Коррекция влияния стенок трансзвуковой аэродинамической трубы

Задача коррекции подразумевает определение параметров безграничного потока, в котором на теле получается почти такое же распределение коэффициента давления, что и в аэродинамической трубе. Обычно эти параметры представляются в виде поправок к числу Маха набегающего потока и углу атаки тела. Исследуется разрешимость задачи коррекции в предположении, что высота трубы велика по сравнению с размерами тела, а поправки малы. Реальное вычисление поправок требует дополнительной информации, в качестве которой берется распределение коэффициента давления на стенках трубы. Оно должно измеряться в процессе эксперимента. Рассматриваются две процедуры коррекции экспериментальных данных обтекания профиля крыла. В первой сравниваются результаты прямого численного моделирования обтекания профиля безграничным потоком вязкого газа и в аэродинамической трубе. Вторая процедура основана на сравнении решения обратных задач.