CC BY
37
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ П А Г И
Том XIII 1 982 М) 4
УДК 533.6.01135 * 533.697.4
629.7.015.3
ВЛИЯНИЕ ЩЕЛЕВОГО ОТСОСА ГАЗА НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОФИЛЯ ПРИ ТРАНСЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ •
А. М. Гуруткин, Ю. Г. Елькин, Л. К. Зуев,
Н. И. Кокурина, Ф. Ф. Филимонов
Проведено экспериментальное исследование влияния щелевого отсоса газа через поверхность профиля на его аэродинамические характеристики при трансзвуковых скоростях. Представлены суммарные аэродинамические характеристики симметричной модели при числе М набегающего потока, равном 0,85, числе Рейнольдса ~2,3-106 и углах атаки 0 — 6° для различных расходов отсасываемого газа. Показано, что при относительных расходах 1,3- 10“3 отсос газа при водит к заметному улучшению аэродинамических характеристик профиля при углах атаки, не превышающих 5°.
За последнее время заметно возрос интерес к исследованиям методов управления пограничным слоем с целью улучшения аэродинамических характеристик летательного аппарата (ЛА) при трансзвуковых скоростях. В основном рассматриваются следующие методы: 1) струйные закрылки, мультиэлементное крыло при трансзвуковых и дозвуковых скоростях [1 — 3|; 2) отсос газа со всей перфорированной поверхности профиля с целью ламинаризации течения в пограничном слое при дозвуковых скоростях [4, 5]. Необходимо отметить, что использование того или иного метода улучшения аэродинамических характеристик ЛА достигается лишь за счет дополнительного усложнения структуры и формы ЛА или его двигательной установки.
Поэтому наиболее привлекательной, по нашему мнению, является идея использования вдува или отсоса газа на крыльевых профилях с целью улучшения их аэродинамических характеристик при трансзвуковых скоростях. Использование этих методов не приводит к значительным конструктивным изменениям ЛА, а также требует лишь небольшого изменения его двигательной установки для организации вдува или отсоса газа.
В настоящее время возможности этих методов исследуются в основном экспериментально [6—10], причем обычно рассматри-
ю
ваются различные варианты использования вдува газа. Исследования показали достаточно высокую эффективность этих методов для улучшения аэродинамических характеристик крыловых профи-лей, и для ряда перспективных конструкций проводятся летные испытания.
Исследованиям о возможности использования щелевого отсоса для улучшения аэродинамических характеристик ЛА при трансзвуковых скоростях практически не уделяется внимания. Авторам известны лишь две работы: работа [6], где отсос создается за счет эжектирующего действия газовой струи и носит лишь вспомогательный характер, и работа [10], где исследуются возможности щелевого отсоса для устранения нестационарных колебаний скачков уплотнения.
Однако щелевой отсос газа при трансзвуковых скоростях обладает некоторыми преимуществами по сравнению с другими методами: 1) требуемый расход газа значительно меньше, чем при использовании вдува; 2) при наличии сверхзвуковой зоны на верхней поверхности профиля возможно получить большие значения коэффициента подъемной силы Су за счет увеличения размера существующей сверхзвуковой зоны или создания второй сверхзвуковой зоны; 3) возможна стабилизация нестационарных движений скачков уплотнения.
Предварительно проведено расчетное исследование о влиянии щелевого отсоса газа через поверхность профиля без учета вязкости газа для выбора положения щелей. На некоторых участках профиля задавалось большое локальное изменение кривизны профиля, эквивалентное расходу газа в турбулентном пограничном слое. Результаты этих расчетных исследований показали: 1) если щель находится на больших расстояниях (в размерах ширины щели <1), то отсос приводит к локальному изменению в распределении давления и возможно создание второй сверхзвуковой зоны, а первоначальная сверхзвуковая зона практически не изменяется; 2) если щель находилась на расстоянии —1—4(1, происходило незначительное увеличение интенсивности скачка, и положение скачка уплотнения сдвигалось в направлении щели. Была также получена оценка изменения величины коэффициента сопротивления с отсосом и без отсоса газа. Эти исследования показали, что эффективность достаточно велика и необходимы экспериментальные исследования этого явления.
В настоящей статье кратко описаны методика и результаты экспериментальных исследований по влиянию отсоса газа через поверхность профиля при трансзвуковых скоростях.
