Научная статья на тему 'Исследования по совершенствованию аэродинамики взлетно-посадочной механизации крыла пассажирского самолета'

Исследования по совершенствованию аэродинамики взлетно-посадочной механизации крыла пассажирского самолета Текст научной статьи по специальности «Машиностроение»

420
221
Поделиться
Журнал
Ученые записки ЦАГИ
ВАК
Область наук
Ключевые слова
ПАССАЖИРСКИЙ САМОЛЕТ / АЭРОДИНАМИКА / ПОДЪЕМНАЯ СИЛА / ЗАКРЫЛОК / ПРЕДКРЫЛОК

Аннотация научной статьи по машиностроению, автор научной работы — Брагин Н. Н., Болсуновский А. Л., Бузоверя Н. П., Губанова М. А., Скоморохов С. И., Хозяинова Г. В.

Приведены результаты экспериментальных исследований взлетно-посадочной механизации крыла пассажирского самолета. Анализ особенностей обтекания осуществлялся как при помощи весовых испытаний при разных числах Рейнольдса, так и путем визуализации течения методом мини-шелковинок. Выполненные доработки позволили существенно повысить эффективность механизации и обеспечить заданный уровень несущих свойств.

Похожие темы научных работ по машиностроению , автор научной работы — Брагин Н. Н., Болсуновский А. Л., Бузоверя Н. П., Губанова М. А., Скоморохов С. И., Хозяинова Г. В.,

Не можете найти то, что вам нужно? Попробуйте наш сервис подбора литературы.

Текст научной работы на тему «Исследования по совершенствованию аэродинамики взлетно-посадочной механизации крыла пассажирского самолета»

Том ХЫУ

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ

2013

№ 4

УДК 533.6.011

ИССЛЕДОВАНИЯ ПО СОВЕРШЕНСТВОВАНИЮ АЭРОДИНАМИКИ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНОЙ МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА

ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА

Н. Н. БРАГИН, А. Л. БОЛСУНОВСКИЙ, Н. П.БУЗОВЕРЯ, М. А. ГУБАНОВА, С. И. СКОМОРОХОВ, Г. В. ХОЗЯИНОВА

Приведены результаты экспериментальных исследований взлетно-посадочной механизации крыла пассажирского самолета. Анализ особенностей обтекания осуществлялся как при помощи весовых испытаний при разных числах Рейнольдса, так и путем визуализации течения методом мини-шелковинок. Выполненные доработки позволили существенно повысить эффективность механизации и обеспечить заданный уровень несущих свойств.

Ключевые слова: пассажирский самолет, аэродинамика, подъемная сила, закрылок, предкрылок.

БРАГИН Николай Николаевич

ведущий инженер ЦАГИ

ГУБАНОВА Мария Анатольевна

младший научный сотрудник ЦАГИ

СКОМОРОХОВ Сергей Иванович

кандидат технических наук, заместитель начальника отделения ЦАГИ

Не можете найти то, что вам нужно? Попробуйте наш сервис подбора литературы.

БОЛСУНОВСКИИ Анатолий Лонгинович

кандидат технических наук, начальник отдела ЦАГИ

БУЗОВЕРЯ Николай Петрович

кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник ЦАГИ

ХОЗЯИНОВА Генриетта Васильевна

ведущий инженер ЦАГИ

ВВЕДЕНИЕ

Одной из важнейших задач, решаемых в процессе проектирования самолета, является разработка эффективных систем увеличения подъемной силы крыла на режимах взлета и посадки. Именно они часто определяют площадь крыла и влияют, таким образом, на облик всего самолета. Высокие несущие свойства позволяют повысить экономическую привлекательность самолета в эксплуатации: увеличить взлетный вес и вес полезной нагрузки, а также расширить диапазон используемых ВПП.

Ранее эффективность механизации магистральных самолетов традиционно повышалась за счет увеличения числа конструктивных элементов [1]. В настоящее время существует устойчивая тенденция к упрощению взлетно-посадочной механизации и уменьшению количества звеньев при сохранении общей эффективности [2 — 5]. Как правило, при выборе механизации задней кромки ограничиваются одно- или двухщелевыми выдвижными закрылками [6, 7]. Типичными устройствами для механизации передней кромки являются предкрылки и щитки Крюгера.

