Обтекание прямого крыла при стационарных и квазистационарных внешних условиях

________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ

Том XVIII 1987

№ 3

УДК 629.735.33.015.3.025.1.016.82

обтекание прямого крыла

ПРИ СТАЦИОНАРНЫХ И КВАЗИСТАЦИОНАРНЫХ ВНЕШНИХ условиях

М. А. Головкин, В. П. Горбань, Е. В. Симусева, А. Н. Стратонович

Приводятся результаты экспериментальных исследований аэродинамики прямоугольных крыльев с удлинением Х=5 при числе Рейнольдса Ке=0,6-106, включающих весовые измерения и визуализацию различными способами течения на поверхности крыльев, в широком диапазоне углов атаки. Показано, что при больших углах атаки течение имеет ячеистую структуру зон отрыва с носка, расположение и размер которых вдоль размаха носят, в значительной мере, случайный характер, и существенно нестационарно даже при стационарных внешних условиях. Обнаружено, что на больших углах атаки в отсутствие скольжения могут возникать значительные моменты крена и рыскания, обусловленные несимметричной структурой течения относительно плоскости симметрии крыла. Исследованы взаимосвязь гистерезисных явлений в зависимостях коэффициентов аэродинамических сил и моментов от угла атаки крыла и связь изменений этих коэффициентов по времени с эволюциями зон отрыва.

В настоящее время, особенно в связи с существенным расширением эксплуатационных углов атаки летательных аппаратов, все большее значение для авиационной практики приобретает изучение особенностей аэродинамики крыла на режимах отрывного обтекания. Имеется обширный список литературы, посвященной решению этой проблемы для различных классов крыльев как аналитическими и численными, так и экспериментальными методами. Отметим лишь некоторые работы, в той или иной мере касающиеся круга затрагиваемых в данном исследовании вопросов.

В работах [1 —12] приведены результаты экспериментальных исследований аэродинамических характеристик и визуалиация течения на прямоугольных крыльях различного удлинения. В работах [13—17] приведены результаты систематических исследований структуры обтекания таких крыльев с удлинением Я,= 1 и 5, имеющих при малых числах Рейнольдса существенные гистерезисные явления в коэффициентах подъемной силы, силы сопротивления и продольного момента. В работах [18, 19] показано, что диффузорный отрыв на крыльях достаточно большого удлинения имеет ячеистую структуру. Такая структура отрывных зон для случая плоского обтекания цилиндра и эллипсоидов вращения достаточно большого удлинения, а также для течений в диффузорах получена в работах [20, 21]. В прове-

денном исследовании обнаружены эффекты, связанные с образованием и эволюцией зон отрыва с носка прямоугольного крыла большого удлинения, в частности, появление значительных моментов крена и рыскания. Работы, в которых освещались бы эти вопросы аэродинамики крыла, авторам неизвестны.

1. Методы проведения исследований и обработки результатов. Экспериментальное оборудование. Исследования проводились в аэродинамической трубе со степенью турбулентности не более 0,5 % при скорости потока У=30 м/с на крыльях прямоугольной формы в плане с удлинением Я = 5, имеющих хорду Ь = 0,3 м и специализированные профили, основные характеристики которых приведены в таблице:

Крыло с профилем с, % хс, % /, % */, % г, %

1 20 35 2,4 53 6

2 12 18 3,3 35 1,25

Здесь с и {—максимальные относительная толщина и вогнутость, а X/ и хс — соответственно их положения, г — относительный радиус носка; указанные величины отсчитываются в процентах хорды. Крылья имели полированную поверхность. В дальнейшем иллюстрированный материал приводится в основном для крыла с профилем 1. Для крыла с профилем 2 были получены аналогичные результаты. Испытания проводились при отсутствии скольжения в диапазоне углов атаки а = 0-н30° как при увеличении угла атаки от ат,ш = 0 до 30° («прямой ход»), так и при уменьшении а от атах ДО атт («обратный ход»). При этом исследования велись при фиксированных значениях угла атаки и при непрерывном квазистационарном изменении а) по времени при весьма малых значениях безразмерной скорости изменения угла атаки а = е?аМс = 0,00017, где х=УЦЬ — безразмерное время, I — время в секундах, а — угол атаки в радианах.