Модель для исследования представляла собой крыловой профиль, составленный из дужек окружностей с относительной толщиной 0,1. Длина хорды с равна 0,13 м, размах равен 0,15 м. Модель дренирована в корневом сечении и по размаху. Модель располагалась от одной боковой стенки аэродинамической трубы до другой, и через торцевые стороны выведены дренажные трубки и трубка, соединенная с отсосной камерой внутри модели. Имеется поворотный механизм модели до углов атаки 20° с точностью до 0,1°. Щели шириной от 0,15-10—8 до Ъ10—3 м по всему размаху располагались на расстоянии —0,8с от передней кромки. Точность ширины щели измерялась щупом. Имелась возможность закрывать щели обе или порознь и изменять их положение на ~0,05 с.
Исследования были проведены в аэродинамической трубе с рабочей частью 0,2X0,15 м при числах от 0,8 до 1,07, углах атаки от 0 до 6° и числах Иег, примерно равных 2-10й. Верхняя и нижняя стенки аэродинамической грубы перфорированные. Использовалась 50%-ная перфорация во всех измерениях.
Для создания отсоса газа отсосная камера, расположенная внутри модели, соединялась трубами с низконапорной ступенью эжектора данной трубы. Расход отсасываемого газа измерялся с помощью расходомерного сопла по стандартной методике [11].
Основные измерения, которые лежат в основе данного исследования, — это измерения распределений статического давления на стенках грубы, на профиле, в расходомерном сопле для измерения расхода отсасываемого газа, а также распределения полного давления в следе за профилем насадком полного давления.
Регистрация результатов измерения давления производилась стандартными приборами ГРМ. Кроме того, получены картины течения в окрестности задней кромки профиля (ближний след на расстоянии — 1 с) теневым методом с искровым источником света.
Методы измерения стандартные и описаны во многих работах. Исключение составляет измерение распределения полного давления в дальнем следе (—2 с). Обычно для этих целей используется гребенка из насадков полного давления. Однако из-за малых размеров рабочей части трубы измерения пришлось проводить насадком полного давления, установленным по корневому сечению модели и двигающимся в вертикальном направлении от верхней до нижней стенки трубы. Отсчеты положения насадка проводились с помощью координатника. С определенным шагом по высоте производились измерения полного давления в дальнем следе (обычно для 40- положений насадка, в редких случаях до 80 положений). Шаг по высоте был минимальным и постоянным в окрестности следа, а затем увеличивался по мере удаления от следа. По полученным данным измерения полного давления в дальнем следе при предположении постоянства статического давления рассчитывалась сила сопротивления профиля.
Предварительно были проведены методические измерения распределения давления в рабочей части аэродинамической трубы с целью определения степени однородности потока на уровне расположения модели, а также в различных сечениях до модели, в месте расположения модели и после нее при отсутствии модели в рабочей части. Эти исследования выявили достаточно высокую степень однородности потока в рассматриваемой трубе и незначительный скос потока для рассматриваемых режимов. Затем при установке модели в рабочую часть аэродинамической трубы были определены те датчики для измерения давления перед моделью, в которых для одного и того же режима практически не изменялись показания.
В дальнейшем по показаниям этих датчиков, а также ио давлению и температуре газа в форкамере определялись число М«, набегающего потока, число Кег, рассчитываемое по параметрам набегающего потока и длине хорды крылового профиля. Проведены также методические исследования по измерению статического давления на профиле в различных сечениях по размаху, которые показали, что в окрестности корневого сечения крыла поток газа практически двумерный. Поэтому в последующих экспериментах проводились измерения давления на профиле лишь в корневом сечении
и по этим данным определялись коэффициенты подъемной СИЛЫ и момента тангажа.
Затем были проведены параметрические исследования по определению влияния отсоса газа на аэродинамические характеристики исследуемого профиля. В различных сериях экспериментов числа Мс» изменялись от 0,8 до 1,07; углы атаки—от 0 до 6°, рассматривались б вариантов расположения щелей для пяти размеров щелей (0,15; 0,2; 0,25; 0,5; 1-10—3 м) при различных расходах газа. Цель этих исследований — определить оптимальные размеры ширины щели, место расположения щели, а также ограничения по диапазону рассматриваемых режимов обтекания за счет размеров рабочей части аэродинамической трубы. Эти исследования выявили значительную эффективность использования отсоса газа через щель на поверхности профиля для улучшения его аэродинамических характеристик. Например, при числе М<», равном 0,85, и угле атаки а = 4° относительное изменение Д Cy = (Cy\G+o — CJo=o)/Cy|o=D, Где G — расход отсасываемого газа, достигало 40%. Максимальное относительное изменение коэффициента сопротивления ДСх=(Сг|0=о-С,|с*о)/С,1о=о примерно такое же при расходах отсасываемого газа порядка 10-3poo UooS, где роо — плотность, Woo — скорость набегающего потока и S — площадь крыла в плане.
