Запропоновано алгоритм маршового розрахунку надзвукового обтікання ракети-носія з тороподібним крилом-підвісом, що оснащена прямоточним повітряно-реактивним двигуном. Особливістю розробленого алгоритму є введення двох розрахункових підобластей у зоні розміщення крила-підвісу на корпусі ракети-носія. Залежно від положення перерізу маршового розрахунку щодо передньої та задньої кромок крила-підвісу виконується перебудова розрахункової області. При попаданні на передню кромку крила-підвісу розрахункова область розбивається на нижню підобласть, що розміщена між поверхнею корпусу ракети-носія і нижньою поверхнею крила-підвісу, і верхню підобласть, що розміщена між верхньою поверхнею крила-підвісу та фронтом головної ударної хвилі. При попаданні на задню кромку крила-підвісу нижня та верхня розрахункові підобласті поєднуються у вигляді однієї розрахункової області. На базі розробленого алгоритму з використанням раніше створеної програми розрахунку обтікання ракет було створено програмне забезпечення, призначене для оперативних числових розрахунків надзвукового обтікання ракет-носіїв з круглими або еліптичними крилами, що охоплюють корпус ракети. Створене програмне забезпечення дозволяє суттєво скоротити витрати часу на проведення розрахунків із прийнятною для проектування точністю.

           Для конкретної форми ракети-носія з крилом-підвісом наведено результати числових розрахунків надзвукового обтікання у вигляді полів ізоліній газодинамічних параметрів у полі потоку та розподілу тиску на поверхнях корпусу ракети-носія та крила-підвісу. Показано, що використання крила-підвісу призводить до хвилеподібного характеру розподілу тиску в області між поверхнею корпусу ракети-носія та нижньою поверхнею крила-підвісу. Зі зростанням кута атаки тиск у підвітряній частині цієї області перевищує тиск у навітряній частині поля. Наведено розподіл сумарних аеродинамічних характеристик сил і моментів, що діють на розглянуте компонування ракети-носія.