Улучшение аэродинамических характеристик малоразмерного летательного аппарата путем применения волнистой поверхности тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 01.02.05, кандидат технических наук Крюков, Алексей Владимирович

• Крюков, Алексей Владимирович
• кандидат технических наук
• 2012

Оглавление диссертации кандидат технических наук Крюков, Алексей Владимирович

Введение

Малоразмерные летательные аппараты.

Особенности обтекания крыла на низких числах Рейнольдса.

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

Волнистое крыло как способ управления л-т переходом

Глава 1.

Модели и методика исследования

1.1. Сажемасляная визуализация.

1.2. Весовые измерения.

1.3. Тепловизионная съемка

Глава 2 Переход от крыла малого удлинения к большому.

Зависимость параметров л-т перехода от характеристик набегающего потока в аэродинамической трубе. «Вихревая структура в поле обтекания потоком угловой конфигурации на поверхности модели ».

Глава 3 Результаты весовых измерений моделей гладкого и волнистого крыла.

Глава 4 Особенности обтекания прямого и скользящего крыла конечного размаха с гладкой и волнистой поверхностью в области критических углов атаки

Глава 5 Оптимизация волнистости.

5.1 Расчет геометрических параметров волнистости для конкретных условий обтекания несущей поверхности.

5.2 Определение локализации волнистости

Глава 6 Вариоформное секционное крыло (ВСК).

6.1. Экспериментальное исследование аэродинамических характеристик вариоформного секционного крыла.

6.2Применение вариоформного секционного крыла для управления летательным аппаратом.

6.2. Патент на изобретение: «Способ управления аэродинамическими характеристиками несущей поверхности. Несущая поверхность»

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Улучшение аэродинамических характеристик малоразмерного летательного аппарата путем применения волнистой поверхности»

В настоящее время динамично развивается область применения беспилотной и малоразмерной пилотируемой авиации. Спектр задач для таких летательных аппаратов достаточно широк он включает в себя как военное применение, так и существенную часть гражданских назначений таких как: охрана природных ресурсов и сырьевых магистралей, поисково-спасательная работа, работы в вредных и опасных для человека зонах, научно-исследовательская работа по изучению природных явлений. Существует великое множество различных схем подобных аппаратов, а также способов создания на них подъемной силы и принципов управления аэродинамическими характеристиками и аппаратом в целом. Ниже представлены образцы всевозможных конструкций относящихся к данному типу летательных аппаратов.

Морфное крыло

Беспилотные летательные аппараты уже прочно вошли в военную и хозяйственную деятельность развитых стран, но конструктивное исполнение таких летательных аппаратов продолжает совершенствоваться. В настоящее время, в связи с успехами микроэлектроники, появления новых материалов и технологий [1-5] ясно прослеживается новая стадия в развитии летательных аппаратов. Происходит переход на новые принципы компоновки и управления аэродинамическими характеристиками БПЛА. За рубежом новая концепция получила название «морфное» крыло, в русскоязычной литературе так же применяется термин адаптивное крыло [6-10]. Особенно динамично данное направление развивается в области малоразмерных пилотируемых, дистанционно пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов. Термин «Morphing Wing» (морфное крыло) вошел в обиход сравнительно недавно, но уже прочно закрепился в авиационных кругах, хотя конкретного определения не существует и каждая исследовательская организация либо группа подразумевает под этим понятием что-то свое [11-13]. Ниже представлены проекты и готовые модели морфных летательных аппаратов различных организаций.

Рис. 1.4 Проект морфного БПЛА компании Lockheed Martin

МИР

ЯШШШЯшШшШЛ

Рис. 1.5 Совместный проект морфного БПЛА компаний Lockheed Martin и NextGen Aeronautics

NASA Dryden Flight Research Center Photo Collection http://www.dfrc.nasa.gov/gallery/photo/index.html NASA Photo: ED01-0348-1 Date: 2001 Photo by: NASA An artist's rendering of the 21 st Century Aerospace Vehicle, sometimes nicknamed the Morphing Airplane, shows advanced concepts NASA envisions for an aircraft of the future.