Физическая картина обтекания многозвенных профилей и крыльев очень сложна. Она характеризуется наличием отрывных зон, в том числе и ламинарных отрывных пузырей, взаимодействием сливающихся пограничных слоев и следов различных элементов (рис. 1). Кроме того, несмотря на низкое число Маха набегающего потока, на носке предкрылка и основного элемента возможно появление местных сверхзвуковых зон.

Обтекание трехмерных крыльев дополнительно усложняется в связи с особенностями геометрии (стреловидность, разрывы предкрылков и закрылков по размаху, наличие пилонов и мотогондол двигателей и т. д.). В условиях поперечного течения, оказывающего существенное влияние на переход пограничного слоя, образование трехмерных сливающихся пограничных слоев, развитие отрыва потока по размаху крыла и т. д.

Несмотря на существенное развитие вычислительных методов [8, 9] в последнее время, расчет полной компоновки самолета, включающей взлетно-посадочную механизацию, мотогондолы двигателей и малоразмерные элементы, влияющие на местную аэродинамику крыла, остается сложной задачей, требующей больших временных затрат на построение сеток и получение характеристик течения [10, 11]. Поэтому расчеты полных компоновок и соответствующие аэродинамические эксперименты используются в основном для оценки характеристик итоговых вариантов компоновки, в то время как проектирование аэродинамической механизации основано на расчетах двумерных или упрощенных трехмерных конфигураций [6, 10].

В силу указанных трудностей разработка исполнительной механизации крыла самолета осуществляется в основном экспериментально и требует проведения большого объема дорогостоящих испытаний в аэродинамических трубах, как правило, при повышенных давлениях.

В настоящей работе изложены материалы экспериментальных исследований по улучшению местной аэродинамики механизированного крыла перспективного пассажирского самолета. Включены как результаты весовых испытаний, так и данные по визуализации обтекания методом мини-шелковинок. Выполненные разработки позволили существенно повысить эффективность механизации и обеспечить заданный уровень несущих свойств.

Взаимодействие скачка уплотнения и пограничного слоя

Не можете найти то, что вам нужно? Попробуйте наш сервис подбора литературы.

/

Образование местной сверхзвуковой зоны

/

Взаимодействие сливающихся пограничных слоев и следоа различных элементов

Переход пограничного слоя

Ламинарный отрывной пузырек

Переход пограничного слоя

Рис. 1. Картина обтекания профиля с механизацией [4]

Авторы выражают надежду, что приведенные данные будут представлять интерес не только для инженеров, перед которыми стоят практические задачи по аэродинамическому проектированию механизированных крыльев, но и для специалистов, проводящих расчетные исследования аэродинамики взлетно-посадочной механизации крыла.

ОПИСАНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ И УСЛОВИЙ ЭКСПЕРИМЕНТА

Экспериментальные исследования взлетно-посадочной механизации крыла проводились в аэродинамической трубе Т-128 ЦАГИ на модели перспективного пассажирского самолета. Модель может испытываться в крейсерской, взлетной и посадочной конфигурациях. Вид модели в рабочей части АДТ Т-128 представлен на рис. 2.

1 1 р 1

V -Л"" 1

и

• )

Не можете найти то, что вам нужно? Попробуйте наш сервис подбора литературы.

Рис. 2. Модель в посадочной конфигурации в рабочей части АДТ Т-128

Крыло модели имеет размах Ь = 2 м, площадь по трапеции ^Гр = 0.35 м2, стреловидность Х1/4 = 26.6°, среднюю аэродинамическую хорду крыла Ьа = 0.19 м. Передняя кромка крыла прямая, задняя кромка крыла с нулевой стреловидностью на центроплане имеет плавное скругление в районе излома. Фюзеляж модели цилиндрической формы имеет длину Ьф = 1.98 м и диаметр Дф = 0.23 м.

Мотогондолы двигателей, устанавливаемых на пилонах под крылом, моделируются в виде тел с протоком, имеют длину Ьмг = 0.29 м и площадь миделя (одной мотогондолы) ^мг = 0.0136 м2.

На крыле установлены предкрылки, закрылки, элероны, тормозные щитки, интерцепторы, три пары обтекателей механизмов закрылков (ОМЗ).

Двухсекционные предкрылки выполнены по всему размаху крыла с разрывом по пилону мотогондолы. Относительная площадь предкрылков — £пр = 13.5%. Углы отклонения предкрылков на взлете — 5пр.внугр/внеш = 210/24.50, на посадке — 5пр.внугр/внеш = 24°/28°.

