Аннотация:Представлены результаты численного и экспериментального исследований несимметричного обтекания ромбовидных крыльев на режимах со сверхзвуковыми передними кромками при числе Маха М = 3. В численном исследовании в рамках модели идеального газа
сверхзвукового несимметричного обтекания ромбовидного крыла обнаружены разнообразные структуры течения в ударном слое в зависимости от числа Маха, углов атаки и
скольжения, обусловленные наличием точки излома поперечного контура крыла. Эксперименты с применением различных методик показали, что в реальном течении режимы с
единственной особенностью Ферри не существуют. Установлено, что при обтекании
ромбовидного крыла с центрированной волной разрежения в окрестности центральной
хорды на подветренной консоли реализуются режимы с отрывом пограничного слоя. Расчеты показали, что при учете вязкости численное решение хорошо согласуется с экспериментальными данными.