Рис. 1.6 Морфный БПЛА в представлении NASA ul . TA'.'V fUGMT OWTSOt SYSTEM АЫ0 WSTRUH®«T*«0№s i VALVE ВМХЖ

-JP -Л. • Lfi" fltHEP*Y*T«M .-N-i ' fi (ii. shrouo

H Г-Г FtUOlC THRUST vicious muLt и-Щй,

CmCUUlTtON COMtROi £ ( f ECTOR u

Рис. 1.7 Морфный БПЛА DEMON BAE Systems (GB) со струйной системой управления.

Несмотря на такое разнообразие летательных аппаратов относящихся к данному классу, всех их объединят концепция адаптируемой в полете под конкретные условия несущей поверхности, особняком в ряду морфных аппаратов стоят те у которых посредством изменения распределения давления на несущей поверхности, самыми различными способами, происходит непосредственное управление аэродинамическими характеристиками и аппаратом в целом.

У классического крыла изменение его аэродинамических характеристик происходит за счет отклонения отдельных агрегатов крыла таких как: элерон, закрылок, щиток и.т.д. [14-22], у адаптивного же крыла происходит изменение кривизны профиля или скручивание крыла за счет особой внутренней конструкции[23-26]. Такое крыло на первый взгляд менее прочное и более сложное по конструкции. Однако на многих беспилотных летательных аппаратах удельные нагрузка на крыло не велика (менее 50 кг на кв.м.), с другой стороны появляются новые материалы с возможностью изменять свои свойства под действием электрического тока. Это позволяет изготавливать простые и дешевые конструкции адаптивных крыльев. Ниже на рисунке представлены механизмы изменения кривизны несущей поверхности и как следствие распределения давления на ней.

Рис. 1.8 модель морфного крыла с механической системой управления University of Virginia, Princeton University, UCLA, West Chester Univers.

Рис. 1.9 модель морфного крыла, работающего по принципу искусственной мышцы BioSensing & BioActuation: Interface of Living and Engineered Systems (BSBA) National Science Foundation

Проектирование и эксплуатация подобных аппаратов сопряжена решением целого ряда сложных задач[27-31]. Одной из важнейших является особенность аэродинамических процессов проходящих на несущих и рулевых поверхностях при полетных числах Рейнольдса соответствующих данным летательным аппаратам[32-3 7].

Важнейшим фактором, определяющим облик и параметры будущего малоразмерного летательного аппарата (MJIA), является совокупность аэродинамических характеристик его крыла. В работе [38] показано, что уменьшение взлётного веса JIA неуклонно ведёт к снижению числа Рейнольдса по хорде крыла для большого класса беспилотных летательных аппаратов (рис 1.10).

10 and UAVs

НЙ-БПЛА (JIA дня запуска с руки)

BHtérfty^ НА (JIA с применением нано технологий) l.E+03 1.Б+04 1.Е+05 l.E+06 1.Е+07 Reynolds Number

1 .Е+08

Рис.1.10. 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.

Особенности структуры пограничного слоя при малых числах Рейнольдса.

Грубо можно выделить две области чисел Рейнольдса до 106 и свыше 106.

Различия в этих областях происходит по структуре пограничного слоя на подветренной стороне крыла. На профилях с максимальной толщиной профиля в диапазоне 12 - 20% и положением максимальной толщины на 25% по хорде при числах Рейнольдса выше 106, ламинарно-турбулентный переход происходит вблизи точки минимума давления без образования локальных зон отрыва. Напротив, при Яе < 106 обычно сначала происходит отрыв ламинарного пограничного слоя, затем ламинарно-турбулентный переход и далее турбулентный пограничный слой вновь присоединяется к поверхности крыла, образуя локальную зону отрыва (далее эта зона будет называться отрывной пузырь) (рис 1.11). Отрывные пузыри с уменьшением числа Рейнольдса вносят всё больший вклад в сопротивление крыла.

