Crear un motor de avión de alta calidad está estrechamente relacionado con el problema de obtener las características del flujo de chorro que aparecen mientras el motor de un avión está en funcionamiento. Dado que los experimentos naturales son costosos, estudiar chorros turbulentos mediante simulación numérica parece práctico y agudo. El flujo de chorro supersónico de boquilla bicono es el tema de investigación de este artículo. Se formó un tren de ondas de compresión y expansión llamado barriles en el flujo de chorro bajo condiciones preestablecidas. La simulación se realizó en una malla numérica no estructurada. Para mejorar la precisión del cálculo en el dominio de la onda de choque, se aplicó un esquema de cálculo de gradiente híbrido y un método de adaptación estática de la malla numérica en las regiones de valores gasodinámicos de diferencial significativo. Este enfoque resultó en una descripción de la estructura del flujo de gas supersónico de la boquilla. Se demostró que la construcción de un refinamiento local al utilizar una malla numérica de adaptación estática contribuyó a mejorar la precisión en la determinación de los frentes de las ondas de choque. Además, este enfoque facilitó la identificación del disco de Mach en el flujo al utilizar una malla no estructurada, permitiendo esquemas de cálculo no superiores a un segundo orden de precisión.