"Изучение свойств крыла с волнистой поверхностью и его применение для создания новых образцов малоразмерных летательных аппаратов". тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 01.02.05, доктор технических наук Зверков, Илья Дмитриевич

• Зверков, Илья Дмитриевич
• доктор технических наук
• 2013

Оглавление диссертации доктор технических наук Зверков, Илья Дмитриевич

Список основных условных обозначений.

Глава 1. Введение и обзор предыдущих исследований.

1.1. Особенности структуры пограничного слоя при малых числах Рейнольдса.

1.2. Способы воздействия на ламинарно-турбулентный переход при малых числах Рейнольдса.

1.3. Аэродинамические характеристики крыла конечного размаха.

1.4. Скользящее крыло при малых числах Рейнольдса.

1.5. Вариации параметров волнистости поверхности крыла.

1.6. Морфное крыло.

1.7. Вариоформное секционное крыло (ВФС крыло).

Глава 2. Модели, методики и аэродинамические

Трубы, использованные в работе.

2.1. Модели крыльев.

2.1.1. Модель классического и волнистого крыла малого удлинения (А-=1).

2.1.2. Конструирование профиля 2-15для моделей с удлинением ^=1,2,3.5.

2.1.3. Модели крыла с профилем 2-15-25 и удлинением Х-2.

2.1.4. Модели крыла с профилем 2-15-25 и удлинением ^=3.5.

2.1.5. Прозрачные модели крыла с профилем 2-15-25 и удлинением А,=1.

2.1.6. Крыло модели планера.

2.1.7. Вариоформное секционное крыло (ВФС-крыло).

2.2. Методики исследования.

2.2.1. Метод сажемасляной визуализации.

2.2.2.Термоанемометрические измерения при помощи автоматизированного измерительного комплекса (АИК).

2.2.3. Тепловизионная визуализация.

2.2.4. Методика пневмометрических измерений.

2.2.5. Весовые измерения.

2.2.6. Измерения методом Р1У.

2.3. Аэродинамические трубы.

2.3.1. Аэродинамическая труба Т-324.

2.3.2. Аэродинамическая труба МТ-324.

2.3.3. Аэродинамическая труба СС-19.

2.3.4. Малотурбулентная аэродинамическая труба ВРУЬЯ-АУА.

Глава 3 Исследование структуры пограничного слоя классического и волнистого крыла малого удлинения (^=1) при угле атаки а=0°.

3.1. Анализ картин визуализации на гладком и волнистом крыле удлинения А,=1 профиль P-III-A.

3.2. Сопоставление распределения давления вдоль хорды моделей с границами отрывного пузыря.

3.3. Развитие возмущений на гладком и волнистом крыле вниз по потоку.

3.4. Применение линейной теории устойчивости к течению в пограничном слое классического и волнистого крыла.

3.5. Выводы к главе 3.

Глава. 4. Особенности ламинарно-турбулентного перехода на классическом и волнистом крыле конечного размаха (Х,=1- 3.5).

4.1. Влияние числа Рейнольдса на структуру отрывного пузыря классического крыла.

4.2. Изучение влияния перегородок и степени турбулентности набегающего потока на отрывной пузырь в пограничном слое классического крыла.

4.3. Исследования спектров пульсаций в оторвавшемся пограничном слое гладкого и волнистого крыла.

4.4. Сопоставление результата экспериментов по определению центральной частоты пакета волн неустойчивости с гипотезой X = 2 пд

4.5. Исследование положения ламинарно-турбулентного перехода вдоль периода волны поверхности волнистого крыла.

4.6. Выводы к главе 4.

Глава 5. Исследование аэродинамических характеристик классического и волнистого крыла с прямой и скользящей передней кромкой.

5.1. Трансформация отрывной зоны на моделях классического и волнистого крыла с удлинением Х= при увеличении угла атаки в малотурбулентном потоке.

5.2. Исследование структуры течения и аэроднамических характеристик моделей с Х=\ в аэродинамической трубе СС-19.

5.3. Весовые измерения на классическом крыле с удлинением А.=3.5 при различной степени турбулентности.

5.4. Исследование аэродинамических характеристик классического и волнистого крыла и сопоставление результатов со структурой течения в пограничном слое.

5.5. Изучение срыва потока на скользящем крыле с классической и волнистой поверхностью.

5.6. Выводы к главе 5.

Глава 6. Изучение изменения структуры пограничного слоя и аэродинамических характеристик на волнистом крыле при вариации параметров волнистости.

6.1. Изменение параметров волнистости на крыле малого удлинения Х,-1.

6.2. Измерение аэродинамических характеристик моделей классического и волнистого крыла с удлинением А,=5.

6.3. Визуализация режимов течения на модели крыла с удлинением Х=5.

6.4 Выводы к главе 6.

6.5 Описание патента № 2294300 РФ. «Несущая поверхность».

Глава 7. Концепция вариоформного секционного (ВФС) крыла. Расчёт храктеристик профиля перспективного летательного аппарата с ВФС-крылом.

7.1. Экспериментальное исследование аэродинамических характеристик вариоформного секционного крыла.

7.2. Применение вариоформного секционного крыла для управления летательным аппаратом.

7.3. Расчёт характеристик профиля модели вариоформного крыла.

7.4. Выводы к главе 7.

7.5. Описание патента №2412864 РФ «Способ управления аэродинамическими характеристиками несущей поверхности. Несущая поверхность».

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «"Изучение свойств крыла с волнистой поверхностью и его применение для создания новых образцов малоразмерных летательных аппаратов".»

Крылом в авиационной технике называют поверхность для создания подъёмной силы. Лопасть - это по сути то же крыло, но вращающееся вокруг оси которая, в общем случае, перпендикулярна плоскости образуемой хордой и размахом крыла.

Уникальность крыла, как механизма взаимодействия между сплошной средой и отдельным твёрдым телом были раскрыты нашими великими соотечественниками Николаем Егоровичем Жуковским и Сергеем Алексеевичем Чаплыгиным. Из их работ известно, что за величину единичной по размаху силы перпендикулярной направлению движения отвечают три параметра: р - плотность среды, - скорость движения тела и Г - величина циркуляции вокруг тела (или другими словами интенсивность присоединённого к крылу вихря).