Двухсекционные однощелевые закрылки имеют относительную площадь «закр = 22.4%. Углы отклонения закрылков на взлете — 5закр =18°, на посадке — 5закр =36°.

Величины относительных площадей определены относительно площади крыла по трапеции.

Для исследования возможных улучшений местной аэродинамики механизированного крыла и минимизации влияния элементов конструкции модели на экспериментальные результаты были выполнены дополнительные малоразмерные элементы, а именно:

кронштейны предкрылка улучшенной формы (рис. 3);

заглушки для устранения щели между предкрылком и фюзеляжем (рис. 4);

заглушки для устранения щелей между предкрылком и пилоном мотогондолы (рис. 5);

Рис. 3. Модификация формы кронштейнов предкрылка

Рис. 5. Заглушка для устранения щелей между предкрылком и пилоном мотогондолы

вихрегенераторы для установки в различных положениях с внутренней и внешней сторон мотогондолы (рис. 6).

Не можете найти то, что вам нужно? Попробуйте наш сервис подбора литературы.

Экспериментальные исследования проводились в диапазоне значений числа Маха М = 0.2 — 0.31 и углов атаки а = -6 — 26° на модели в посадочной конфигурации при свободном положении перехода пограничного слоя. Аэродинамическая труба АДТ Т-128 позволяет проводить испытания как при атмосферном, так и при повышенном давлении ро = 1 — 4 атм, что позволяет получить на модели значения числа Рейнольдса по САХ в пределах Яе = (0.8 - 3.2) • 106.

Для обеспечения качественной информации о характере течения после весовых испытаний модели была проведена серия испытаний с визуализацией обтекания с помощью мини-шелковинок (В. Е. Мошаров, В. Н. Радченко).

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ СРЕДСТВ УЛУЧШЕНИЯ МЕСТНОЙ

АЭРОДИНАМИКИ КРЫЛА

Существенное влияние на аэродинамические характеристики механизированного крыла оказывают трехмерные эффекты, связанные с существованием разрывов в механизации передней и задней кромок, наличием кронштейнов закрылков и предкрылков, присутствием вихрегенера-торов и т. д.

На модели рассмотрено влияние данных локальных элементов механизации на аэродинамические характеристики. Исследовано как влияние отдельных элементов, так и суммарная эффективность различных комбинаций элементов. Доработки затрагивали только локальные особенности геометрии механизированного крыла и не меняли форму и параметры отклонения его элементов.

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ФОРМЫ КРОНШТЕЙНОВ ПРЕДКРЫЛКОВ

На консолях модели во взлетном и посадочном положениях установлены по семь кронштейнов предкрылков. Наиболее сложную форму имеет центральный кронштейн внешнего предкрылка, соединяющий две его секции.

Как было показано на рис. 3, исходный кронштейн предкрылка представлял собой достаточно массивное тело, находящееся в области течения между предкрылком и фиксированной передней кромкой основного элемента крыла. Модификация предкрылка заключалась в существенном уменьшении его объема и скруг-лении внешних обводов.

Результаты экспериментальных исследований представлены на рис. 7, 8. Видно, что за исходным кронштейном уже при а = 15.8° раз-

М=0.2 Пе=3.0 АсА=15.773095

Появление отрыва за кронштейном при а = 14,8°

Обширный отрыв при а = 15.8°

>трыва за кронштейном

8° МлЧ!1!1!|{)|1Ш

Не можете найти то, что вам нужно? Попробуйте наш сервис подбора литературы.

|тцыв при а = 15.8° лИ^Ш^Ш/Ж'/

тЯЯщ"

| ' I1 I I !п ' ' '

11'! 1111 а я <*? гш

Исходная форма кронштеинов

е=3 АоА=16.867163

;!}Ш й

!ШШ ¡1 Ш £

ИМ ! [II Ш ! I ! /1

•й' 1Ш И ш ЭД

! ! ч/'/Г/АЧ '

■ ^ \

Появление отрыва за кронштейном при а = 16.9°

Модифицированные кронштейны

Рис. 7. Влияние формы кронштейнов предкрылка на обтекание верхней поверхности крыла

Не можете найти то, что вам нужно? Попробуйте наш сервис подбора литературы.