Рис. 1.11. Схема течения в пограничном слое в зоне ламинарного отрывного пузыря

Более подробные схемы, поясняющие структуру течения в переходных зонах отрыва, приводятся другими авторами [39,40] В относительно быстрой,

13 по сравнению с присоединённым пограничным слоем турбулизации, происходящей за точкой отрыва, выражается фундаментальное свойство неустойчивости течения в отрывных областях. С позиции локальной теории гидродинамической устойчивости оно связано с появлением характерного для течения в зоне отрыва распределения скорости среднего течения с точкой перегиба [41 с. 431]. Принципиальная связь отрыва с потерей течением устойчивости получена асимптотической теорией [42, 43] В численных решениях уравнений Навье-Стокса она выражается в том, что с ростом числа Рейнольдса не удаётся получить стационарные решения, которые описывали бы отрывное течение в ламинарном режиме [44-47]. Интерес к ламинарно-турбулентному переходу в областях отрыва пограничного слоя связан ещё и с тем, что образование локальных отрывных зон в условиях гидродинамической неустойчивости и ламинарно-турбулентного перехода представляет собой самостоятельную проблему в изучении свойств отрывных течений. Переходные области отрыва имеют многолетнюю историю исследований, традиционное направление которых заключается в определении параметрических зависимостей основных характеристик течений от условий возникновения отрыва. Этому посвящены работа [48], обзорные работы [39,49] и последующие оригинальные исследования [50-54]. Установленные в эксперименте корреляции, в частности, данные о положении перехода в зоне отрыва, используются, в свою очередь в расчётах с использованием эмпирических соотношений (работы [45-52]). В общем случае такой подход к. исследованиям отрывных течений несомненно целесообразен, однако именно в переходном режиме течения данные, полученные разными авторами, имеют значительный разброс и надёжность эмпирических корреляций сравнительно невелика. Причина заключается в зависимости формирования отрывной зоны от ламинарно-турбулентного перехода, который является сложным процессом, чувствительным к слабым изменениям условий обтекания. Новые возможности в моделировании переходных отрывных течений лежат на пути углубления представлений о

14 процессе возникновения турбулентности за точкой отрыва и о сопутствующих ему явлениях, с которыми связаны образование областей отрыва, их средние во времени и нестационарные характеристики. Ряд авторов, изучая пульсационные характеристики течения в отрывных зонах, регистрировали различными экспериментальными средствами возмущения ламинарного оторвавшегося слоя, нарастающие за точкой отрыва в направлении потока. В числе подобных работ - обстоятельные исследования структуры течения в локальных отрывных зонах, в том числе, её нестационарной компоненты, предпринятые Гастером [55]. Следуя результатам этих экспериментов, ламинарно-турбулентный переход происходит в результате пространственного усиления бегущих волн в оторвавшемся сдвиговом слое. Авторы Arena, Mueller 1980 [56], визуализировав обтекание профиля крыла с отрывным пузырём вблизи его передней кромки, объясняют данные наблюдений - искривление полос дыма в области перехода - развитием волн неустойчивости; волновые возмущения в зоне отрыва были зафиксированы при визуализации течения также в экспериментах [57]. Результаты этих исследований согласуются с данными измерений пульсаций скорости в областях отрыва на крыловых профилях, которые приводятся в работах [58-60]. В терминах спектрального анализа ламинарно-турбулентный переход представляет собой процесс усиления в направлении потока волнового пакета колебаний с последующим заполнением частотного спектра пульсаций.

И так вышеперечисленные исследования однозначно показали связь между отрывными пузырями и ламинарно-турбулентным переходом на крыловом профиле при малых числах Рейнольдса. Дальнейшую работу исследователей усложнило, то обстоятельство, что область отрыного пузыря очень чувствительна к внешним воздействиям, таким как степень турбулентности набегающего потока или акустическое воздействие. Глобальной перестройки структуры пограничного слоя' не происходит, отрывной пузырь всё так ж присутствует в области ламинарно турбулентного перехода, однако склонность турбулентного слоя к отрыву уменьшается. Так при проведении экспериментов в работе [61]. выяснилось, что в условиях разных аэродинамических труб, аэродинамические характеристики крыла оказываются разными, несмотря на достаточно низкий уровень турбулентности в той или иной трубе. Было отмечено сильное влияние акустических возмущений на разрушение отрывного пузыря и на аэродинамические характеристики крыла, но исследование связи между геометрическими параметрами отрывного пузыря и аэродинамическими характеристиками крыла не проводилось.