Г = рит г

Наиболее интересным с точки зрения науки и инженерного дела оказался именно третий параметр, Г - циркуляция, именно влияя на него, удаётся либо сохранять заданные параметры движения тела в сплошной среде либо способствовать их изменению. К примеру, самолёт, имея один и тот же вес, благодаря возможности изменить величину циркуляции вокруг крыла, может лететь прямолинейно с разной поступательной скоростью.

Сложность и интересность задачи изменения циркуляции, а значит и аэродинамических характеристик крыла заключается в том, что циркуляция V тоже зависит от многих параметров. Прежде всего, от геометрических параметров крыла и его положения по отношению к потоку (так называемый угол атаки а). Как известно, для крыла с ростом угла атаки происходит рост циркуляции, а значит и подъёмной силы. Однако это происходит лишь до определённых критических углов атаки а^, после чего следует отрыв пограничного слоя и подъёмная сила падает. Это означает, что возможности управления циркуляцией и соответственно аэродинамическими характеристиками крыла зависят и от параметров пограничного слоя. Важнейшим из этих параметров считается число Рейнольдса. Которое показывает соотношение сил трения и сил инерции в обтекающей крыло среде. С другой стороны, на пограничный слой влияют другие факторы, такие как величина и характер возмущений в набегающем потоке или локальные возмущения, вносимые в поток с поверхности самого крыла.

С 20-х годов прошлого века полётные числа Рейнолдса взятые по хорде крыла перевалили отметку 106. При таких числах Рейнолдса аэродинамические характеристики крыла не значительно зависели от степени турбулентности набегающего потока и от локальных особенностей поверхности крыла. По этому, все эти влияния были изучены слабо.

В настоящее время динамично развивается область применения беспилотной и малоразмерной пилотируемой авиации. Важнейшим фактором, определяющим облик и параметры будущего малоразмерного летательного аппарата (МЛА), является совокупность аэродинамических характеристик его крыла. В работе [1] показано, что уменьшение взлётного веса ЛА неуклонно ведёт к снижению числа Рейнольдса по хорде крыла для большого класса беспилотных летательных аппаратов (рис 1.1).

1.Е+06 "" 1.Е+05 1.Е+04 1.Е+03 " Л? 1.Е+02 " 1» 1.Е+01 " 2 1.Е+00 --1.Е-01 1.Е-02 1.Е-03 1.Е-04

1.Е-ЮЗ апё иАУв

ЛА для запуска с руки)

НА (ЛА с применением нано технологий)

1.Е+04 1.Е+05 1.Е+06 1.Е+07 1.Е+08 КеупоИв 1ЧитЬег

Рис.1.1. Зависимость взлётной массы летательного аппарата от полётного числа

Рейнольдса.

Получая аэродинамические характеристики крыльев при числе Рейнольдса по хорде крыла ниже 500000, исследователи сталкиваются с рядом проблем, одна из которых - возникновение отрыва пограничного слоя в области положительного градиента давления. Отрывной пузырь может иметь протяжённость более 5% хорды крыла и начинает играть важнейшую роль в процессах ламинарно-турбулентного перехода пограничного слоя и срыва потока с передней кромки крыла.

Заключение диссертации по теме «Механика жидкости, газа и плазмы», Зверков, Илья Дмитриевич

7.4. Выводы к главе 7.

Проведено экспериментальное исследование возможности управления режимами обтекания вариоформного секционного крыла. Рассмотрена возможность управления летательным аппаратом с помощью ВФС крыла. С помощью упрощенной модели на основе программы расчёта классических профилей Х£оП рассмотрены технически реализуемые варианты применения ВФС крыла для управления самолётом по крену. В результате можно сформулировать следующие выводы:

1. Установлено, что меняя параметры волнистости крыла можно управлять режимом обтекания крыла на околокритических углах атаки.

2. Показана возможность создания крыла с гибкой обшивкой, которая позволяет создавать прирост АСуа от 0.19 до 0.29 что может быть достаточным для управления БПЛА без применения классической механизации крыла.

Вариант с гибкой обшивкой и жёсткими нервюрами может рассматриваться только для маломаневренных летательных аппаратов создаваемых для целей наблюдения или долговременного барражирования в спокойных атмосферных условиях. В случае требования к БПЛА высокой манёвренности в условиях полёта по пересечённой местности на малой высоте или в высокотурбулентных условиях атмосферы предпочтение должно быть отдано варианту с гибкой обшивкой и деформируемыми нервюрами. Этот вариант не только даёт достаточный прирост подъёмной силы, но и по расчётам может обеспечить увеличение критического угла атаки. Для экспериментальной проверки полученных результатов будут построены две модели с эластичной обшивкой и удлинением А,=3.5, одна с жесткими, а другая с деформируемыми нервюрами. На основе результатов данных исследований был получен патент.

7.5. Описание патента №2412864 РФ «Способ управления аэродинамическими характеристиками несущей поверхности. Несущая поверхность»

Изобретение относится к области аэродинамики и гидродинамики, и может найти применение для улучшения обтекания поверхности летательных аппаратов, автомобилей, кораблей, лопастей ротора ветроэнергетической установки, а также для управления аэродинамическими характеристиками несущей поверхности, например летательного аппарата.

Существует ряд способов управления структурой течения на аэродинамических несущих поверхностях, например летательных аппаратов.

Классическое управление летательным аппаратом осуществляется с помощью местного изменения кривизны несущей поверхности (крыла). В случае изменения угла крена элероны отклоняются на углы противоположные по знакам, создавая момент крена, при изменении угла тангажа отклоняется руль высоты, меняя кривизну и как следствие, меняя подъемную силу на горизонтальном оперении которая в свою очередь создает момент тангажа, аналогично происходит управление углом рысканья. Изменение подъемной силы основной несущей аэродинамической поверхности осуществляется отклонением предкрылков и закрылков.

Во всех указанных случаях для обеспечения отклонения элементов управления летательного аппарата необходима сложнейшая система приводов, направляющих, узлов крепления и усилений, что неизбежно ведет к усложнению конструкции и увеличению веса аппарата в целом.

При классической системе органов управления возникают негативные эффекты от щелевых элементов, например наличие щелей между крылом и элероном увеличивает сопротивление и стимулирует срыв потока, к тому же профиль получается с резкими изменениями кривизны (изломами) что негативно влияет на его аэродинамические характеристики.

Известен способ управления отрывом потока на обтекаемой несущей поверхности /Патент 1Ш№ 2328411, МПК В64С21/10, 2006 г./, который включает механическое воздействие на вихревое течение, возникающее в зоне отрыва. Воздействие осуществляют с помощью перегородок и выдува воздуха из щелевидных отверстий, расположенных на обтекаемой поверхности вдоль потока.