Фотографии картины течения в окрестности задней кромки профиля и ближнего следа (теневой метод с искровым источником света) показывают на увеличение сверхзвуковой зоны и заметное уменьшение толщины ближнего следа (рис. 1,6) при отсосе газа по сравнению с аналогичным режимом без отсоса газа (рис. 1,а). Результаты этих исследований могут быть объяснены следующим образом; поскольку расход отсасываемого газа примерно равен расходу газа в турбулентном пограничном слое, то отсос газа через щель приводит фактически к образованию нового пограничного слоя от критической точки, расположенной за щелью. Поскольку щель находится в окрестности задней кромки профиля, толщина этого слоя мала. Отсюда появляется возможность для уменьшения силы сопротивления и предотвращения отрыва пограничного слоя. В то же время отсос газа приводит к уменьшению давления на поверхности профиля до щели, через которую производится отсос газа. При наличии сверхзвуковой зоны течения на верхней поверхности профиля можно получить достаточно большое увеличение коэффициента подъемной силы Су за счет увеличения размеров сверхзвуковой зоны, так как интенсивность скачка практически не изменяется, а протяженность сверхзвуковой зоны заметно увеличивается. Возможны подобные объяснения и в случае возникновения небольшой сверхзвуковой зоны в окрестности щели. В случае, когда щель находилась на достаточно большом расстоянии (~ 10 d) от сверхзвуковой зоны, увеличение коэффициента подъемной силы происходит из-за того, что при отсосе газа размеры области разрежения (зависящие от локального числа М), в которой заметно уменьшается толщина пограничного слоя, значительно больше на верхней поверхности (Мв>Мп при а>0), чем на нижней поверхности. Отсюда следует увеличение сверхзвуковой зоны на верхней поверхности и увеличение коэффициента подъемной силы.
Параметрические исследования показали и на некоторые недостатки использованного оборудования и модели. Поскольку модель была предназначена как для методических, так и основных
Рис. 1
измерений и необходимы были дренажные отверстия в различных сечениях по размаху модели, то пришлось сократить число точек дренажа в корневом сечении. Имеющееся количество точек дренажа в корневом сечении — И точек на верхней и 10 точек на нижней— представляется недостаточным, хотя 5 точек сгруппированы около щели (расстояние между отверстиями .-^0,04 с), а остальные более равномерно от передней кромки профиля (с шагом примерно 0,16 с). Исследования показали также, что за время эксперимента, продолжавшегося от 1 до 4 часов, трудно выдержать постоянными значения давления торможения и температуры торможения
в форкамере, а также поддерживать постоянным расход газа через расходомерное сопло. Параметры набегающего потока за время эксперимента изменялись в пределах до 2%, а расход газа —до 10^6 от средних значений. Поэтому потребовалось исследование с многократным повторением серий измерений для определения средних значений коэффициента сопротивления Сх, коэффициента подъемной силы Су и коэффициента момента тангажа М£ с учетом разброса до числам М«> и относительным расходам в Из-за небольших размеров рабочей части трубы пришлось ограничиться узким диапазоном чисел М», в которых проведены эти систематические исследования (МЛ — 0,8-ь0,85), Кроме того, из-за недостаточно низкого давления в эжекторной ступени пришлось ограничиться исследованиями, в которых относительный расход газа не превышал 1,5-Ю~Л
Одновременно с этими исследованиями были созданы программы обработки результатов измерений с использованием диалоговой графики для того, чтобы иметь возможность сравнения ранее полученных результатов эксперимента с последующими и анализа точности различных методов обработки для коэффициентов аэродинамических сил.
Результаты измерений обрабатывались следующим образом. Данные по измерению полного давления в дальнем следе (на расстоянии ~2 с от задней кромки) были обработаны по методике, которая аналогична изложенной в работе [11]. При предположении постоянства статического давления в рассматриваемом сечении рабочей части рассчитываются распределения скорости и плотности газа и по ним вычисляется коэффициент сопротивления по следующей формуле:
где а — скорость вдоль координаты л:, — половина высоты рабо-
чей части.