В предыдущих работах выполненных российскими учёными тоже пришлось столкнуться с этой проблемой. Так в работе[62] изучалось воздействие волнистости поверхности крыла на пограничный слой крыла и его аэродинамические характеристики. Первая часть экспериментов проводилась в аэродинамической трубе Т-324, где степень турбулентности, измеренная однониточным датчиком, равнялась 0.04%. Было получено, что срыв потока с передней кромки на крыле с волнистой поверхностью происходит на угле атаки, который в 1.5 раза выше критического угла атаки крыла с гладкой поверхностью. Вторая часть экспериментов проводилась в трубе СС-19. В ней планировалось получить аэродинамические характеристики гладкого и волнистого крыла. Но в условиях трубы СС-19 критический угол атаки гладкого и волнистого крыла оказался одинаковым. Измерение степени турбулентности набегающего потока в трубе СС-19 показало уровень 0.7%. Сажемасляная визуализация, проведённая на одном и том же угле атаки а=14° при естественной для обеих труб степени турбулентности, выявила существенное различие формы отрывного пузыря (рис. 1.3).

Рис. 1.12. Сажемасляная визуализация на модели крыла с удлинением 1=1 и концевыми шайбами.

Угол атаки а=14°, 11е=1.7* 105. слева- в условиях трубы Т-324, е=0.04%; справа - в условиях трубы СС-19, е = 0,7%.

Из результатов визуализации видно, что в условиях трубы Т-324 отрывной пузырь имеет трёхмерные структуры на задней границе отрывного пузыря. В условиях трубы СС-19 отрывной пузырь имеет меньшую протяженность по хорде и отсутствие трёхмерных структур на задней границе, так что течение можно рассматривать как квазидвумерное.

Остаётся открытым вопрос, какие характеристики более соответствуют полёту МЛА в реальной атмосфере. Для этого необходимо провести лётные испытания. Наиболее простым лётным экспериментом является сажемасляная визуализация пограничного слоя на поверхности крыла, однако не вполне ясны критерии, по которым можно оценить влияние атмосферной степени турбулентности на пограничный слой и соответственно картину визуализации пристенного течения.

Для более детального изучения связи между аэродинамическими характеристиками крыла и геометрическими размерами отрывного пузыря в пограничном слое крыла при различной степени турбулентности набегающего потока, труба Т-324 была оснащена собственными аэродинамическими весами.

Глава 2 диссертации посвящена изучению влияния повышенной степени турбулентности набегающего потока на параметры отрывного пузыря и аэродинамические характеристики классического крыла.

Способы воздействия на пограничный слой при малых числах Рейнольдса.

С дугой стороны высокая чувствительность пограничного слоя с отрывным пузырём к разного рода внешним воздействиям открывает пути направленные на управление параметрами пограничного слоя с помощью локальных воздействий. Наиболее ранние работы связаны с турбулизацией пограничного слоя на участке с благоприятным градиентом давления. . Это может быть достигнуто с помощью турбулизирующей проволочки перед крылом [63], с помощью шероховатой поверхности [64], или с помощью вихрегенераторов [65,66]. Проблема заключается в том, что предложенные в вышеуказанных источниках способы либо сложны в реализации, либо приводят к росту сопротивления на малых углах атаки. По этому не прекращаются поиски оптимальных форм вихрегенераторов. В последнее время можно выделить два внешне схожих направления: это исследования волнистого крыла [67,68] и исследование крыла, со вздутиями на передней кромке[69-72].

Однако источники появления этих форм крыла разные и соответственно отличаются и формы модификации крыла. Форма первого направления появилась в результате анализа работ [73,74], имеет параметры волнистости поверхности указанные на фиг. 1.13а и в целом напоминает крыло параплана. Форма второго направления появилась, как имитация плавника кита рис. 1.1 ЗЬ [69] обычно передняя кромка выполняется по синусоидальному закону с максимальной магнитудой 11=2-10% и далее вниз по хорде профиль по линии горба сливается с исходным профилем [71]. а) b)

Рис. 1.13 Эскиз крыла с волнистой поверхностью. Направление 1 - имитация крыла параплана (а); направление 2 - имитация плавника кита (Ь).