Измерения средних по времени величин аэродинамических сил и моментов, действующих на крыло, проводились с помощью шестикомпонентных тензометрических весов и информационно-измерительной системы на основе мини-ЭВМ. При этом за период, соответствующий безразмерному времени Дт = 800, осуществлялось 1000 измерений сил и моментов, и их средние значения вычислялись как средние арифметические результатов всех измерений на этом интервале времени. Нестационарные компоненты сил и моментов как при фиксированных значениях а, так и при квазистационарном его изменении записывались с помощью шлейфового осциллографа. При этом в процессе расшифровки осциллограмм отфильтровывались высокочастотные периодические составляющие, обусловленные собственными колебаниями экспериментальной установки. Поскольку амплитуда инерционных нагрузок, обусловленных собственными колебаниями, достаточно велика, то полученные результаты не могут с достаточной степенью надежности быть использованы для точного определения величины аэродинамических сил и моментов. Однако они наглядно показывают нестационарный, в значительной мере случайный характер изменения аэродинамических нагрузок. В связи с этим для получения количественных результатов испытаний на таких режимах при обработке необходимо использовать методы статистической обработки, в частности спектрального анализа. Целью же данной работы было исследование качественной

стороны поведения аэродинамических нагрузок при больших закритиче-ских углах атаки.

Визуализация средней по времени структуры течения осуществлялась с помощью метода масляных капель или пленки, поскольку нанесение последней на поверхность крыла менее трудоемко. Для исследования нестационарных процессов перестройки течения на крыльях они обклеивались шелковинками, и на этих режимах проводилась киносъемка с частотой 64 кадра в секунду. Следует отметить, что при наличии шелковинок пограничный слой, видимо, полностью турбулентный, за исключением области, примыкающей к самому носку профиля крыла.

В работе проводились также исследования при наличии специальных турбулизаторов на крыльях. Турбулизатор представляет собой тонкую нить диаметром 0,15 мм, приклеенную на носок крыла вдоль всего размаха.

В статье используются стандартные обозначения для коэффициентов сил и моментов.

2. Средняя по времени структура течения вблизи поверхности крыла. Визуализация структуры течения на поверхности крыла при умеренных углах атаки выявила существование нескольких характерных зон по хорде крыла (рис. 1). Их наличие может трактоваться следующим образом. Вблизи передней критической точки, где поверхностное трение / весьма велико, масляная пленка или капли практически полностью сдвигаются (зона 1). Ниже по потоку напряжение трения уменьшается (зона 2), и полного сдвига пленки не происходит. После перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный (положение области перехода хорошо согласуется с результатами [22]) напряжение

Рис. 1

трения резко возрастает, и в зоне 3, соответствующей области перехода и начальному участку области турбулентного пограничного слоя, масляная пленка также полностью сдвигается. После того, как касательные напряжения станут опять меньше некоторой определенной величины /*, полного «сдува» пленки не происходит (зона 4), и в этой зоне отчетливо прослеживаются предельные линии тока. В области диффу-зорного отрыва (зона 5) напряжение трения резко уменьшается, и сдвига пленки или капель практически не происходит. С ростом угла атаки эта область увеличивается, причем в центральных сечениях крыла линия отрыва располагается ближе к носку, чем в концевых, что обусловлено индукцией концевых вихрей крыла.

Следует отметить, что на достаточно больших углах атаки в окрестности носка крыла, видимо, может возникать ламинарный отрыв типа «пузыря», о чем свидетельствует появление линий обратных или продольных — вдоль передней кромки токов, которые фиксировались с помощью масляных капель и показаны на рис. 2, а цифрой 1.

Описанная выше структура течения существует до некоторого критического угла атаки аКр~20°, после достижения которого наступают резкая перестройка течения и соответственно резкое уменьшение подъемной силы.

