Доклад посвящён анализу результатов прямого численного моделирования развития возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на прямом параболическом профиле.

Представлены результаты исследования устойчивости пограничного слоя на скользящем крыле с участком отсоса газа через стенку по нормали к поверхности при обтекании сверхзвуковым набегающим потоком.

Акустические возмущение, излучаемые турбулентным пограничным слоем на передней части фюзеляжа и падающие на крыло, являются возможным источником турбулентности в пограничном
слое на крыле.

В настоящей работе проведено численное моделирование восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя на плоском прямом крыле (плоская пластина) к реалистичным возмущениям окружающей среды.

Исследуются возмущения пограничного слоя на параболическом профиле при числе Маха 3, вызванные прохождением частицы атмосферной пыли.

В рамках полных уравнений Навье–Стокса в двухмерной постановке рассмотрена задача о сжимаемом течении Пуазейля в части плоского канала с постоянной температурой стенок.

Представлена программа для интерполяции полей течения между многоблочными структурированными расчётными сетками. Используются линейные методы интерполяции, для поиска ячейки с исходными данными применяется R-дерево.