Недостатком данного способа является дополнительные энергетические затраты на выдув воздуха из щелевидных отверстий, расположенных на обтекаемой поверхности вдоль потока.

Известно устройство /Патент БШ № 2128601, МПК В64С21/10, 1997 г./, в котором для управления обтеканием аэродинамической поверхности используется устройство - регулятор положения точки отрыва потока, предназначенный для создания завихрений в ~ пограничном слое и определения места отрыва потока от поверхности. Турбулизатор представляет выдвижной стержень, выступающий за обшивку тела в набегающий поток. Выдвижение турбулизатора регулируется для создания оптимального спектра обтекания.

Недостатком применения выдвижных турбулизаторов является механическая сложность конструкции и увеличение лобового сопротивления при их выдвижении

Известна несущая поверхность /Патент 1Ш № 2294300, МПК В64С 21/10, 2005 г./, где для увеличения критических- углов атаки применяют «волнистое крыло». Применение волнистости значительно увеличивает критические углы атаки с несущественным увеличением лобового сопротивления. Однако на крыле с постоянной волнистостью не возможно управление структурой течения, также как невозможен подбор оптимальной волнистости под каждый режим полета.

Существует способ изменения кривизны с более плавными переходами это так называемое адаптивное крыло /Патент 1Ш № 1762488, МПК ,.1990 г. однако система управления и особенности конструктивного решения также чрезвычайно усложняют и увеличивают вес конструкции, к тому же затянутые во времени процессы изменения кривизны делают управление достаточно инерционным, что не приемлемо для быстро изменяющихся условий полета.

Задачей изобретения является повышение эффективности управления аэродинамическими характеристиками несущей поверхности, например крыла летательного аппарата.

Поставленная задача решается благодаря тому, что управление осуществляют за счет изменения конфигурации эластичной, адаптируемой к конкретным условиям полета несущей поверхности на ее обеих сторонах, при подаче или отсосе воздуха через клапаны герметичных секций, размещенных внутри несущей поверхности вдоль всей ее длины. Воздух в герметичные секции может быть подан или откачан в любой комбинации и последовательности.

Формула изобретения

Несущая поверхность выполнена из эластичной оболочки закрепленной на жестком каркасе с возможностью изменения своей конфигурации, посредством герметичных секций с клапанами для подачи или отсоса воздуха, расположенных между эластичной оболочкой и жестким каркасом по всей несущей поверхности, так что эластичная оболочка, на участках не подкреплённых каркасом, может деформироваться внутрь или наружу, изменяя конфигурацию всей несущей поверхности.

Форма герметичной секции может быть любой при условии обеспечения площади оболочки не подкреплённой каркасом, равной 0.001Н2, где Н - характерный размер, хорды несущей поверхности.

Прогиб оболочки, не подкреплённой каркасом, должен обеспечиваться не менее 0.0001 Н, где Н - харатерный размер хорды несущей поверхности.

Преимуществом предложенного технического'решения является то, что оно позволяет существенно упростить конструкцию аэродинамической

214 несущей поверхности, и как результат, эксплуатацию летательного аппарата без ухудшения маневренности. Особенность предложенных способа управления и устройства заключается в следующем: силовые элементы состоят из жесткого силового набора: лонжероны, нервюры, шпангоуты и гибкой эластичной обшивки закрепленной жестко к контурным силовым элементам, вся площадь несущей поверхности разделяется на герметичные секции, отвечающие за определенный процесс в управлении летательного аппарата. Каждая секция связана пневмотрассой с воздушным компрессором, который может быть установлен в корпусе летательного аппарата. Секции связаны между собой управляемыми клапанами, для возможности объединения в блоки с целью увеличения эффективности управления. Управление осуществляется посредством перепада давления в секциях. При разряжении на поверхности будет «впадина» при нагнетании «горб», тем самым изменяя «среднюю» кривизну профиля несущей поверхности, и как следствие значение и направление подъемной силы что и обеспечит возникновение необходимых сил и моментов, т.е. изменит аэродинамические характеристики несущей поверхности летательного аппарата.

Также образование горбов и или впадин в районе передней кромки крыла будет влиять на величину критического угла атаки крыла, что также может быть использовано как средство управления летательным аппаратом.

Указанные признаки не выявлены в других технических решениях при изучении уровня данной области техники и, следовательно, решение является новым и имеет изобретательский уровень

На рис. 7.17 схематично изображена часть несущего элемента ; на рис. 7.18 — среднее продольное сечение секции несущего элемента ; на рис. 7.19 -мидельное сечение секции несущего элемента.

Несущий элемент содержит жесткий каркас Ь(рис. 7.17) состоящий из продольного 2 и поперечного 3 силового набора, эластичной оболочки 4 образующих в совокупности систему герметичных секторов, соединенных управляемыми клапанами 5.

Рис. 7.17. Эскиз конструкции несущей поверхности с элластичной обшивкой.

На рис. 7.18 среднее продольное сечение секции: РО - внешнее давление Р1- давление в верхней части секции, Р2 - давление в нижней части секции. При Р1=Р2=Р0 контур верхней части эластичной обшивки 6 и нижней части эластичной обшивки 8 совпадет соответственно с верхним контуром 7 и нижним контуром 8 поперечного силового элемента 3. При Р1^Р0 и Р2^Р0 контура обшивки 6 и 8 будут отличны от контуров 7 и 9 соответственно поперечного силового элемента 3.

РО

Рис. 7.18. Эскиз поясняющий дифформацию профиля при изменении давления во внутренних полостях крыла.

Рис. 7.19. Мидельиое сечение секции несущего элемента в случае когда Р1>Р0, Р2< РО с образованием «гоба» 10 и впадины 11.

Управление аэродинамическими характеристиками несущей поверхности осуществляется следующим образом. С помощью пневматической системы (на рис. не показано) и системы клапанов 5 (см. рис.7.17,7.19) в выбранной секции либо комбинации секций создается необходимый перепад давления, тем самым эластичная оболочка 4 образует горб 10, либо впадину 11.

Пример 1.