В работах [67-72] наблюдаются некоторые разночтения в обозначении модификации крыльев. В данной работе мы будем придерживаться следующих обозначений. Крыло обычного вида которое не имеет на поверхности каких либо горбов и впадин будет называться классическим (classical), а крыло с горбами и впадинами (tubercle and trough) будет называться волнистым. Работах [69-72] ставилось целью выявить преимущество волнистого крыла перед классическим, однако результаты получались противоречивыми. При числах Рейнольдса 505000-52000 и модели крыла конечного размаха, которое имитировало плавник кита, преимущества оказались на стороне волнистого крыла [70]. Это выражалось в увеличении критического угла атаки крыла на 40%, увеличении максимальной подъёмной силы на 6% и уменьшении сопротивления на закритических углах атаки. Stain and Murray [75] провели эксперименты для углов атаки 0<а<12 и числе Рейнольдса 250000 используя номинально двумерное крыло с синусоидальной волнистостью передней кромки с усреднёнными относительно имеющихся на плавнике кита параметрами волнистости. Они обнаружили ухудшение аэродинамических характеристик волнистого крыла по сравнению с гладким. Это выражалось как в уменьшении максимальной подъемной силы, так и в увеличении силы сопротивления. Дальнейшие исследования [76] показали, что действительно при Re=534000-631000 при испытании модели плавника кита предсрывные характеристики волнистого крыла лучше чем у классического, а при Re=274000-277000 и двумерном обтекании крыла характеристики волнистого крыла хуже чем у гладкого. Stanway [77] проводил исследования машущего крыла такой же формы которая использовалась в работе [70] в диапазоне чисел Рейнольдса 44000 120000. Статические измерения (без задействования функции махания) показали, что модель плавника кита с волнистой передней кромкой демонстрирует снижение максимальной подъёмной силы за исключением случая, когда Re=120000.

Работы Johari [71] и Krist [72] были посвящены исследованию влияния параметров волнистости в частности размеров и амплитуды синусоидальной волнистости передней кромки на аэродинамические характеристики профиля. Исследуя профиль NACA 63-0021 при числе Рейнольдса Re= 183000 Johari обнаружил, что наилучшие показатели имеет крыло с амплитудой волнистости h=0.025c и диной волны А=0.25с (хорды). Это выражается в том что у крыла с такими параметрами волнистости критический угол атаки был на 4.4 градуса меньше чем у классического крыла, и при этом максимум подъёмной силы был лишь на 1% меньше чем у классического крыла. В работе Кристи уже ставилось целью определить наилучшее соотношение амплитуды волны и длины волны, а так же отношение амплитуды волны к толщине пограничного слоя. Наилучшие аэродинамические характеристики крыла были обнаружены при соотношеиях h=0.03c А=0.11с

В предыдущих работах авторов [67,68] обтекание классического и волнистого крыла сравнивались при числе Рейнольдса Re= 120000-17000. волнистость распространялась на всём протяжении крыла по хорде Рис. 1а. Соотношения параметров волнистости были А=0.12с и h=0.01c что ниже области охватываемой в работах [71,72]. Было отмечено, что в условиях низкой степени турбулентности набегающего потока (£=0.04), критический угол атаки волнистого крыла был больше чем у классического. Однако при помещении моделей для измерения аэродинамических характеристик в другую аэродинамическую трубу со степенью турбулентности =0.7% это приимущество значительно уменьшалось, а максимальная подъёмная сила была приблизительно равной [67].

Для выяснения причин появления разницы аэродинамических характеристик одной и той же модели крыла, труба с низким уровнем турбулентности была оснащена собственными аэродинамическими весами и проведён ряд исследований о влиянии степени турбулентности на характеристики классического крыла при низких числах Рейнольдса. Эти исследования показали, что изменение степени турбулентности с 0.04% до 0.63% увеличивает критический угол атаки классического крыла с 7° до 11° и максимальную подъёмную силу на 23% [78]. В работе [79] было показано, что сильное влияние на аэродинамическте характеристики может оказать также акустическое поле аэродинамической трубы.

Исследования приведённые в главе 4 ставят цель сравнить аэродинамические характеристики классического и волнистого крыла в условиях малотурбулентной аэродинамической трубы Т-324 (8=0.04%). А так же прояснить структуру пограничного слоя и развитие отрывного течения на околокритических углах атаки классического и волнистого крыла. Использование в работе несимметричного профиля дало возможность проследить влияние волнистости поверхности на пограничный слой, сформированный разным видом распределения давления по хорде крыла.

