Окремі частини ЛА, розташовані одні від одної на відстані, приблизно рівній їх характерним розмірам здійснюють взаємний вплив на їх обтікання. Ця взаємодія виражається в зміні полів швидкостей і тисків, в результаті чого змінюється розподіл сумарних аеродинамічних сил і моментів [1].

Дуже рідко інтерференція буває корисною, зазвичай, і особливо, коли взаємодіють тіла з досконалими аеродинамічними формами, її влив носить негативний характер. Це пов’язано з утворенням в деяких областях течій несприятливих градієнтів тиску, величина яких при ізольованому обтіканні були відсутніми або мінімальними. Результатом виникнення таких градієнтів є місцеві відриви потоку, що супроводжуються збільшенням опору та зменшенням підіймальної сили.

Дослідження показують, що при транспортуванні на зовнішніх вузлах підвіски авіаційних комплексів, а також на початковому етапі польоту після відділення, корисний вантаж знаходиться в умовах аеродинамічної інтерференції. Її вплив призводить до значної зміни як розподілених, так і сумарних аеродинамічних навантажень.

На початкових етапах руху тіло на підвісці знаходиться під впливом значних додаткових сил викликаних безпосередньою близькістю літака-носія. Дія таких інтерференційних сил може викликати значні коливання та суттєво змінити ефективну траєкторію. В деяких випадках, наприклад під час пуску авіаційних керованих ракет, такі сили можуть виявитись настільки великими, що система управління та рульові поверхні не зможуть їм протистояти. Як наслідок, з’являється небезпека зіткнення ракети з літаком-носієм, втрата системою наведення цілі або перевищення максимально допустимих кутів атаки, що призведе до її руйнування.

Є три можливих методи дослідження інтерференції, а саме: польотне випробування, експеримент в аеродинамічній трубі та за допомогою чисельних методів.

Суть польотного випробування в тому, щоби за допомогою показань датчиків кутових швидкостей та акселерометрів зняти показання зміни таких величин як кутова швидкість та перевантаження.  Перші дадуть нам можливість аналізувати телеметричні величини ω_x, ω_y, ω_z та після фільтрації, що дозволить прибрати високочастотні складові неаеродинамічної природи, отримати істинні значення кутових швидкостей корпусу ракети. Другі – отримати значення аеродинамічних сил, що діяли в польоті. Далі аеродинамічні моменти визначаються, використовуючи систему рівнянь обертального руху ракети (з двома площинами симетрії, тобто, J_y=J_z) відносно її центру мас. Проаналізувавши результати математичного моделювання до проведення експерименту та після, визначаються прирости всіх аеродинамічних коефіцієнтів, викликаних саме інтерференцією. Цей метод є найбільш точним, але і найдорожчим та найнебезпечнішим, враховуючи те, що йдеться про випробування складних систем.

Більш безпечним та дешевшим методом є проведення класичного експерименту в аеродинамічній трубі. Для цього виготовляють моделі літака-носія і тіла, розміщеного на вузлі підвіски. Модель першого розміщується в робочій частині аеродинамічної труби на механічних вагах, що вимірюють діючі сили та моменти. Процес відділення від літака-носія моделюється покроковим переміщенням моделі тіла, що розташоване на вузлі підвіски, по попередньо розрахованій траєкторії. Після цього аналізуються отримані залежності C_ya=f(α) , C_xa=f(α) , m_z=f(α) ізольованих і спільних моделей та виділяються прирости аеродинамічних коефіцієнтів. Також моделювання відділення ракети від літака-носія можна виконати за допомогою проведення експерименту аналогічного до десантування, за умови дотримання подібності за критерієм Фруда. Таким чином, можна визначити траєкторію і зафіксувати її шляхом відеозйомки.

Зважаючи на сучасний розвиток комп’ютерних технологій дослідження явища інтерференції чисельними методами є найбільш раціональним варіантом. Для проведення такого моделювання буде використовуватись метод скінченних елементів з вирішенням рівнянь Нав'є-Стокса, осереднених за Рейнольдсом. Незалежні неструктуровані сітки будуть створені навколо ракети та літака-носія, а динаміка польоту ракети буде моделюватися переміщенням сітки навколо ракети за траєкторією, визначеною числовим методом на попередньому кроці за часом. Для вирішення такої задачі було обрано модель турбулентності Spalart-Allmaras, що була спеціально розроблена для аерокосмічної галузі і показує гарні результати при розрахунку з урахуванням примежового шару.

Результатом моделювання будуть коефіцієнти приростів аеродинамічних характеристик з урахування чисел М та положенням тіла у просторі відносно літака-носія. Це дозволить корегувати математичну модель руху та фактично нівелювати потрібність проведення польотного випробування до кінцевої стадії проектування. Також варто зазначити, що результати проведеного дослідження можна буде використовувати не тільки для аналізу взаємного впливу елементів системи «ракета-літак-носій», а і при проектуванні контейнерів з обладнанням, підвісних паливних баків та будь-якого корисного вантажу зі схожими характерними розмірами.