Метод расчета осесимметричных течений газа около носовой части сверзвуковых летательных аппаратов

Рассмотрен метод расчета газодинамических параметров в ударном слое при сверхзвуковом обтекании осесимметричных тел под нулевым углом атаки. Созданный на его основе алгоритм интегрирования уравнений Эйлера вдоль линии тока (поверхности тела) сочетает в себе простоту и оперативность приближенных подходов и сравним по точности со строгими методами определения параметров ударного слоя и формы ударной волны.