов RANS. В качестве оптимизационного алгоритма используется генетический с последующим уточнением решения градиентным алгоритмом из программы с открытым исходным кодом Dakota.

В работе рассматривается перспектива аэродинамического проектирования летательного аппарата от обратного с использованием компьютерного моделирования

В данной работе с помощью численного моделирования оценивается степень возможных неблагоприятных эффектов, воздействующих на горизонтальное оперение магистрального самолёта, от вихревого течения, вызванного отрывным обтеканием тормозных щитков, и реактивными струями из реверса двигателя.