Рассмотрим, к примеру, взлет летательного аппарата. На летательном аппарате с классической системой управления с целью сокращения дистанции взлета отклоняют либо выпускают закрылки и предкрылки, чтобы изменить кривизну профиля и тем самым увеличить коэффициент подъемной силы, однако при этом существенно растет и коэффициент лобового сопротивления. В случае взлета летательного аппарата с крылом предложенной несущей поверхности - все верхние секции крыла надуваются, образуя «горбы» а нижние спускаются образуя впадины. Вследствие этого изменяется средняя кривизна профиля несущей поверхности, что в свою очередь приводит к увеличению коэффициента подъемной силы.

Пример 2.

Рассмотрим случай, когда необходимо максимально уменьшить сопротивление, например, с целью ускоренного пикирования, то при создании разряжения во всех секциях появляются впадины, что приводит к уменьшению мидельного сечения всей несущей поверхности (крыла) и как следствие, к уменьшению сопротивления. Используя различные комбинации секторов и перепадов давления возможно создание необходимых моментов крена, тангажа и рысканья, и как следствие эффективное управление летательным аппаратом.

Заключение и выводы в целом по диссертации

В данной работе проведено комплексное исследование обтекания классических и волнистых крыльев для малоразмерных летательных аппаратов при натурных числах Рейнольдса. Эксперименты выполнялись в аэродинамических трубах при числах Рейнольдса от 0.54-3.26*105 с использованием шести взаимодополняющих методов исследования. Основное внимание уделялось изучению физических процессов, происходящих при переходе к турбулентности в пограничном слое крыла и при отрыве потока. Полученные сведения могут быть использованы при разработке новых моделей малоразмерных летательных аппаратов, а также для верификации численных методов расчёта течений данного класса. Основные результаты работы заключаются в следующем:

1. При проведении экспериментов в условии низкой степени турбулентности 8=0.04% при Яе~105 обнаружено, что размах классической модели должен быть больше, чем удвоенная ширина отрывного пузыря по хорде, иначе вся задняя граница будет занята областью трёхмерного течения. Найдено, что при проведении весовых измерений при малых числах Рейнольдса повышение степени турбулентности с 8 = 0.04% до 8 = 0.64%), может на 20% увеличить максимальный Суа и до 30% уменьшить лобовое сопротивление за счёт устранения срыва потока.

2. Обнаружено, что на волнистом крыле, в отличие от классического, образуются локальные отрывные пузыри, расположенные вдоль линии впадины. Установлено, что ламинарно-турбулетный переход вдоль линии впадины протекает по такому же сценарию, как и на классическом крыле, через развитие волн неустойчивости в оторвавшемся сдвиговом слое. Показано, что образующийся пакет волн неустойчивости в пограничном слое вдоль впадины на волнистом крыле может быть хорошо описан с помощью линейной теории устойчивости в локально-параллельном приближении.

3. Найдено, что вдоль линии горба на волнистом крыле ламинарно-турбулентный переход происходит ниже по потоку, чем вдоль линии впадин. Показано, что смещение максимальной толщины профиля волнистого крыла на 10% по хорде приводит к смещению на 20% положения ламинарно-турбулентного перехода вниз по потоку. Выявлено, что при осреднении по размаху ламинарно-турбулентный переход на волнистом крыле происходит раньше на 10-15%, чем на классическом.

4. Показано, что в условиях низкой степени турбулентности при числе Рейнольдса 1.3*105 волнистое крыло с профилем имеет на 50%, больший максимальный Суа и критический угол атаки, а для профиля 2-25 отсутствие гистерезиса подъёмной силы. Найдено, что волнистая поверхность провоцирует образование отрывных пузырей и ламинарно-турбулентный переход на наветренной стороне крыла, в то время как на классическом крыле, при этих же условиях наблюдается ламинарный пограничный слой. Выявлено, что при обтекании модели крыла под углом скольжения при малых числах Рейнольдса в области критических углов атаки волнистое крыло не только не теряет своих преимуществ перед гладким, но и обладает более ранним присоединением потока с ростом угла скольжения.

5. Найдено, что на крыле малого удлинения (А,=1) наибольший угол атаки, при котором сохраняется присоединённое течение из всех испробованных вариантов волнистости, достигается при параметрах:

1.3%, у=1%, £=12%, ск= 105%, при числах Рейнольдса ~105.

Установлено, что негативное влияние оказывает увеличение ширины впадины, поскольку увеличивается площадь отрывного пузыря.

Обнаружено, что уменьшение протяжённости горба до ск—54% на

220 крыле малого удлинения (Хг=1) снижает критический угол атаки только на 10%. Показано, что на крыле с большим удлинением (Х=5) частичная волнистость поверхности (ск=50%) способна устранить срыв потока и улучшить аэродинамические характеристики крыла.

6. Продемонстрировано, что разработанная концепция ВФС крыла позволяет осуществлять не только активное управление процессом ламинарно-турбулентного перехода и режимов обтекания на крыле, но и осуществлять полноценное управление летательным аппаратом в целом.

7. Из результатов проделанной работы можно заключить, что для летательных аппаратов с полетными числами Рейнольдса порядка 105 специально спроектированная волнистость, расположенная на несущей поверхности продольно потоку, в общем случае положительно влияет на аэродинамические характеристики аппарата в широком диапазоне углов атаки и скольжения.

Перспективы дальнейших работ.

Тема обтекания крыла с волнистой поверхностью в свете результатов полученных в данной работе приобретает особую значимость в силу того, что открывает новые пути к активному управлению пограничным слоем, а также позволяет надеяться на применение обтекаемой волнистой поверхности в других технических областях.

Локализация отрывных зон позволит применить локализованный отсос пограничного слоя, что возможно скажется на сход крупномасштабных вихрей из отрывной зоны и соответственно на переход от ламинарного течения к турбулентному. Исследования показали, что конвективная неустойчивость пограничного слоя в области отрыва на волнистом крыле, также хорошо предсказуема как и на классическом, а это значит, что с помощью локального источника периодических возмущений в зоне отрыва

221 можно попробовать повлиять и на этот тип неустойчивости. Остаётся открытым вопрос о полной ликвидации отрыва с помощью волнистости более сложной структуры, чем та, которая была исследована в данной работе.

Нельзя ещё раз не отметить тот факт, что наличие угла скольжения у волнистого крыла не ухудшает его характеристик, а это открывает перспективы использования таких крыльев в качестве лопастей ветроэнергетических установок. Лопасти ветроэнергетических установок с установленной мощностью до 100 кВт как раз работают в областях чисел Рейнольдса, где применение волнистой поверхности крыла даёт ощутимый эффект.

