Аннотация: Одной из ключевых задач прикладной аэротермодинамики при больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях является исследование теплообмена в области критической точки обтекаемого тела. Именно в этой зоне реализуются максимальные значения плотности теплового потока, что в значительной степени определяет требования к тепловой защите летательных аппаратов.
В зависимости от степени разреженности газа для расчета тепловых потоков применяются различные методы, включая прямое статистическое моделирование решения кинетического уравнения Больцмана (метод Монте Карло) [1]. В режиме сплошной среды наибольшее распространение получили численные расчеты в рамках модели тонкого вязкого ударного слоя [2]. Следует отметить, что такие численные методы отличаются высокой вычислительной сложностью, поэтому для инженерных оценок тепловых потоков широко применяются различные приближенные аналитические зависимости.
Научная новизна работы заключается в уточнении выражений для теплового потока в критической точке при гиперзвуковом обтекании, выявлении некорректности отдельных ранее опубликованных приближений, а также в применении метода самоподобной интерполяции для согласования континуального и свободномолекулярного режимов теплообмена.
В данной работе исследуется тепловой поток в критической точке тела, обтекаемого гиперзвуковым потоком газа. Анализ проводится для континуального и свободномолекулярного режимов теплообмена. На основе известных асимптотических зависимостей получены выражения для коэффициента теплопередачи в предельных режимах. Для согласования
указанных режимов применяется метод самоподобной интерполяции первого порядка. Проведено сравнение приближенных формул, показано влияние числа Рейнольдса и температурного фактора на величину теплового потока, а также уточнены области применимости известных аналитических зависимостей.


Abstract: One of the key problems in applied aerothermodynamics at high supersonic and hypersonic speeds is the investigation of heat transfer in the region of the critical point of a streamlined body. In this region, the heat-flux density reaches its maximum values, thereby largely determining the requirements for thermal protection of flight vehicles. Depending on the degree of gas rarefaction, various methods are used to calculate heat fluxes, including direct statistical simulation of the Boltzmann kinetic equation (the Monte Carlo method) [1]. In the continuum regime, numerical calculations based on the thin viscous shock-layer model are most widely employed [2]. It should be noted that such numerical methods are characterized by high computational complexity; therefore, various approximate analytical correlations are widely used for engineering estimates of heat fluxes.
The scientific novelty of this work lies in refining the expressions for the heat flux at the critical point under hypersonic flow conditions, identifying inaccuracies in certain previously published approximations, and applying a self similar interpolation method to reconcile the continuum and free- molecular heat transfer regimes.
In this paper, we investigate the heat flux at the critical point of a body exposed to a hypersonic gas flow. The analysis is conducted for both continuum and free-molecular heat-transfer regimes. Based on known asymptotic relations, expressions for the heat-transfer coefficient in the limiting regimes are derived. To reconcile these regimes, the first-order self-similar interpolation method is employed. Approximate formulas are compared, the effects of the Reynolds number and the temperature factor on the heat-flux are examined, and the applicability ranges of established analytical correlations are refined.