рассмотрены результаты экспериментальных и численных исследований дозвукового обтекания летательных аппаратов (ЛА) с двумя типами стабилизирующих аэродинамических юбок: со сплошной и перфорированной. Данные стабилизирующие устройства представлены в виде усеченных конических поверхностей, расположенных в донной области летательного аппарата цилиндрической формы. Рассмотрены варианты полусферического и торцевого затуплений головной части корпуса аппарата. Проанализированы полученные зависимости аэродинамических коэффициентов в широком диапазоне углов атаки от 0 до 30º и структуры обтекания моделей. Экспериментальные исследования проведены в дозвуковой аэродинамической трубе с открытой рабочей частью МГТУ им. Н.Э. Баумана при скорости набегающего потока 25 м/с. В экспериментах измерены аэродинамические силы, действующие на модели, при помощи шестиканальных тензометрических весов. Численное моделирование проведено в программном комплексе FlowVision в соответствии с условиями эксперимента. В результате проведенных исследований выявлено влияние формы головной части корпуса летательного аппарата и параметров перфорации стабилизирующей аэродинамической юбки на структуры обтекания и аэродинамические характеристики исследуемых тел. Получено, что форма затупления существенно влияет на структуру течения и аэродинамические характеристики летательных аппаратов с юбкой. Перфорация же оказывает незначительное влияние на аэродинамические характеристики и структуры обтекания ЛА при рассмотренной ее степени 10 %. Применение перфорированных стабилизирующих юбок позволяет уменьшить вес летательного аппарата, обеспечивая при этом аэродинамические характеристики, равные характеристикам аппарата со сплошной юбкой the paper considers the results of experimental and numerical studies of subsonic flow around aircraft with two types of stabilizing aerodynamic skirts: solid and perforated. These stabilizing devices are presented in the form of truncated conical surfaces located in the bottom region of the cylindrical apparatus. Variants of hemispherical and end bluntness are considered as the head part of the apparatus. The obtained dependences of the aerodynamic coefficients are analyzed in a wide range of angles of attack and the structure of the flow around models with hemispherical and end blunting of the head part. Experimental studies were carried out in a subsonic wind tunnel with an open test section of the Moscow State Technical University. N.E. Bauman at an oncoming flow velocity of 25 m/s. To measure the aerodynamic forces acting on the models during blowdowns, a six-channel strain-gauge balance was used. Numerical simulation was carried out in the FlowVision software package in accordance with the experimental conditions. As a result of the conducted studies, the influence of the shape of the head part of the aircraft body and the perforation parameters of the stabilizing aerodynamic skirt on the flow structures and aerodynamic characteristics of the studied bodies was revealed. It was found that the form of blunting significantly affects the flow structure and aerodynamic characteristics of aircraft with a skirt. Perforation, on the other hand, has a negligible effect on the aerodynamic characteristics and flow structures of the aircraft at its considered degree of 10%. The use of perforated stabilizing skirts allows you to reduce the weight of the aircraft, while providing aerodynamic characteristics equal to the characteristics of the device with a solid skirt

Проведены расчеты тестовой задачи, связанной с моделированием течения в идеализированном медицинском устройстве, в программном комплексе FlowVision. Расчеты проводились для ламинарного, турбулентного и переходного режимов течения. Исследована масштабируемость задачи. На основе решения тестовой задачи сделан вывод о возможности применения программного комплекса FlowVision к решению проблем гемодинамики. The calculations of the test problem associated with the simulation of the flow in an idealized medical device were carried out in the FlowVision software package. The calculations were carried out for laminar, turbulent and transitional flow regimes. The scalability of the problem is studied. Based on the solution of the test problem, a conclusion was made about the possibility of using the FlowVision software package to solve hemodynamic problems.