Полезной данная работа может оказаться и конструкторам сверхлёгких летательных аппаратов. Результаты работы показали, что крупномасштабная волнистость обшивки сравнимая с толщиной крыла или радиусом передней кромки не скажется негативно на аэродинамических свойствах крыла, а это значит можно изобретать новые конструкции крыльев и, возможно, уменьшить их вес без ущерба для прочностных характеристик.

Возможно, свойства волнистой поверхности окажутся полезны и для различного рода гидравлических устройств, где присутствуют сочетания отрицательных и положительных градиентов давления, например диффузоры и конфузоры. Свойство волнистой поверхности сохранять присоединённый пограничный слой при положительном градиенте давления может повлиять на характерные размеры таких устройств.

Список литературы диссертационного исследования доктор технических наук Зверков, Илья Дмитриевич, 2013 год

1. Pelletier A., Mueller Т. J. Aerodynamic force/moment measurement at very low Reynolds // Proceedings of the 46th annual conference of the Canadian Aeronautics and Space Institute.— Montreal, 3-5 May 1999.— P. 59 68.

2. Бойко A.B., Грек Г.Р., Довгаль A.B., Козлов В.В. Возникновение турбулентности в пристенных течениях. — Новосибирск: Наука. Сиб. Предприятие РАН, 1999. — 328с.

3. Gaster М. The structure and behavior of separation bubbles. — ARC R and MNo. 3595, 1969. —33p.

4. Tani I.Low-Speed Flows Involviing Bubble Separations // Progress in Aeronautical Science. — 1964. — Vol. 5. — P. 70 103.

5. Lissman P.B. Low-Reynolds-Numder airfoil // annual Review of Fluid Mechanics. — 1983. — Vol.15. — P. 223 239.

6. Ward J.W. The behaviour and effects of laminar separation bubbles onairfoils in incompressible flow // Journ. of the Royal Aeronaut. Soc. — 1983. —Vol. 67. — P. 783 790.

7. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. — М.: Наука, 1969. — 742 с.

8. Жук В.И., Рыжов О.С. Свободное взаимодействие и устойчивость пограничного слоя в несжимаемой жидкости // Докл. АН СССР. — 1980.— Т. 253, № 6. — С. 1326 1329.

9. Smith F.T. On the non-parallel flow stability of the Blasius boundary layer // Proc. Roy. Soc. bond. A. — 1979. — Vol. 366, No. 1724. — P. 91-109.

10. Briley W.R. A numerical study of laminar separation bubble using the Navier-Stokes equations // Journ. Fluid Mech. — 1971. — Vol. 47. — P. 713-736.

11. Bestek H., Gruber K., Fasel H. Self-excited unsteadiness of laminar separation bubbles caused by natural transition. // The Prediction and Exploitation of Separated Flow. Royal Aeronaut. Soc., London, — 1989. — P. 14.1 14.16

12. Pauley L.L., Moin P., Reynolds W.C. The structure of two-dimensional separation // Journ. Fluid Mech. — 1990. — Vol. 220. — P. 397 411.

13. Taghavi H., Wazzan A.R. Spatial stability of some Falkner-Skan profiles with reversed flow // Phys. Fluids. — 1974. — Vol. 17. — P. 2181 2183.

14. Чжен П. Управление отрывом потока. — М.: Мир, 1979. — 552 с.

15. Eaton J.K., Johnston J.P. A review of research on subsonic turbulent flow reattachment // AIAA Journ. — 1981. — Vol.19. — P. 1093 1100.

16. Weibust E., Bertelrud A., Ridder S.O. Experimental investigation of laminar separation bubbles and comparison with theory // Journ. of Aircraft.1987. — Vol. 24. — P. 291 297.

17. McGhee R.J., Jones G.S., Jouty R. Performance characteristics from windtuimel tests of a low-Reynolds-number airfoil'// AIAA Paper. — 1988.1. No. 88-0607. — 13 p.

18. Azad R.S., Doell B. Behaviour of separation bubble with different roughness elements at the leading edge of a flat plate // Structure of Turbulence and Drag Reduction / Ed. A.Gyr. Springer, — 1990. — P. 8590.

19. Arena A.V., Mueller T.J. Laminar separation, transition, and turbulent reattachment near the leading edge of airfoils // AIAA Journ. — 1980. — Vol. 18. —P. 747-753.

20. Rannacher J. Untersuchung von geraden ebeneif Flugelgittern im kritischen Reynoldszahlbereich // Kurzfassung in Maschinenbautechnik. — 1969. — Vol. 18., Parti. — P. 2-10.

21. Brendel M., Mueller Т.J. Boundary-layer measurements on an airfoil at low Reynolds numbers // Joum. of Aircraft. — 1988. — Vol. 25. — P. 612 -617.

22. Leblanc P., Blackwelder R., Liebeck R. Experimental results on laminar separation on two airfoils at low Reynolds numbers // 29th Aerospace Sciences Meeting, Reno, USA. — 1991.

23. Raspet A., Cornish J. J., Brayant G. D., Delay of the stall by suction through distributed perforations // Aero. Eng. Rev.:—1952. — Vol. 11., № 6.—P. 52-60.

24. Zaman K.B.M.Q., McKinzie D.J. Control of laminar separation over airfoils by acoustic excitation // AIAA Joum. — 1991. — Vol. 29. — P. 1075-1083.

25. Зверков И.Д. Занин Б.Ю. Влияние формы поверхности крыла на отрыв потока // Теплофизика и аэромеханика — 2003. — Т. 10, № 2. — С. 197 -204.

26. Zverkov I.D., Zanin B.U., Kozlov V.V. Disturbances Growth in Boundary layers on classical and wavy surface wing // AIAA Journal.— 2008.— Vol. 46., No. 12.—P. 3149-3158.

27. Schmitz. F.W. Aerodynamik des Flugmodells. Duisburg, Carl Lange Verlag, 1952.

28. McMaster,J.H. and HendersonM.L. LowSpeed Single Element Airfoil Synthesis // Technical soaring — 1980. —Vol.2, No.2. -1-21.

29. Lin J. C. Review of research on low-profile vortex generators to control boundary-layer separation // Progress in Aerospace Sciences. — 2002.— Vol. 38. — 389—420

30. Gad-el-Hak, M. Flow Control: Passive, Active, and Reactive Flow Management. Cambridge, University Press, London, United Kingdom. Reprinted in paperback.— 2006.