Уатах

0.1

— - — Исходные кронштейны ---Модифицированные кpoнштeйньul^,,,*,*"^ у/ / '

/ / / У

у" 1_од10Ре

5.8

6.2

6.4

6.6

Рис. 8. Влияние формы кронштейнов предкрылка на несущие характеристики крыла

вивается мощный отрыв, занимающий более 20% площади консольной части крыла и ограничивающий значение суатяк крыла.

Изменение формы кронштейна, существенно ослабившее эффект перекрывания щели предкрылка, приводит к увеличению угла атаки возникновения отрыва на Да ~ 2° и уменьшению площади отрыва. Как следствие, повышаются несущие характеристики крыла (Д суатах ~ 0.04 во

всем диапазоне значений числа Рейнольдса) и улучшается их поведение по числу Яе (рис. 8).

При визуализации видно воздействие на обтекание и остальных кронштейнов, имеющих меньший объем и более аккуратную форму, но их влияние на суммарные несущие характеристики менее существенно.

ПОИСК ОПТИМАЛЬНОГО ПОЛОЖЕНИЯ ВИХРЕГЕНЕРАТОРОВ НА МОТОГОНДОЛЕ

Не можете найти то, что вам нужно? Попробуйте наш сервис подбора литературы.

Вихрегенераторы являются эффективным средством улучшения местной аэродинамики крыла, позволяя при небольшом размере и без значительных конструктивных сложностей существенно изменить обтекание крыла [12]. На модели были исследованы девять положений вихре-генераторов как с внутренней (обращенной к фюзеляжу), так и с внешней стороны мотогондолы (см. рис. 6).

Длина вихрегенераторов — 40 мм, высота — 10 мм, максимальная толщина — 1.6 мм. Положения вихрегенераторов определялись координатами заостренного конца вихрегенератора X (расстояние в мм от воздухозаборника вдоль оси мотогондолы) и 5 (угол смещения от плоскости симметрии мотогондолы). Исследовались диапазоны Х = 0.4 0.6Ьмг, 5 = 30 60°. Вихрегенерато-ры ориентированы в соответствии с рассчитанной картиной линий тока на мотогондоле в режиме крейсерского полета с тем, чтобы внести минимальное сопротивление на малых углах

атаки. Модель мотогондолы с установленными вихрегенераторами показана на рис. 9.

Первоначальный поиск оптимального положения вихрегенераторов проводился на модели в посадочной конфигурации при числах М = 0.2 и ЯеСАХ = 0.8 • 106. Исследования проводились следующим образом: сначала выбиралось наилучшее положение вихрегенератора с внутренней стороны мотогондолы, затем с установленным в наилучшем положении вих-регенератором с внутренней стороны мотогондолы исследовались варианты установки вихрегенератора с внешней стороны. Наилучшие

положения затем проверялись при повышен-Рис. 9. Установка вихрегенераторов на мотогондоле, 6

модель в АДТ Т-128 ных значениях числа ЯесАХ = 3 2 • 10 .

Без вихрегенератора

М=0.2 Ве-З ДоА=15.91022А

¿ЦЦII ; »

!1к| мтШШ

Рис. 11. Влияние положения вихрегенератора с внутренней стороны мотогондолы на несущие характеристики крыла при ЯеСАХ = 1 • 106, поле эффективности Асутах

Посадка М=0.2 Р!е=3106

Устранение отрыва на предкрылке

С вихрегенератором

0.1

Не можете найти то, что вам нужно? Попробуйте наш сервис подбора литературы.

-- без вихрегенераторов с вихрегенератором в оптимальном положении

/Г' / / V \ ч \ \

//

// // / ч \ \ V \

а

8 10 12 14 16 18 20 22

Рис. 12. Влияние вихрегенератора с внутренней стороны мотогондолы на несущие характеристики крыла при ЯесАХ = 3 • 106

Рис. 10. Влияние вихрегенератора с внутренней стороны мотогондолы на обтекание верхней поверхности крыла

Результаты экспериментальных исследований по поиску оптимального положения внутреннего вихрегенератора приведены на рис. 10 — 12. Установка вихрегенератора и образование соответствующих вихревых структур не только позволяют устранить отрыв на внутреннем предкрылке (рис. 10), но и благоприятно влияют на обтекание крыла в целом, в том числе и на формирование отрыва на центроплане крыла.

На основании экспериментальных данных, полученных для положений вихрегенератора с внутренней стороны мотогондолы, было построено поле эффективности, выраженное в приращении Д еуа (рис. 11). Максимальная эффективность, полученная при ЯесАх = 08 • 106,

составляет Д суатах =0.04. Полученные данные качественно совпадают с результатами, представленными в [12].

