

Распределение набегающего потока на отдельные части крыла является важным аспектом динамики полёта летательных аппаратов. В данном документе будет рассмотрена теоретическая и экспериментальная информация, которая поможет определить число частей разделения набегающего потока в зависимости от конфигурации крыла, скорости полёта и других факторов. 

Теоретический подход для определения числа частей разделения использует методы математического моделирования с использованием уравнений Навье-Стокса или их приближенных версий. Экспериментальный подход включает измерение давлений, скоростей и температур в канале профиля крыла с последующим вычислением градиентов этих параметров для получения лобового коэффициента сопротивления (Cx) как функции положения точки измерения относительно центральной линии профиля (CL). 

В