Гиперзвуковое обтекание крыла при больших углах атаки

С помощью метода тонкого ударного слоя исследовано трехмерное обтекание тонкого крыла конечного размаха гиперзвуковым потоком под большим углом атаки. Сформулирована краевая задача, получены законы подобия. Обнаружено свойство сохраняемости поточной составляющей завихренности вдоль линий тока. Получены аналитические выражения для газодинамических функций и системы уравнений для формы скачка уплотнения. Дан пример ее решения.