Оптимизация волнистости поверхности крыла и переход к вариоформному секционному крылу (ВСК).

Работы авторов [67] и результаты данной диссертационной работы показали что с помощью волнистости поверхности крыла можно улучшить срывные характеристики крыльев малоразмерных летательных аппаратов. Однако в работе [68] был отмечен эффект задержки ламинарно-турбулентного перехода вдоль линии горба на волнистом крыле. Новое направление исследований которое описывается в главе 5 заключается в подборе оптимальных параметров волнистости крыла таким образом, чтобы с одной стороны сохранить полезные свойства волнистости позволяющие увеличить критический угол атаки, а с другой стороны попробовать уменьшить лобовое сопротивление крыла на режимах присоединённого течения. Такая постановка задачи потребовала создания модели крыла у которой волнистость могла меняться оперативно в ходе эксперимента. В результате было создано вариоформное секционное крыло (ВФС крыло). Реализованные в данной модели решения позволили не только приступить к решению задачи оптимизации волнистости поверхности крыла, но и получить новое решение в концепции «морфного» самолёта развиваемая рядом зарубежных организаций [привести ссылки на статьи]. Такая концепция подразумевает отказ от классических элементов управления самолётом (элероны, закрылки, стабилизаторы) в замен на изменение формы самого летательного аппарата. Результатам полученным на ВФС крыле посвящена глава 6 диссертации.

Заключение диссертации по теме «Механика жидкости, газа и плазмы», Крюков, Алексей Владимирович

Основные результаты и выводы

В ходе работы была применена методика люминесцентной сажемасляной визуализации, позволившая впервые получить качественную картину течения на волнистом крыле при сокращении времени эксперимента. Также была применена методика тепловизионной съемки, позволившая впервые получить данные о течении на наветренной стороне волнистого крыла.

В работе показано, что при экспериментах при числах Рейнольдса Яе<106 особое внимание следует уделять степени турбулентности набегающего потока. При её изменении с 8=0.04% до 8=0.64% максимальное значение подъёмной силы крыла может измениться на 13%.

Из результатов весовых измерений выяснилось, что форма профиля крыла влияет на эффекты, возникающие с использованием волнистости. При числе Рейнольдса 11е=1.4Т05 на модели крыла с профилем 2-15-25 в области положительных углов атаки с помощью волнистости удалось в 1.7 раз увеличить критический угол атаки ив 1.5 раза максимальную подъёмную силу. При отрицательных углах атаки волнистостью удалось устранить гистерезис аэродинамических характеристик и обеспечить более плавное протекание срыва потока, что значительно облегчает эксплуатацию летательного аппарата.

При исследовании влияния углов скольжения на течение на подветренной стороне гладкого и волнистого крыльев в области критических углов атаки выяснилось следующее. Для низких чисел Рейнольдса волнистое крыло не только не теряет своих преимуществ перед гладким, с появлением скольжения в обтекании, но и превосходит гладкое по скорости присоединения потока с ростом угла скольжения.

Разработанная концепция вариоформного секционного крыла позволяет осуществлять не только активное управление процессом ламинарно-турбулентного перехода на крыле с волнистой поверхностью, но и осуществлять полноценное управление летательным аппаратом в целом. На данный метод управления получен патент.

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.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Крюков, Алексей Владимирович, 2012 год

1. Lui, Changdeng, et al. Tailored Shape Memory Polymers: Not all SMPs are

2. Created Equial. // Proceedings of The First World Congress on Biomimetics, December 9-11 2002., Albuquerque, New Mexico, pp. 1-7.

3. Gaymans, R.J., J. Krijgsman, and M. С. E. Niesten. Melt Spinnable Elastane

4. Spandex) Fibers from Segmented Copolyetheresteraramids // Chemical Fibers International 2000, Vol. 50, pp. 257-260.

5. G. Murasawa, K. Tohgo, H. Ishii, "Deformation Behavior of NiTi/Polymer Shape

6. Memory Alloy Composites Experimental Verifications", Journal of Composite Materials, Vol. 38, No. 5, pp. 399-416, 2004.

7. D. Inman et al. Anisotropic Piezocomposite Actuator Incorporating Machined PMN-PT Single Crystal Fibers // AIAA-2004-1889, 45th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics and Materials Conference, Palm Springs, California, Apr. 19-22, 2004.