31. Zverkov, I. D., Zanin, B. Yu. Wing form effect on flow separation // Thermal physics and Aeromechanics. — 2003. —Vol. 10, No. 2. — 197204.

32. Miklosovic, D. S., Murray, M. M., Howie,L.E., and Fish, F.E. Leading-Edge Tubrcles Delay Stall on Humpbuck Whale (Megaptera novaeangliae) Flippers // Physics of Fluids. — 2004. — Vol. 16, No. 5. — L39^*2.

33. Johari, H., Henoch, C., Custodio, D., and Levshin, A. Effects of Leading-Edge Protuberances on Airfoil Performance // AIAA Journal.— 2007.— Vol. 45., No. 11. — 2634-2641.

34. Kristy L. Hansen, Richard M. Kelso, Bassam B. Dally Performance Variations of Leading-Edge Tubercles for Distinct Airfoil Profiles // AIAA Journal — 2011.—Vol. 46., No. 1.—P. 185-194.

35. Stein, В., and Murray, M. M. Stall Mechanism Analysis of Humpbuck Whale Flipper Models // Unmanned Untethered Submersible Technology (UUST), Autonomous Undersea Systems Inst., Lee, NH, Aug. 2005.

36. Miklosovic, D. S., Murray, M. M Experimental Evaluation of Sinusoidal Leading Edges // Journal of Aircraft. — 2007. — Vol. 44. — 1404-1407.

37. Stanway, M. J. Hydrodynamic effects of leading-edge tubercles on control surfaces and in flapping foil propulsion. Master's thesis, MIT, Cambridge, MA,2008.

38. Zverkov I.D., Zanin B.U., Kozlov V.V. Disturbances Growth in Boundary layers on classical and wavy surface wing // AIAA Journal. — 2008. — Vol. 46., No. 12. — P. 3149-3158. .y

39. Косорыгин В. С. Лабораторный комплекс для изготовления миниатюрных термоанемометрических датчиков с нагреваемой нитью.-ИТПМ СО АН СССР, Новосибирск, 1982.-20 с.(деп.в ВИНИТИ 02.03.1982,№4166-82)

40. Ануфриев И.Е. Самоучитель MatLab 5.3/б.х. — СПб.:БХВ — Петербург, 2002. — 736 с.

41. Лабараторный практикум по азрдинамике. — Новосибирск, 200 L — 50 с. — (Уч. изд. Новосибирского Государственного Технического университета; №2107).

42. Мхитарян A.M. Аэрогидромеханика, М., «Машиностроение», 1984, С.202,203.

43. Adrian R.J. Scattering particle characteristics and their effect on pulsed laser measurements of fluid flow: speckle velocimetry vs. particle image velocimetry // Appl. Opt. — 1984.—Vol. 23. — P. 1690-1691.

44. Интернет сайт http://cas.ru

45. Echols, W.H. and Young, J.A.: Studies of Portable Air-Operated Aerosol Generators. NRL Report 5929, 1963.

46. М.П. Токарев, Д.М. Маркович, В.А. Бильский Адаптивныеалгоритмы обработки изображений частиц для расчёта мнгновенных полей скоростей // Вычислительные технологии —2007.—Т. 12., № 3. — С.109- 131

47. Багаев Г.И., Голов В.К., Медведев Г.В., Поляков Н.Ф.

48. Аэродинамическая труба малых скоростей Т-324 с пониженной степенью турбулентности// Аэрофизические исследования. — 1972. — С. 5-8.

49. Barbarino, S., Bilgen, О., Ajaj, R.M.,Friswell, M.I., Inman, D.J. A

50. Review of Morphing Aircraft I I Journal of Intelligent Material Systems and Structures (nMSS).—'2011. —Vol. 22., No.9.—. P. 823-877.

51. Friswell M.I., Inman D. J. Morphing Concepts for UAVs //.Proceedings of 21st Bristol UAV Systems Conference. —2006—P. 13.1-13.8.

52. Корнилов В.И Пространственные пристенные турбулентные течения в угловых конфигурациях. — Новосибирск: Наука. Сиб. издательская фирма РАН, 2000.—.С. 109 -114. '

53. Biber К., V.OL М., Tilmann С.Р. Some examples of airfoil design for future unmanned air vehicle concepts IIAIAA pap. — 2004 — 1245, 42nd Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Jan 5-8.

54. Чжен П. Отрывные течения. М., "Мир", 1973,;,т.2.

55. Briley W.R., McDonald Н. Numerical prediction of incompressible separation bubbles // J. Fluid Mech.— 1975.— Vol. 69.— P. 631-656.

56. Crimi P. and Reeves B.L. Analysis of leading-edge separation bubbles on airfoils IIAIAA Journ.— 1976. — Vol. 14.—P. 1548-1555.

57. Roberts W.B. Calculation of laminar separation bubbles and their effect on airfoil performance // AIAA Journ.— 1980.^ Vol. 18.— P. 25-31.

58. Vatsa V.N. and Carter J.E. (1984) Analysis of airfoil leading-edge separation bubbles IIAIAA Journ — Vol. 22.— P. 1697-1704.

59. Dini P., Maughmer M.D. A locally interactive laminar separation bubble model // AIAA Papar No. 90-0570.

60. Choi D.H., Kang D.J. Calculation of separation bubbles using a partially parabolized Navier-Stokes procedure // AIAA Journ.— 1991.— Vol. 29.— P. 1266-1272.

61. Smith A.M.O., Gamberoni N.-Transition, pressure gradient and stability theory // Douglas Aircraft Co. Rep. — 1956. — ES 26388

62. Van Ingen J.L. A suggested semi-empirical method for the calculation of the boundary layer transition region // Rept. UTH 74. — Delft Univ. of Technology, Dept. of Aerosp. Eng., 1956

63. Dini P., Selig M.S., Maughmer M.D. Simplified, linear stability transition prediction method for separated boundary layers // AIAA Journ. — 1992. — Vol. 30. —P. 1953-1961.

64. Drela M., Giles M.B. Viscous-inviscid analysis of transonic and low Reynolds number airfoils // AIAA Journ. — 1987. — Vol. 25. — P. 1347ijjj.

65. Van Ingen J.L. Research on laminar separation bubbles at Delft University of Technology // Separated Flows and Jets / Eds. V.V.Kozlov, A.V.Dovgal. Springer.— 1991. — P. 537-556.

