Задача 1-5-4-4

Определить адиабатную температуру стенки, коэффициент теплоотдачи и плотность теплового потока в сечении x = 1 м головной части летательного аппарата, имеющей форму острого конуса с полууглом при вершине 20°, при этом с нулевым углом атаки. Параметры внешнего потока у поверхности головной части за косым скачком уплотнения следующие: M₁ = 3,51; T₁ = 423 К; ρ₁ = 0,055 кг/м³; температура поверхности головной части T_ст = 373 К; λ_ст = 3,2 × 10^–2 Вт/(м × К); μ_ст = 21,8 × 10^–6 Па · с; Pr = 0,69. Режим течения в пограничном слое считать турбулентным (x — координата, отсчитываемая от передней критической точки вдоль контура тела).