Поскольку измерения проведены в достаточном количестве точек (в большинстве случаев измерения полного давления в следе производились в точках) и интегрирование проводилось с использованием формул интегрирования пятого порядка точности, то точность вычисления коэффициента сопротивления достаточно высокая. Единственно, что необходимо предусмотреть для дальнейших исследований, — это одновременное измерение полного и статического давления при заданном положении насадка.
По полученным распределениям статического давления на профиле рассчитываются коэффициенты подъемной силы Су и момента тангажа Мг по следующим формулам в силу малости углов атаки и толщины профиля:
—У*
(1)
Су — ] СРв) (1 х;
(2)
= / (С,и “ СРв)хйх ~~ °>5 Сг
о
Ввиду того, что в корневом сечении количество точек дренажа невелико, проведены методические расчеты но определению с использованием различных аппроксимаций для результатов измерений давления в заданных точках профиля и проведено сравнение полученных таким образом значения Су с результатами расчета или экспериментально измеренного значения Су. В результате этих методических расчетов при расчете коэффициента подъемной силы Су и момента тангажа Мг принята следующая процедура: распределение скорости в окрестности передней кромки профиля до первой точки дренажа аппроксимируется распределением на клине с соответствующим углом раствора, и по остальным точкам вычисляются коэффициенты сплайна с заданной начальной и конечной точкой. Затем по полученным коэффициентам сплайна вычисляется распределение давления на профиле в 40 равномерно распределенных точках (от первой до последней дренажа) и интегрируется по верхней и нижней поверхностям профиля по формулам интегрирования пятого порядка точности. Несомненно, что использование аппроксимации сплайнами вносит некоторую погрешность в рассчитанные таким образом значения Су и Мг за счет сглаживания в окрестности скачка уплотнения. Однако в основном представляет интерес относительное изменение Су и Мг при отсосе газа по сравнению с соответствующими значениями Су и М2 без
отсоса. В этом случае эффект сглаживания можно считать незначительным. В дальнейшем эту процедуру можно уточнить, если использовать фотографии картины течения в окрестности щели и по ним произвести расчет положения скачка уплотнения. На рис. 2 приведены распределение (кривые /— без отсоса газа, кривые 2— с отсосом) полного давления, распределение скорости и величина
Сх | у=со1ы поперек следа, где у —расстояние от горизонтальной плоскости симметрии рабочей части аэродинамической трубы. Измерения проведены при числе Мсо —0,85, угле атаки а = 0, относительном расходе О (отнесенном кроо^^), равном нулю (кривые V) и 1,25-10—3 (кривые 2), числе Яес = 2,3-10и и ширине щели, равной 0,5 мм. Коэффициент сопротивления С_= 1,43*10“* при <7 = 0 и 0,92- Ю_2 при (5 = 1,25* 10~3-
На рис. 3 показаны распределения давления на верхней и нижней поверхностях профиля с отсосом (0= 1,25-10_3) и без отсоса.
На оси крестиком отмечено положение щели. В данном примере измерения проведены при тех же значениях параметров набегающего потока и угле атаки, равном 4°. Коэффициент подъемной силы Сх — 0,212 при 6 = 0 и Сх — 0,278 при 1,25-10~3.
На рис. 4 и 5 приведены результаты расчета по данным эксперимента: относительное изменение коэффициента сопротивления ДСс в зависимости от расхода О, расчета коэффициента подъемной силы Су и коэффициента момента тангажа Мг.
Данные получены при пятикратном повторении серий измерения. В тех случаях, когда имелись соответствующие по режимам обтекания результаты измерений при параметрическом исследовании, они также использовались при получении данных для этих рисунков.
2— «Ученые зописки ЦАГИ» Ле
17
Рис. 5
Среднее число М набегающего потока Мда^0,85, углы атаки а изменялись от 0 до 6°. Число Рейнольдса рассчитанное по
параметрам набегающего потока и длине хорды с, изменялось от 2,2>106 до 2,5-106 в этой серии.
На рис. 4 приведено относительное изменение ДСХ = (СЛ. | с=о— — Сх\ аФо)1Сх | оы) в зависимости от относительного расхода газа О при различных углах атаки. Кривыми 1—4 приведены данные АСх при ширине щели, равной 0,25* 10~3 м, для углов атаки 0, 2°, 4° и 6е соответственно. Щели располагались на одинаковом расстоянии. равном 0,79 с от передней кромки профиля. Кривыми 5—8 обозначены аналогичные данные при ширине щели 0,5-10~3 м и несимметричном расположении относительно передней кромки щелей: верхняя находится на расстоянии 0,79 с, а нижняя—0,74 с.