В диапазоне 20° <* 5^23° наблюдаются существенные пространст-

венность и неустойчивость течения, которые проявляются следующим образом (рис. 2). При выходе на фиксированный угол атаки а, лежащий в указанном диапазоне, при прямом ходе происходит резкая, практически мгновенная перестройка течения: на части крыла в одном или нескольких местах по размаху происходит отрыв с носка профиля, и эти одна или несколько отрывных зон соединяются с указанной выше областью диффузорного отрыва. Эти зоны имеют форму треугольника, когда отрыв происходит лишь в одной точке носка крыла, или трапеций, соответственно вершина или меньшее основание которых лежат в носке крыла, а основание или большее основание «опираются» на область диффузорного отрыва. Иногда наблюдались режимы течения,. когда эти зоны частично «перекрываются», «накладываются» друг на друга, образуя между собой область безотрывного обтекания.

По боковым сторонам таких треугольников или трапеций образуется течение типа вихревых жгутов 2, направление вращения которых определялось по направлению предельных линий тока на поверхности крыльев и с помощью аэродинамического щупа и показано на рис. 2, а. Эти вихри, очевидно, являются продолжением поперечных вих-реобразований 3, развивающихся в результате отрыва с носка профиля. Структура течения на этих режимах схематически показана на рис. 2, а. Треугольная (трапециевидная) форма отрывной зоны обусловлена взаимодействием указанных выше вихревых жгутов с поверхностью крыла. Механизм этого взаимодействия может быть объяснен следующим образом. Как известно, влияние поверхности можно заменить влиянием отраженных вихрей, расположенных симметрично относительно этой поверхности. Взаимная индукция действительного и отраженного вихрей приводит к возникновению скорости вдоль размаха крыла и соответственно к расширению зоны отрыва по потоку. При увеличении времени нахождения крыла в потоке на таких режима;х обтекания внутри зоны отрыва проявлялись предельные линии тока 4, демонстрирующие характерную спиралевидную структуру течения с образованием точек типа фокуса, полученную в [17] (рис.2,а). Следует особо подчеркнуть, что на этом режиме при выходе на один и тот же угол атаки при прямом ходе изменения а обычно не удавалось полу-

шшш

• л#- г»

«

««п.г

б)

шт9 / < у

;:тщ8

;І;г

Рис. 2

(І*-

і

и

ви

чить идентичных картин обтекания: количество, размеры и расположение зон отрыва изменяются случайным образом (рис. 2,6, а>=22,5°).

При достижении а>25° область отрыва с носка крыльев расширяется, занимая большую часть размаха крыла, причем это расширение также происходит не всегда симметрично относительно плоскости сим-

метрии крыла (рис. 2,6, а = 27,5°). На указанных рисунках видно, что в первом случае зоны отрыва с носка расположены симметрично, а во втором — правая (на рисунке) часть приконцевых сечений крыла обтекается без отрыва с носка, а левая часть крыла полностью охвачена отрывом с носка профиля.

При обратном ходе по углу атаки происходит перестройка течения в порядке, обратном прямому ходу, однако восстановление безотрывного обтекания носка крыла наблюдается при значительно меньших углах атаки (ав~14° для крыла с с = 20% и ав~15° для крыла с с =12%), чем соответствующие появлению отрыва с носка при прямом ходе. Эти гистерезисные явления, как будет показано ниже, сопровождаются гистерезисом не только в изменении коэффициентов подъемной силы и продольного момента, но и в коэффициентах момента крена и рыскания.

Интересно отметить, что при увеличении скорости потока от нуля до заданного значения при фиксированном угле атаки ав<а<акр реализуются режимы отрывного обтекания носка крыльев, а не безотрывный режим, что, видимо, обусловлено более ранним появлением отрыва при малых скоростях потока, т. е. при низких числах Рейнольдса.

