Численное исследование аэродинамических характеристик компонующих тел двух видов при разных углах атаки

Представлены результаты математического моделирования газодинамического процесса обтекания двух компонующих тел разделяющейся составной системы сверхзвуковым потоком. Моделирование основано на численном решении уравнений движения сплошной среды Навье–Стокса, осредненных по Рейнольдсу, с использованием модели турбулентности. Получены аэродинамические характеристики тел при скоростях набегающего потока М = 2 и М = 4, угол атаки изменялся в диапазоне от 0$^\circ$ до 20$^\circ$. Проведен анализ результатов для компонующих тел разной геометрии. Достоверность численного расчета подтверждается хорошим согласованием с имеющимися экспериментальными данными.