Представлены результаты численного моделирования воздействия следов сопел ракетного блока аварийного спасения на поверхность пилотируемого космического корабля. Расчеты выполнены в рамках предложенной и валидированной авторами ранее двухэтапной зонной RANS-LES методики, базирующейся на использовании в качестве модели LES с пристеночным моделированием (WMLES) известного вихреразрешающего подхода IDDES. В данной работе эта методика усовершенствована путем включения в WMLES подобласть первого ряда сопел блока аварийного спасения и проведения расчетов в полной ($360^\circ$) азимутальной области. Это позволило повысить точность расчетов за счет более корректного описания следов этих сопел и проанализировать обтекание корабля при ненулевых углах атаки. Выполнен анализ влияния числа Маха полета на амплитудно-частотные характеристики пульсаций давления на поверхности корабля, в том числе на их изменение при переходе через звуковой барьер. Кроме того, для трансзвукового режима при числе Маха $\mathrm{M}_\infty = 0.95$ исследовано влияние угла атаки и взаимного азимутального расположения сопел первого и второго ряда.

Представлены двухэтапная RANS-DDES модель и результаты расчетов турбулентного транс- и сверхзвукового обтекания пилотируемого космического корабля при аварийном отделении возвращаемого аппарата после включения двигательной установки системы аварийного спасения экипажа на начальном этапе полета. Основное внимание уделяется определению нестационарных аэродинамических и акустических воздействий на возвращаемый аппарат и на обтекатель двигательного отсека. Показано, что эти воздействия достигают максимальных значений на поверхности обтекателя в области, где с ней взаимодействуют турбулентные структуры сдвигового слоя, отрывающегося от кромки теплозащитного экрана возвращаемого аппарата. Кроме того, обнаружено, что при трансзвуковых режимах полета на начальной стадии разведения в зазоре, образующемся между возвращаемым аппаратом и двигательным отсеком, возникают автоколебания аэроакустической природы.