В рамках модели вязкого слоя выполнено численное моделирование газодинамических параметров сверхзвукового потока при его торможении в канале переменного сечения. Проиллюстрирована возможность использования маршевого алгоритма для проведения оперативных инженерных расчетов течения в каналах сверхзвуковых воздухозаборников при наличии ограниченных дозвуковых областей с учетом влияния пограничного слоя без отрывных зон и областей возвратного течения. Приведены распределения давления на поверхностях и поля изолиний давления и числа Маха в канале. Показано влияние числа Рейнольдса, турбулентной вязкости и угла атаки на степень сжатия и структуру сверхзвукового потока и формирование ограниченных зон дозвукового течения. Влияние вязкости как при ламинарном, так и при турбулентном режимах течения мало сказывается на параметрах торможения во входной части канала и приводит к значительному росту давления и увеличению областей дозвукового течения в его узкой части.
В рамках моделі в'язкого шару проведено числове моделювання газодинамічних параметрів надзвукового потоку при його гальмуванні в каналі змінного перетину. Проілюстровано можливість використання маршового алгоритму для проведення оперативних інженерних розрахунків течії в каналах надзвукових повітрозабірників при наявності обмежених дозвукових областей з урахуванням впливу примежевого шару без відривних зон і областей зворотної течії. Наведено розподіли тиску на поверхнях і поля ізоліній тиску і числа Маху в каналі. Показано вплив числа Рейнольдса, турбулентної в'язкості і кута атаки потоку на ступінь стиснення і структуру надзвукового потоку і формування обмежених зон дозвукової течії. Вплив в'язкості як при ламінарному, так і при турбулентному режимах течії мало впливає на параметри гальмування у вхідній частині каналу і призводить до значного зростання тиску і збільшення областей дозвукової течії в його вузькій частині.
A numerical simulation of the gas dynamic parameters of a supersonic flow in decelerating through a variable-section channel is carried out in the context of a viscous layer model. The capability of applying a marching algorithm for operative engineering calculations of the flow through channels of supersonic air intakes in the presence of limited subsonic regions is illustrated considering a boundary layer without separation zones and those of a reactive flow. Pressure surface distributions and those of a field of pressure isolines and the M number through a channel are presented. The effects of the Reynolds number, turbulent viscosity and an angle of attack on the compression ratio and the structure of a supersonic flow and formation of zones of a subsonic flow are shown. The influence of viscosity both under laminar and turbulent conditions of the flow is small in relation to parameters of deceleration into the channel inlet and results in a significantly higher pressure and extended regions of a subsonic flow into its a narrow section.