При установке турбулизатора структура течения заметно (хотя и не полностью) симметризуется, причем, по крайней мере, до а ^27° отрыв с носка не наблюдается, а зона диффузорного отрыва достаточно близко придвигается к носку крыла. При большем значении угла атаки (а >27,5°) даже при наличии турбулизатора на значительной части размаха крыла, за исключением его приконцевых сечений, происходит отрыв потока с носка крыла.

3. Визуализация нестационарного течения в окрестности крыла. Рассмотрим сначала режим квазистационарного изменения угла атаки с очень малой угловой скоростью а = 0,00017. Спектры обтекания крыла, полученные при непрерывной киносъемке в процессе изменения угла атаки крыла при прямом и обратном ходе по а, представлены на рис. 3,а. Видно, что при прямом ходе изменения угла атаки при а=15,4° реализуется режим течения с диффузорным отрывом в примыкающей к задней кромке области. Эта отрывная область имеет сложную структуру, в которой можно выделить три зоны, где наблюдается нерегулярное течение. С ростом угла атаки эти зоны увеличиваются, приближаются к носку крыла, причем между ними реализуется безотрывное обтекание. Начиная с а=18,2°, правая и центральная зоны отрыва объединяются в одну, и реализуется течение, аналогичное «грибообразным» зонам, описанным в работах [18, 19].

Интересно отметить, что при очень малом изменении угла атаки с а=19° до 19,1° появляется отрыв с носка крыла в очень узкой зоне по размаху (указано стрелкой). При дальнейшем, очень малом увеличении угла атаки (іа = 19,15°) этот отрыв с носка крыла исчезает и появляется опять лишь при а= 19,6°. Причем эта отрывная зона имеет форму трапеции и существенно более протяженная по размаху крыла, чем имевшая место отрывная зона при а=19,1°. Эта зона появляется практически мгновенно, так что киносъемка со скоростью 64 кадра в секунду не позволила проследить «динамику» возникновения этой зоны. На спектрах для углов атаки, лежащих в диапазоне а~19°ч-20°, видно, что эта зона отрыва с носка крыла и зона диффузорного отрыва в левой части крыла могут смещаться в ту или другую сторону вдоль размаха и изменять свой размер. Причем при а = 20,1° зона диффузорного отрыва в левой части крыла заметно приблизилась к его носку. При дальнейшем увеличении угла атаки на а = 20,4° в окрестности центральной части крыла появляется вторая зона отрыва с носка. На спектрах

а) ^ V

для а = 20,6°4-22,7° видно, что эти зоны также могут расширяться и перемещаться вдоль размаха крыла. При а = 22,7° область безотрывного обтекания между двумя указанными выше зонами отрыва с носка крыла практически пропадает, а в приконцевых сечениях крыла зарождаются области отрыва, которые при а = 23,5° трансформируются в отрывные зоны с носка крыла (см. стрелки на рис. 3,а). При дальнейшем увеличении угла атаки также реализуется течение, которое имеет ячеистую структуру, т. е. между зонами отрыва с носка имеются области с присоединенным течением.

При обратном ходе по углу атаки наблюдается перестройка течения, обратная прямому ходу по а. Причем хотя при наличии шелковинок пограничный слой на крыле, видимо, является повсюду турбулентным, за исключением самого носка крыла, где начинаются шелковинки, в отличие от крыла со специальным турбулизатором здесь заметен гистерезис в обтекании. Так, например, полное присоединение течения в окрестности носка крыла наступает лишь при а=16,5°, тогда как при прямом ходе изменения угла атаки отрыв с носка наступает при а=19,10.

При сравнении приводимых спектров, полученных методами шелковинок, масляных капель и масляной пленки, следует иметь в виду, что, во-первых, как уже отмечалось, шелковинки турбулизируют пограничный слой и, следовательно, несколько изменяют картину течения,

и, во-вторых, структуры, полученные методами масляных пленки и капель, являются осреднением истинной картины течения по большому промежутку времени.