66. Cebeci Т., Egan D.A. Prediction of transition due to isolated roughness // AIAA Journ. — 1989.— Vol. 27. —P. 870-875.

67. Masad J.A., Iyer V. Transition prediction and control in subsonic flow over a hump И Phys. Fluids. —1994.—Vol. 6.,No.l.—P. 313-327.

68. Козлов В.В., ЗверковИ.Д., ЗанинБ.Ю. Довгаль А.В. Рудяк В.Я., Борд Е.Г., Кранчев Д.Ф. Исследование развития возмущений отрывного ламинарного течения на крыле с волнистой поверхностью // Теплофизика и Аэромеханика. — 2007. — Т. 14, №3. — С. 343 351

69. Bippes H. Experimental investigation of topological structures in threedimensional separated flow // Boundary-Layer Separation / eds. F.T.Smith, S.N.Brown; Berlin: Springer-Verlag. — 1987.—p.379 382.

70. Tobak M., Peake D.J. Topological structures on three-dimensional separated flows H AIAA Pap. — 1981. — №81-1260. — 17 p.

71. Dallman V. Topological structures on three-dimensional vortex flow separation//./!/^ Pap. — 1983. — №83-1735. — 25p.

72. Weihs D., Katz J. Cellular patterns in poststall flow over unswept wings // AIAA J. — 1983. — Vol.21., №12. — P.1757-1759.

73. Бойко A.B., Довгаль :A:B., Занин Б:Ю., Козлов В.В. Пространственная структура отрывных течений на крыловых профилях (обзор) // Теплофизика и аэромеханика. — 1996. — Т.З., №1. — с.1 14.

74. Занин Б.Ю., Козлов. В.В. Натурные исследования структуры пограничного слоя // Уч. Зап. ЦАГИ. — 1983.—T. XIV, №6.— С. 109 -112.

75. Занин Б.Ю. о параметрах волн неустойчивости в пограничном слое // ИФЖ.— 1987. — Т. 53, №4. — С. 624 629.

76. Занин Б. Ю. Структура пограничного слоя на нижней поверхности крыла в полёте и в аэродинамической трубе // Уч. Зап. ЦАГИ. — 1991.—T. XXII, №3.— С. 118-122.

77. Диковская Н.Д., Занин Б.Ю. Экспериментальное и численное исследование устойчивости предотрывного течения на профиле крыла // ПМТФ.— 1989. — Т. 40, №1. — С. 126 132.

78. Диковская Н.Д., Занин Б.Ю. Сравнительные исследования устойчивости течения на наветренной и подветренной поверхностях крыла // Теплофизика и аэромеханика.— 2000.—Т. 7, №2.— С. 201 -208.

79. Красильщиков П.П. Серия профилей Р-11// труды ЦАГИ.— вып. 212. — 1935.-I

80. Чумак П.И., Кривокрысенко В.Ф. Расчёт проектирование и постройка сверхлёгких самолётов. —М: Патриот, 1991. — 238 с.

81. Список публикаций В рецензируемых журналах:

82. Козлов В.В., Занин Б.Ю.,Зверков И.Д. Развитие возмущений при одновременном возникновении двух типов отрыва на модели крыла // Теплофизика и аэромеханика. — 2001. — Т.8, №4. — С. 525 530.

83. Зверков И.Д., Занин Б.Ю. Влияние концевых шайб на топологию срывного течения на прямом крыле // Аэромеханика и газовая динамика. — 2002. — № 3. — С. 68 72.

84. Зверков И.Д., Занин Б.Ю. Влияние формы поверхности крыла на отрыв потока// Теплофизика и аэромеханика. — 2003. — Т. 10, № 2. —С. 205 -213.

85. Занин Б.Ю., Зверков И.Д., Козлов В.В., Павленко А.М. О новых методах управления дозвуковыми отрывными течениями // Вестник НГУ, серия: Физика. — 2007. — Т.2,вып.1.— С. 10 18.

86. Козлов В.В., Зверков И.Д., Занин Б.Ю. Довгаль A.B. Рудяк В.Я., Борд Е.Г., Крайнев Д.Ф. Исследование развития возмущений отрывного ламинарного течения на крыле с волнистой поверхностью // Теплофизика и Аэромеханика. — 2007. — Т. 14, №3. — С. 343 351

87. Занин Б.Ю., Зверков И.Д., Козлов В.В., Швленко A.M. Вихревая структура отрывных течений на моделях крыльев при малых скоростях потока // Изв. РАН, МЖГ. — 2008. — №6. — С. 114 120.

88. Zverkov I., Zanin В., Kozlov V. Disturbances Growth in Boundary Layers on Classical and Wavy Surface Wings // AIAA J. — 2008.— Vol. 46, No. 12.— P. 1023- 1033.

89. Zverkov I., Zanin В., Kozlov V. Laminar-turbulent transition and boundary layer separation on a wavy surface wing // Seventh1IUTAM Symposium on laminar-Turbulent transition (Eds. P. Schlatter, D.S. Henningson). Springer. — 2009.— P4.

90. Зверков И.Д., Козлов В.В., Крюков А.В. Исследование отрыва пограничного слоя на классическом и волнистом крыльях с помощью тепловизора // Вестник ИГУ. Серия : Физика. —^2010^— Т. 5, вып. 2. — С. 20-28.

91. Зверков И.Д., Козлов В.В., Крюков А.В. Влияние степени турбулентности набегающего потока в аэродинамической трубе на отрыв пограничного слоя // Теплофизика и аэромеханика. — 2011.— Т. 18, № 2.1. С. 213-224.г*- ^

92. Зверков И.Д., Козлов В.В., Крюков А.В. Влияние волнистости на структуру пограничного слоя и аэродинамические характеристики крыла конечного размаха // Вестник ИГУ. Серия: Физика. — 2011.— Т. 6, вып. 2. — С. 26 42.

93. Зверков И.Д., Козлов В.В., Крюков А.В. Улучшение-аэродинамических характеристик крыла малоразмерного аппарата // Доклады академии наук.2011. —т. 440, №6. —С. 1 -4.

94. Зверков И.Д., Козлов В.В., Крюков А:В. Особенности обтекания прямого и скользящего крыла конечного размаха с гладкой и волнистой поверхностью в области критических углов атаки // Вестник НГУ. Серия: Физика. — 2012. — Т.4, вып. 2. — С. 26-42.