Из рассмотрении этого рисунка видно, что наиболее эффективно отсос газа через щели изменяет коэффициент сопротивления Сх при малых углах атаки (кривые / и <5 для а = 0, кривые 2 и 6 для « = 2°). Относительное изменение ДСХ достигает 35% (кривая 5). С увеличением угла атаки эффективность отсоса газа уменьшается, и положительные изменения ДСх для угла атаки, равного 4а, имеются: при ширине щели 0,25* 10—3 и 0,6-10~3<;0 < <!Ы0-3 и при С> 1,Ы0~3; при ширине щели 0,5-10— 3 м и > 1,25-10'3. Для угла атаки 6° отсос газа является неэффективным в рассмотренном диапазоне расходов.
Необходимо отметить, что при ширине щели 0,5-10“ 3 м получены наибольшие изменения ДСх при максимально возможном расходе отсасываемого газа. Поэтому необходимы дополнительные исследования при больших значениях расходон О—-1,5 -г-2,5-10_3 и больших ширинах щелей. Интересно также небольшое уменьшение эффективности отсоса при а = 0 и С^;1,4-10_3. Этот относительный минимум ДСх наблюдается по всем углам атаки, но с увеличением угла атаки расход газа, при котором наблюдается этот минимум, несколько уменьшается.
Например, при угле атаки 0 расход газа, при котором наблюдается относительный минимум ДСх, равен 1,4-10~3, при угле атаки 2°-----1,2-Ю-3, при угле атаки 4°-------1,1*10— 3. Это изме-
нение эффективности связано с изменением картины течения около щели.
На рис. 5, а показаны рассчитанные значения коэффициента подъемной силы Су в зависимости от угла атаки а. Сплошные линии соответствуют средним значениям Су каждой серии испытаний, вертикальными штрихами соединены минимальное значение Су и его максимальное значение проведенной серии испытаний. Погрешность измерения давления в каждой дренажной точке на профиле не превышает нескольких десятых процента, и этот разброс в величине Су вызван изменением числа и расхода отсасываемого газа за время проведения эксперимента.
Верхние кривые и заштрихованные области представляют зависимости соответствующего параметра при отсосе газа, а нижние— без отсоса газа. Таким образом, выбраны следующие границы доверительного интервала: верхняя граница—случайное максимальное значение соответствующего параметра в данной серии, нижняя граница—случайное минимальное значение. Это дает возможность получить экстремальные и средние оценки величины изменения аэродинамических характеристик профиля за счет отсоса газа.
Из рассмотрения рис. 5 видно, что значения коэффициентов Суу М2 увеличиваются за счет отсоса газа в рассматриваемом диапазоне углов атаки по сравнению с соответствующими коэффициентами без отсоса для рассматриваемого расхода газа.
Для коэффициента Су максимальное абсолютное изменение равно 0,08 при угле атаки о. = 4°. Отсюда можно оценить и эффективность метода отсоса газа через щели на поверхности профиля. Относительный размер щели равен — 2* 10~3, относительный расход газа G равен 1,3-10~3. Отсюда коэффициент импульса струи ^8-10~4, и коэффициент усиления воздействия струи примерно равен 100. В то же время в методах, где используется вдув газа* достигается коэффициент усиления, равный примерно 20 [3] при CV = 0,02, что требует большего отбора мощности у двигательной установки, чем при отсосе газа.
В данном примере особенно ярко проявляется основная особенность трансзвуковых течений около профиля — небольшие изменения формы профиля (здесь за счет отсоса) приводят к значительным изменениям в поле течения около профиля и его аэродинамических сил. Естественно, что эффективность метода критичным образом зависит от места приложения силового воздействия— для рассматриваемого метода от расположения щелей на профиле.
Из рассмотрения рис. 5, 6 видно, что отсос газа более эффективен по сравнению со вдувом и но другой причине. На этом рисунке представлено изменение коэффициента момента тангажа Мг (момент тангажа рассчитан относительно центра тяжести профиля) в зависимости от угла атаки а. При отсосе газа Мг уменьшается по абсолютной величине, т. е. увеличивается сбалансированность профиля. В то же время при щелевом вдуве Mz увеличивается по абсолютной величине, и необходимы дополнительные устройства для демпфирования этого момента.