Рассмотрим теперь течение в окрестности крыла при фиксированном закритическом значении угла атаки а>аКр. На рис. 4,а для примера приведены спектры обтекания крыла при а = 22°. Видно, что даже при внешних стационарных условиях обтекания наблюдается существенная нестационарность, перестройка течения. Так, при т = 0 реализуется течение с двумя отрывными зонами с носка крыла. С течением времени в правой части крыла развивается еще одна область диффузорного отрыва, которая при т=43 трансформируется в третью отрывную зону с носка крыла, существующую до т=115. Далее течение в этой области в носке крыла становится присоединенным (см., например, т = 237), и опять реализуется течение с двумя отрывными зонами с носка крыла.

1 тт а явниг -» !

Г — т / т

% 1Щ \\Х'» -к 5 ?' "'’У'*

4

Я?

ж

Рис. 4

Причем можно видеть, что при т=303 правая отрывная зона с носка существенно расширяется, а зона диффузорного отрыва в правой части крыла — уменьшается.

4. Средние по времени компоненты сил и моментов, действующих на крыло. Осредненные по указанной выше методике компоненты сил и моментов для крыла без турбулизаторов представлены на рис. 5. Для каждого крыла производилось несколько повторных измерений. При этом в области значений углов атаки а>акр наблюдается существен-» ное расхождние (разброс) экспериментальных данных, обусловленное нестационарностью и неустойчивостью течения на этих углах атаки. В качестве примера на указанном рисунке представлены результаты двух повторных экспериментов. Из этого рисунка также видно, что ЭТИ крылья имеют гистерезисные петли в зависимостях Су (а), Сх (а),

(а), обычно имеющие место для таких «толстых» крыльев при значениях чисел Ке, соответствующих условиям эксперимента [16].

В то же время в настоящих исследованиях было установлено, что на углах атаки а> 14°-н16° появляются существенные значения моментов крена и рысканья (участок а—б), однако, если угол атаки, при котором осуществляется переход к обратному ходу, не превышает угла акр, то гистерезисных явлений не наблюдается. И лишь при переходе на углы, большие акр, при прямом и обратном ходе по а наблюдается еще и гистерезис в зависимостях тх(а) и тг(а). Как показали результаты визуализации течения, появление моментов крена и рысканья при

прямом ходе по а на участке а — б обусловлено несимметрией диффу-зорного отрыва по размаху крыла. Поскольку на указанных углах атаки пограничный слой весьма неустойчив, то такая несимметрия может быть вызвана рядом причин, например, микронеровностями поверхности крыла, небольшими различиями в погрешностях контуров, профилей крыла, возникающими при его изготовлении некоторой неоднородностью потока трубы и т. п.

Как отмечалось выше, при углах атаки а>аКр наблюдается появление несимметричного отрыва с носка крыла. Это и вызывает резкое изменение величины моментов крена и рысканья. При этом на этих углах атаки может наблюдаться весьма большой разброс средних по времени значений моментов крена и рысканья вследствие неоднозначности структуры течения на этих режимах. На еще больших углах атаки величины моментов крена и рысканья могут значительно возрасти (рис. 5) вследствие того, что на этих режимах может реализовываться течение, при котором на части одной консоли крыла существует полный отрыв с носка, а на другой — присоединенное течение (см. рис. 2, б).

При обратном ходе изменения угла атаки на режиме а<акр может наблюдаться весьма сильное отличие в величинах коэффициентов моментов крена и рысканья от прямого хода, причем в окрестности аКр имеет место резкое изменение величины этих коэффициентов. При дальнейшем уменьшении угла атаки происходит резкое уменьшение моментов крена и рысканья и последующее присоединение течения в носке крыла. Для данных крыльев это происходит в окрестности ав~14°-^150. Исследования показали, что турбулизатор полностью убирает гистерезис в зависимости сУа (а) для обоих крыльев. Однако значительные величины боковых моментов, особенно на больших углах атаки, остаются. Это, как показала проведенная визуализация, может быть обусловлено некоторой несимметрией диффузорного отрыва по размаху крыла, а также несимметрией появления отрыва с носка крыла.