95. Пат. № 2242403 РФ МПК В64С1/00. Гибкое крыло / Зверков Илья Дмитриевич; Патентообладатель ИТПМ СО РАН; заявка № 2003104093/11 от 11.02.2003 опубликовано 20.12.2004. Бюл. №4.

96. Пат. № 2294300 РФ МПК В64С21/10. Несущая поверхность / Зверков Илья Дмитриевич ,3анин Борис Юрьевич , Козлов Виктор Владимирович; Патентообладатель ИТПМ СО РАН; заявка № 2005108143/11 от 22.03.2005, опубликовано 22.02.2007 Бюл. №6.

97. Zverkov I.D. Influence of the streamwise surface bulges upon flow separation from the wing // The 6th Russian-Korean International Symposium on Science and Technology, abstracts and CD-ROM Proceedings. —Novosibirsk, 2002.

98. Zanin B.Yu., Zverkov I.D. Influence boundary conditions on properties of stall // Proceedings of the International Conference on the Methods of Aerophysical Research. — Novosibirsk, 2002.— Pt II., P. 183 186.

99. Зверков И.Д. Б.Ю. Занин Сравнительные экспериментальные исследования отрывного обтекания прямых крыльев с гладкой и волнистой поверхностью: Препринт РАН Сиб. отд. Инст. теорет. и прикл. механики; № 6. — Новосибирск, 2002. — 35с.

100. Зверков И.Д. Влияние формы поверхности крыла на отрыв потока // Материалы VII всероссийской конференции молодых учёных

101. Актуальные вопросы теплофизики и физическойгидрогазодинамики". — Новосибирск, 2002. — С. 53.

102. Зверков И.Д. Сбоев Д.С. Структура пограничного слоя на модели крыла с волнистой поверхностью // Материалы III всероссийской конференции молодых учёных "Проблемы механики: теория эксперимент новые технологии". — Новосибирск, 2003. — С. 13-14.л»

103. Zverkov I.D., Sboev D.S. Application of a combined method to study the separation flows on a wavy-surface wing model // Proceedings of the International Conference on the Methods of Aerophysical Research. — Novosibirsk, 2004. —Part. 1, P. 233 238.

104. Зверков И.Д. Экспериментальное исследование отрывного обтекания прямых крыльев с гладкой и волнистой поверхностью: Дис. канд.техн.наук.— Новосибирск, 2004.— 18с.

105. Зверков И.Д, Занин Б.Ю. Применение крыла с волнистой поверхностью для малоразмерных летательных аппаратов В кн.: тезисы докладов 62 научно-технической конференции, посвящённой 75-летию НГАСУ.— Новосибирск, 2005. — С. 43.

106. Козлов B.B., Занин Б.Ю., Зверков И.Д. Новый вид- несущей поверхности для малоразмерных летательных аппаратов // тезисы конференции «Авиация и космонавтика-2005». — Москва, 2005. — С. 14.

107. Kozlov V.V., Zverkov I.D., Zanin B.Yu. Investigation of flow structure upon new wing section for small UAVs and MAVs // Euromech Fluid Mechanics Conference 6 (EFMC6 KTH). — Stokholm, June 26-30, 2006. — P. 131

108. Зверков И.Д., Занин Б.Ю. Оптимизация параметров волнистости поверхности крыла для малоразмерных летательных аппаратов // Тез.докл. 63 научно-технической конференции НГАСУ(СИБСТРИН). — Новосибирск, 2006. — С.53

109. Zanin B.Yu., Kozlov V.V., Zverkov I.D., Pavlenko A.M. Receptivity of subsonic separated flows to external influence // Proc. Int. Conference on the Methods of Aerophysical Research. — Novosibirsk, 2007. — Part. 1, P. 210-215.

110. Зверков И.Д., Занин Б.Ю. Исследование аэродинамических характеристик крыльев малоразмерных летательных аппаратов с гладкой и волнистой поверхностью // Тезисы докладов 65 научно-технической конференции НГАСУ (Сибстрин). — Новосибирск, 2008. — с.71 72.

111. Zanin B.Yu., Zverkov I.D., Kozlov V.V., Pavlenko A.M. Three-dimensional vortex structures on a swept wing at low Reynolds numbers // Proc. Int. Conference on the Methods of Aerophysical Research. — Novosibirsk, 2008. — Pt.l,p. 210-211.

112. Зверков И.Д. Трёхмерные вихревые структурьТна стреловидном крыле при малых числах Рейнольдса // Тезисы научно-технической конференции «Перспективные направления научных исследований в аэронавтике. Передача знаний молодёжи». — Жуковский, 2008. — С. 156.

113. Зверков И.Д., Крюков-A.B. Исследование отрыва на волнистом крыле с помощью тепловтзора // Тезисы докладов Всероссийского семинара «Фундаментальные основы МЭМС- и нанотехнологий». — Новосибирск, 2009. —С. 21.

114. Kozlov V., Zverkov I., Zanin В. Laminar-turbulent transition and boundary layer separation on a wavy surface wing // Books of Abstracts of Seventh IUTAM Symposium on Laminar-Turbulent Transition. — Stockholm, 2009. — P.43

115. Zverkov I.D., Kozlov V.V., Zanin B.Yu., Krukov A. V. The new approach to suppuration of boundary layer instability on the MAV wing // Proc. 3rd European Conference for AeroSpace Sciences (CD). — Paris-Versailles, 2009,6-9 July.

116. Будовский А.Д., Зверков И.Д., Постников Б.В., Сидоренко A.A.

117. Плазменное управление вихревым течением на дельта-крыле при большихуглах атаки // Тезисы VII Всероссийской конференции молодых ученых «Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии». — Новосибирск, 2009. — С. 31 -33.

118. Zverkov I.D., Kryukov A.V. The Method of wing performance hysteresis reduction at low Reynolds number // Proc. Int. Conference on the Methods of Aerophysical Research. — Novosibirsk, 2010. — Part 1, p. 263 264.

119. Zverkov I.D., Kozlov V.V., Krukov А. V. Experimental research of the boundary layer structure ät near-critical angles of attack for the classical and wavy wings // Proc. 4rd European Conference for AeroSpace Sciences,(CD). — Saint Petersburg, 2009.

120. Kozlov V.V., Zverkov I.D., Kryukov A.V., Pavlenko A.M., Stall and flow separation management on a swept wing at low Reynolds number // Books of Abstracts of 23 International Congress of Theoretical and Applied Mechanics(CD). — Beijing, 2012.