8. R.W. Wlezien, G.C. Homer, A.R. McGowan, S.L. Padula, M.A. Scott, R.J. Silcoxand J.O. Simpson. The Aircraft Morphing Program // AIAA-98-1927, Nasa-Langley Research Center, MS493 (1998).

9. McBowan, Anna-Maria R., et al. Research Activities within NASA's Morphing

10. Program. // Proceedings of the NATO-RTO Workshop on Structural Aspects of Flexible Aircraft Control, October 18-21, 1999, Ottawa, Canada.

11. R. bind, M. Abdulrahim, K. Boothe and P. Ifju. Morphing for Flight Control of Micro Air Vehicles. // European Micro Air Vehicle Conference, Braunschweig,

12. Germany, July 2004. Online. Available:http://128.227.42.147/kboothe/work.pdf Accessed: Sep 4, 2008.

13. N. Gandhi et al. Intelligent Control of a Morphing Aircraft //AIAA-2007-1716, 48th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference, Honolulu, Hawaii, Apr. 23-26, 2007.

14. S.G. Powers and L.D. Webb. Flight Wing Surface Pressure and Boundary-Layer Data Report from the F-lll Smooth Variable- Camber Supercritical Mission Adaptive Wing // Nasa Technical Memorandum 4789, Dryden Flight Research Center Edwards, С A. (1997)

15. L. Gonzalez. Morphing Wing using Shape Memory Alloy: A Concept Proposal University of Puerto Rico at Mayaguez // Online. Available:http://tiims.tamu.edu/2005summerREU/papers/Gonzalez.pdf [Accessed Sep 15, 2008].

16. J. Manzo. Analysis and design of a hyper-elliptical cambered span morphing aircraft wing // M.S. thesis, Cornell University, Ithaca, NY, 2006.

17. К.П. Петров. Аэродинамика элементов JIA / «Машиностроение» 1985 г. глава 3, стр. 101—129.

18. Abbot I. Н. and Doenhoff А. Е. Theory of wing sections // New York. : Dover Publications, 1959. P. 462-463.

19. Dick Kita. Mechanical High Lift Systems/ / Grumman Aerodynamics Lecture Series/ Grumman Aerospace Corporation, Feb. 1985.

20. C.P. van Dam, J.C. Vander Kam, and J.K. Paris. Design-Oriented High-Lift Methodology for General Aviation and Civil Transport Aircraft // Journal of Aircraft, Vol. 38, No. 6, November- December 2001, pp. 1076-1084.

21. L.B. Gratzer. Analysis of Transport Applications for High Lift Schemes // AGARD Lecture Series / Assessment of Lift Augmentation Devices, AGARD LS 43, 1971.

22. Englar, Robert J., Smith, Marilyn J., Kelley, Sean M., Rover, Richard С., III. Development of circulation control technology for application to advanced subsonic transport aircraft // AIAA Paper 93-0644.

23. J.A. Wasylyszyn, O.K. Rediniotis. Biomimetic Underwater Propulsion System Using Hybrid Synthetic Muscles // 1st 1С- EpsMsO, Athens, 6-9 July, 2005

24. A.A. Павленко. Оптимизация параметров адаптивного крыла маневренного самолета нормальной схемы// Тр. ЦАГИ, 1989.

25. Bowman, Sanders, and Weisshaar. The Impact of Morphing Technologies on

26. Aircraft Performance // (2002) AIAA-2002-1631 43rd AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures Structural Dynamics, and Materials Conference, Denver, Colorado, Apr. 22-25, 2002

27. W. Crossley & B. Roth. Application of Optimization Techniques to the Conceptual Design of Morphing Aircraft // AIAA's 3rd Annual Aviation Technology, Integration, and Operations (ATIO) Tech Conference. 17-19 November 2003, Denver, Colorado, USA.

28. D. Bye et al. Design of a Morphing Vehicle. // AIAA-2007-1728, 48th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference, Honolulu, Hawaii, Apr. 23-26, 2007.

29. J. Manzo. Analysis and design of a hyper-elliptical cambered span morphing aircraft wing // M.S. thesis, Cornell University, Ithaca, NY, 2006.