Весовые измерения и визуализация показали, что на крыле с наклеенными шелковинками также наблюдаются гистерезисные явления, однако менее ярко выраженные, чем для исходного крыла, что, видимо, связано с турбулизирующим влиянием шелковинок. Так, например, для крыла без шелковинок максимальная разность в су при прямом и обратном ходе достигает 0,35, а с шелковинками — около 0,1. Величины моментов крена и рысканья, как и для крыла без шелковинок, могут быть весьма большими.

5. Нестационарные силы и моменты, действующие на крыло. Измерения мгновенных компонентов сил и моментов, действующих на крылья без турбулизаторов (и без шелковинок) при стационарном внешнем потоке и квазистационарном изменении угла атаки с очень малой угловой скоростью а = 0,00017, показали, что характер гистерезиса в зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки обычно примерно соответствует результатам, полученным при стационарном изменении угла атаки, т. е. при измерении средних величин этих коэффициентов на указанных выше отрезках времени. Однако мгновенные значения величин моментов крена и рыскания могут существенно отличаться от соответствующих стационарных измерений.

Указанные существенные отличия обусловлены нестационарностью и неустойчивостью режимов обтекания крыла на этих углах атаки, которые были продемонстрированы ранее визуализацией течения с помощью шелковинок (рис. 3,а). Одновременно с этой визуализацией

проводились измерения нестационарных сил и моментов, действующих на крыло. Результаты измерения величины момента крена в таком эксперименте представлены на рис. 3, б. Из совместного анализа спектров обтекания и характера изменения момента крена при увеличении угла атаки в диапазоне а» 15°^ 19° видно, что рост момента крена на этих углах атаки обусловлен диффузорным отрывом и распределением областей этого отрыва по размаху крыла. При появлении отрыва с носка крыла происходит резкое уменьшение величины момента крена. При достижении угла атаки а = 21,5° отрывные зоны с носка достаточно симметричны относительно плоскости симметрии крыла, чему соответствует практически нулевой момент крена (рис. 3,6).

При обратном ходе изменения угла атаки наблюдается аналогичная связь картины течения с результатами измерений. Причем присоединение «сорванного» с носка крыла потока происходит при а=16,5°, при этом структура диффузорного отрыва остается еще несимметричной, поэтому и при меньших углах атаки сохраняется положительный момент крена.

Обратимся теперь к результатам измерения нестационарных компонентов сил и моментов при фиксированных значениях углах атаки и скорости потока. Характерные зависимости су и тх от безразмерного времени на углах атаки, соответствующих отрыву с носка профиля, приведены на рис. 4. Видно существенное изменение по времени этих величин. Причины этих, фактически случайных, изменений коэффициентов подъемной силы и поперечного момента обусловлены описанной выше «динамикой» поведения отрывных зон на крыльях, нестационарной природой отрывных течений. Из анализа рисунка ясны причины расхождения осредненных на интервале Дт = 800 значений коэффициентов сил и моментов при повторении опытов на таких больших углах атаки. Видимо, к обработке такого рода экспериментальных данных следует применять вероятностные методы, вычисляя некоторые среднестатистические значения измеряемых величин. Можно также отметить, что перестройка течения и соответственно весьма большие изменения аэродинамических коэффициентов могут происходить за очень малые промежутки времени. Так, например, коэффициент тх за период с т = 800 до т = 850 изменяется с величины 0 до значения 0,012 (см. рис. 4).

Обнаруженные особенности характера обтекания прямоугольных крыльев и изменения компонентов сил и моментов по углу атаки и во времени следует принимать во внимание в аэродинамике летательных аппаратов, а также в методике постановки и проведения экспериментальных исследований.

ЛИТЕРАТУРА

1. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя.—М.: Наука, 1969.

2. Takobs Е. М. The aerodynamic characteristics of eight verythink airfoils from tests in the variable density wind tunnel. — NACA, Rep. 391,

1931.

3. Ч ж e н П. Управление отрывом потока. — М.: Мир, 1979.

4. Ч ж е н П. Отрывные течения, т. I—III. — М.: Мир, 1972—1973.