Обычно в экспериментальной практике и ряде приближенных методов расчета вязких трансзвуковых течений используется критерий: считается, что при Ср \х^^0 нет отрыва пограничного слоя, а в противном случае имеется отрывная зона течения. Разумеется, это весьма приближенный критерий возникновения отрывного течения, однако он позволяет провести некоторые оценки.
Отсос газа приводит к систематическому повышению давления на верхней и нижней поверхностях даже в случае, когда открыта щель только на верхней поверхности. Если воспользоваться указанным выше приближенным критерием и проследить за точкой, из которой Сри — 0, то из экспериментальных данных следует, что отсос газа при данном расходе приводит к сдвигу момента возникновения отрывных течений на большие углы атаки — в приведенном примере с 2 — 3° до 4 — 5° (нижняя оценка получена по среднему значению Cpte на нижней поверхности, а верхняя — по
CpteB)*
Интересно отметить следующий факт: при увеличении числа Моо набегающего потока от 0,85 до 0,9 около щели создавалась система скачков, аналогичная системе скачков около задней кромки профиля при числах Moo^l. В дальнейшем при увеличении числа Мао до 0,97 и уменьшении до 0,87 подобная система сохранялась, хотя наблюдалось некоторое изменение в углах наклона скачков уплотнения. Этот факт можно объяснить стабилизирующим дейст-
вием отсоса газа через щель, поскольку при закрытых щелях этого не наблюдалось. Поэтому требуется более детальное изучение этого явления.
Таким образом, экспериментальные* исследования показали, что щелевой отсос газа через поверхность крыльевого профиля является достаточно эффективным средством для улучшения аэродинамических характеристик крыла. Оценки показывают, что щелевой отсос является более эффективным, чем щелевой вдув, вследствие меньших энергетических затрат, требующихся на организацию отсоса газа, лучших моментных характеристик и одновременного увеличения Су и улучшения Сх. Однако эффективность щелевого отсоса газа в значительной степени зависит от положения щели на поверхности профиля. Поэтому наиболее перспективно использовать щелевой отсос на крейсерских режимах полета самолетов с крыльями большого удлинения.
В заключение авторы благодарят В. Я- Нейланда за внимание и полезные советы, а также А. А. Пулькина и В. П. Платова, которые сконструировали модель для экспериментов.
ЛИТЕРАТУРА
1. Yoshihara Н., Carter W.t F a 11 a J„ М a g n u s R., Murray R. Aeronautical exploratory research on advanced jet flap supercritical airfoils. General Dynamics TR 3171 — 2172, AD — 744036, J972.
2. Spee В. M. Technical evaluation report on fluid dynamics panel symposium on V/STOL aerodynamics. AGARD-AR-78, 1975.
3. Yoshihara H., Zonars D, The transonic jet flap-review of recent results. National Aerospace Engineering and Manufacturing Meeting Culver City, Los Angeles, november 17 — 20, 1975.
4. M e r t a и g h L. J.f К i r a n N. S., D e у S. Twodimensional wind-tunnel test on variable-camber airfoil with distributed suction boundary layer control. Report AD—766—304, 1973.
5. M e г t a и g h L. J., D a m a n i a R. В., P a i 11 e I F. L. An investigation of near-field wake behind a full-scale test aircraft. ,J. of Aircraft*, IX, vol. 14, N 9, 1977.
6. Ohm an L. H. The role of the NAE 5-foot -5-foot wind tunnel in the development of modern airfoil sections. Report NO. DME/NAE, 1975 (3), ISSN 0047-9055.
7. Peake D. J., Bon ker A. J., M о kг у M. Transonic lift augmentation of two-dimensional supercritical aerofoils by means of aft camber, slot blowing and jet flops. .Fluid Dynamics, Aerodynamics and Gas Dynamics*, vol. I, Jerusalem, 1974.
8. Whitt ley D. C.( Ejector-Powered lift system for V/STOL aircraft. CASI Journal, vol. 20, 1974.
9. Murphy W. D., M a 1 m и t h N. D. A relaxation solution for transonic flow over three — dimensional jet-flapped wings. .A1AA Paper* N 76-98.
10. Finke K. Shock oscillation in transonic flows and their prevention symposium transsonicum II, ed K. Oswatitsch and D. Rues, Gottingen, September 8— 13, 1975.
11. Краснов H. Ф., Кошевой В. H,, Данилов А. П., 3 а-харченко В, Ф., Боровский Е. Э., X л у п и о в А. И. .Прикладная аэродинамика", М., .Высшая школа*, 1974.
Рукопись поступила 23Ц I9SI г.