Дополнительная установка вихрегенераторов с внешней стороны мотогондолы не дала существенного эффекта. Поэтому в качестве наилучшего было принято положение вихрегенератора с координатами Х = 0.45Хмг, 5 = 60° с внутренней стороны мотогондолы. С увеличением значения числа Рейнольдса благоприятный эффект от установки вихрегенератора возрос примерно

в два раза, Асуатзх,Ке=3-106 = 0 08 (рис. 12).

ИССЛЕДОВАНИЯ ВЛИЯНИЯ РАЗРЫВОВ В МЕХАНИЗАЦИИ ПЕРЕДНЕЙ КРОМКИ

Для исследований влияния разрывов в механизации передней кромки были установлены заглушки для устранения щелей между предкрылком и бортом фюзеляжа (см. рис. 4) и между предкрылком и пилоном мотогондолы (см. рис. 5). Исследования заглушек проводились с вихрегенератором, установленным в оптимальном положении.

Не можете найти то, что вам нужно? Попробуйте наш сервис подбора литературы.

Экспериментальные исследования проводились на модели в посадочной конфигурации при числах М = 0.2 и ЯесАХ= 32 • 106. Результаты испытаний приведены на рис. 13 — 15. При наличии щелей уже при а = 17.5° развивается мощный отрыв у фюзеляжа над верхней поверхностью крыла (рис. 13). Устранение щели между корневым предкрылком и фюзеляжем отодвигает развитие отрыва до а = 20°, причем отрыв смещается за мотогондолу, размер отрывной

зоны уменьшается, обеспечивается прирост

М-0.2 Йе-З Асй-17.899669

Отрыв у фюзеляжа после а = 17.5° ——

■ '

пиыю и - I I .9 |] ! ,

, ;! ; Н ! ПмЩТН/ ' '

¿¡¡да Ш"'

М-0.2 Йе-З АоА=19.971717

Отрывы при а = 20

Шш

а = 20° ¡ЙМПИ'!' '!

_ ^ Т} * 1 1 м ® • I'

\ .¡хшШш II

\ijiil ШШЩ

Не можете найти то, что вам нужно? Попробуйте наш сервис подбора литературы.

> ! ПШ I № !>:;////у;/////// II

.¡¡¡РГ«

М-0.2 Р.е-З АоА-20.993068

я ((С: ■ ®

¡;; {к-!: (;:

ШШШ

Отр ыв ы при а = 210 .. ^ ч \ ^^ ||

\ , ^жш! ¡¡¡н^'а

\ о р ш ¡ШГп-Ш -V ■

пШМШ!!

\ МП:'^

Рис. 13. Влияние разрывов в механизации передней кромки на обтекание верхней поверхности крыла

подъемной силы крыла Д су

= 0.05

Уатах, загл.1

Не можете найти то, что вам нужно? Попробуйте наш сервис подбора литературы.

без заметного ухудшения моментных характеристик (рис. 14). Сходные результаты о влиянии щели между фюзеляжем и отклоненным предкрылком на аэродинамические характеристики представлены в [13].

В качестве одного из вариантов улучшения местной аэродинамики в данной области возможно использование на предкрылке так называемого «клюва», который может являться логическим продолжением зализа между передней кромкой крыла и фюзеляжем.

С , т

уз' £

Посадка М=0.2 Р?е=3 Ю6 модель с ГО

0.5

— без заглушек заглушка у фюзег яжа

- а

-10 -5

10 15 20 25

30

Рис. 14. Влияние разрывов между фюзеляжем и отклоненным предкрылком на аэродинамические характеристики

модели

На модели размер перекрываемой щели с внешней стороны пилона мотогондолы — 10 мм, с внутренней — 3 мм (см. рис. 5). Устранение щелей у пилона мотогондолы само по себе не столь эффективно, получено улучшение до А суатах загл2 = 0 02

(рис. 15). По-видимому, это связано с тем, что течение в данной области уже находится под воздействием вихрей, создаваемых вихрегенератором.

Не можете найти то, что вам нужно? Попробуйте наш сервис подбора литературы.