5. Божков В. М., Захарченко В. М., Мозольков А. С., Хонькин А. Д. Метод визуализации дозвуковых течений и его применение к исследованию обтекания профилей. — Ученые записки ЦАГИ, 1972, т. 3, № 5.

6. Б о ж к о в В. М., Хонькин А. Д. О визуализации течения в пограничном слое несжимаемой жидкости. — Ученые записки ЦАГИ, 1Э72, т. 3, № 6.

7. Васильев Л. А. Теневые методы. — М.: Наука, 1969

8. Головкин В. А., Гончаров Э. Г., К а л я в к и н В. М., Колков В. Г., Копылов А. П., К р а с о в с к и й Э. И. Об оптической визуализации течений в гидродинамической трубе. — Ученые записки ЦАГИ, 1980, т. 11, № 5.

9. Головкин В. А., К а л я в к и н В. М., Колков В. Г. Оптическая визуализация обтекания кругового цилиндра на режимах разгона и торможения потока. — Изв. АН СССР, МЖГ, 1981, № 2.

10. Вождаев Е. С., А н а н о в Г. Г., Г о л о в к и н М. А., Гор-бань В. П., С и м у се в а Е. В. О некоторых возможностях повышения аэродинамического качества несущих систем с помощью концевых крылышек.— Труды ЦАГИ, 1984, вып. 2247.

11. Петров Е. Г., Табачников В. Г. Экспериментальное исследование аэродинамических характеристик прямоугольных пластин различного удлинения в широком диапазоне углов атаки. — Труды ЦАГИ, 1974, вып. 1621.

12. Красильщиков П. П. Практическая аэродинамика крыла.— Труды ЦАГИ, 1973, вып. 1459.

13. Ку рьяно в А. И., Столяров Г. И., Штейнберг Р. И. О гистерезисе аэродинамических характеристик. — Ученые записки ЦАГИ, 1979, т. 10, № 3.

14. Нейла нд В. Я., С т о л я р о в Г. И. Об одном виде отрывного течения на прямоугольном крыле малого удлинения. — Ученые записки ЦАГИ, 1982, т. 13, № 1.

15. Нейла нд В. Я., Столяров Г. И., Табачников В. Г. Влияние относительной толщины прямоугольного крыла малого удлинения (Я=1,0) и числа Рейнольдса на режимы перестройки структуры обтекания.— Ученые записки ЦАГИ, 1985, т. 16, № 3.

16. Столяров Г. И., Табачников В. Г. Некоторые особенности аэродинамики крыльев большого удлинения при малых числах Рейнольдса. — Труды ЦАГИ, 1985, вып. 2290.

17. К о л м а к о в Ю. А., Рыжов Ю. А., С т о л я р о в Г. И., Т а-бачников В. Г. Исследование структуры обтекания прямоугольного крыла ?v = 5 на больших углах атаки. — Труды ЦАГИ, 1985, вып. 2290.

18. Winkelman А. Е., Tsao С. P. A color video display techique

for flow field surveys. — A1AA 12-th Aerodynamic Testing Conference, 1982.

19. Винкельман А. Э., Барлоу Д ж. Б. Схема обтекания прямоугольного в плане крыла при срыве. — РТК, 1980, т. 18, № 8.

20. Трещевский В. Н., Волков Л. Д., Короткин А. И.

Аэродинамический эксперимент в судостроении. — Л.: Судостроение, 1976.

21. Глотов Г. Ф., Мороз Э. К. Продольные вихри в сверхзвуковых течениях с отрывными зонами.— Ученые записки ЦАГИ, 1977, т. 8, № 4.

22. Головкин М. А,, Г о р б а н ь В. П., Дорохов В. Б., Лутовинов В. М., Пономарева В. С., Поскачей А. А., Сухарев В. И., Т р о и ц к и й В. В., Шестаев С. М. Исследование перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный с помощью тепло-визионной системы. — Ученые записки ЦАГИ, 1983, т. 14, № 2.

Рукопись поступила 13/1 1986