ИСТИНА

Приведены экспериментальные и численные результаты исследования структуры течения около ромбовидных крыльев при сверхзвуковом обтекании с углами атаки и скольжения в рамках моделей идеального и вязкого газа. В экспериментах при числе Маха М=3 с использованием различных методик установлено, что в реальных условиях обтекания в ударном слое по мере увеличения углов скольжения реализуются только режимы со срывным вихрем и с отрывом пограничного слоя вместо различных режимов с невязкими вихревыми структурами, полученными в рамках модели идеального газа. Разработаны численные коды в рамках модели вязкого газа, которые позволяют получать результаты хорошо согласующиеся с данными эксперимента.