Суммарная эффективность двух заглушек, полученная в эксперименте — ЛСуатах, загл.1 и 2 = 01

(рис. 15). При этом отрыв развивается у фюзеляжа и за кронштейном предкрылка (рис. 13). Полученная эффективность больше суммы отдельных эффектив-ностей двух заглушек, которая составляют

Лсуа зягП1 +Лсуа зягл9 = 0.07, однако данное

уатах,загл1 уатах,загл.2 ' ^ ^

расхождение находится в пределах повторяемости результатов однократных испытаний в аэродинамической трубе вблизи с^тах .

Посадка М=0,2 йе^ЗЮ6 с вихрегенератором без ГО

ж / \ ✓ \ \\ ' \\

р 1 \\ Л \

— N1 — без заглушек — заглушка у фюзеляжа — заглушка у пилона — обе заглушки а

8 10 12 Н 16 18 20 22

Рис. 15. Влияние разрывов в механизации передней кромки на несущие характеристики модели

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Приведены результаты экспериментальных исследований средств улучшения местной аэродинамики механизированного крыла, дополненные исследованиями по визуализации обтекания.

В результате реализации на модели рассмотренных средств улучшения местной аэродинамики механизированного крыла экспериментально получен суммарный прирост несущих характеристик А Суа =0.09—0.17 и существенно улучшено их поведение по числу Рейнольдса (рис. 16).

По результатам испытаний в качестве технически осуществимых на пассажирском самолете могут быть рекомендованы следующие средства улучшения местной аэродинамики механизированного крыла:

Не можете найти то, что вам нужно? Попробуйте наш сервис подбора литературы.

установка вихрегенератора на внутренней стороне мотогондолы;

минимизация размеров щелей на предкрылке у пилона мотогондолы;

минимизация размеров щели между предкрылком и фюзеляжем и оптимизация формы ближнего к фюзеляжу торца предкрылка.

с

-о - — Базовая конфигурация модели —♦— — Модель с улучшенной местной аэродинамикой

__О--

о— ■ - - - 1_од10Ке -1

5.75 6 6.25 6.5 6.75 7

Рис. 16. Влияние средств улучшения местной аэродинамики крыла на его несущие характеристики

ЛИТЕРАТУРА

1.Rudolph P. K. C. High-lift systems on commercial subsonic airliners. — NASA CR 4746,

1996.

2. Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов / Под ред. Бюшгенса Г. С. — Москва — Пекин, 1995, с. 161 — 178.

3. Петров А. В., Скоморохов С. И. Аэродинамика механизированных крыльев — В кн.: «ЦАГИ — основные этапы научной деятельности 1993 — 2003 гг.». — М.: Физматлит, 2003.

4. Van Dam C. P. The aerodynamic design of multi-element high-lift systems for transport airplanes // Progress in Aerospace Sciences. 2002. V. 38, р. 101 — 144.

Не можете найти то, что вам нужно? Попробуйте наш сервис подбора литературы.

5. Rumsey C. L., Ying S. X. Prediction of high lift: review of present CFD capability // Progress in Aerospace Science. 2002. V. 38, p. 145 — 180.

6. Reckzen D. Aerodynamic design of the high-lift-wing for a Megaliner aircraft // Aerospace Science and Technology. 2003. V. 7, p. 107 — 119.

7. Кощеев А. Б., Платонов А. А., Храбров А. В. Аэродинамика самолетов семейства Ту-204/214. — М.: Полигон-Пресс, 2009.

8. Волков А. В., Ляпунов С. В. Метод расчета вязкого отрывного обтекания систем крыловых профилей // Ученые записки ЦАГИ. 1998. Т. XXIX, № 3 — 4.

9. Никифоров В. М. Метод расчета отрывного обтекания крылового профиля с механизацией при малых скоростях // Ученые записки ЦАГИ. 1993. Т. XXIV, № 1.

10. Rogers S. E., Roth K. et al. Computation of viscous flow for a Boeing-777 aircraft in landing configuration // AIAA Paper 2000 — 4221.

11.Rudnick K. R. CFD assessment for high-lift flows in the European project EUROLIFT // AIAA Paper 2003 — 3794.

12. Yokokawa Y., Kanazaki M., Murayama M. et al. Investigation of the flow over nacelle / pylon and wing controlled with a vortex generator in high-lift configuration // ICAS 2008.

13. Kafyeke F.,Pépin F.,Kho C. Development of high-lift systems for the Bombardier CRJ — 700 // ICAS 2002.

Рукопись поступила 22/VIII2012 г.