30. Беспилотные летательные аппараты / C.M. Ганин, А.В. Карпенко, В.В. Колногоров, Г.Ф. Петров СПб.: "Невский бастион", 1999.- 142 с.

31. Dufresne S., Johnson, С., and Mavris D. N. Variable Fidelity Conceptual Design Environment for Revolutionary Unmanned Aerial Vehicles // Journal of Aircraft, Vol. 45, No. 4, 2008, pp. 1405 1418.

32. Kurianov A.I., Stoliarov G.I., Steinberg R.I. About hysteresis of aerodynamic characteristics // TsAGI Academic Transactions, vol.10, No. 3, 1979 (In Russian).

33. Brusov V.S. and Petruchik V.P. Aerodynamics and flight dynamics for small unmanned aerial vehicles // Proc. XXI Scientific Conference on Aerodynamics,

34. TsAGI Publising Department, 2010 (In Russian).

35. Gur O., Mason, W. H. And J. A. Schetz. Full Configuration Drag Estimation // AIAA Paper 2009-4109, 27th Applied Aerodynamics Conference, 22-25 June 2009, San Antonio, TX.

36. Moyer, S. A. and Talbot, M. D. Wind-Tunnel Test Techniques for Unmanned Aerial Vehicle Separation Investigations // Journal of Aircraft, Vol. 31, No. 3, 1994, pp. 585-590.

37. Lin J.C.M., Pauley L.L. Low-Reynolds-number separation on an airfoil // AIAA J. 1996.-Vol. 34.-P. 1570-1577.

38. Dovgal A.V., Kozlov V.V. Sorokin A.M. Instabilities of laminar separation bubbles affected by stationary and oscillatory disturbances // EUROMECH Colloquium 380 / ERCOFTAC SIG 33 Conference: Book of Abstracts. Goettingen, 1998, Abstract 12.

39. Pelletier A., Mueller T.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.

40. Ward J.W. The behaviour and effects of laminar separation bubbles on airfoils in incompressible flow // Journ. of the Royal Aeronaut. Soc. 1983. - Vol. 67. -P. 783 - 790.

41. Brendel M., Mueller T.J. Boundary-layer measurements on an airfoil at low Reynolds numbers // Journ. of Aircraft. 1988. - Vol. 25. -P. 612-617.

42. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М.: Наука, 1969. - 742 с.

43. 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.

44. 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.

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

46. 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.

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

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

49. Чжен П. Управление отрывом потока. М // Мир, 1979. - 552с.

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

51. Мюллер Т.Дж., Бэйтилл C.M. Экспериментальные исследования отрыва потока на крыловых профилях при низких числах Рейнольдса // Ракетная техника и космонавтика. 1982. - Т. 20. - № 5. - С .11 — 19.

52. O'Meara М.М., Mueller T.J. Laminar separation bubble characteristics on an airfoil at low Reynolds numbers // AIAA Journ. 1987. - Vol.25. P. 1033-1041.

53. 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.

54. McGhee R.J., Jones G.S., Jouty R. Performance characteristics from windtunnel tests of a low-Reynolds-number airfoil // AIAA Paper. 1988. No. 88-0607. -13p.

55. 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. 85-9

56. Gaster M. The structure and behavior of separation bubbles // ARC Reports and Memoranda. 1967. - No. 3595. - 31 p.

57. 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.

58. Rannacher J. Untersuchung von geraden ebenen Flugelgittern im kritischen Reynoldszahlbereich // Kurzfassung in Maschinenbautechnik. 1969. - Vol.18. -Part l.-P. 2- 10.

59. Brendel M., Mueller T.J. Boundary-layer measurements on an airfoil at low Reynolds numbers // Journ. of Aircraft. 1988. - Vol. 25. - P. 612 - 617.

60. 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.

61. Зверков И.Д. Занин Б.Ю. Влияние формы поверхности крыла на отрыв потока // Теплофизика и аэромеханика — 2003. — Т. 10, № 2.1. С. 197 -204.

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

63. McMaster,J.H. and HendersonM.L. LowSpeed Single Element Airfoil Synthesis II Technical soaring. Vol.2, No.2, 1980.1-21

64. Lin J. С. Review of research on low-profile vortex generators to control boundary-layer separation // Progress in Aerospace Sciences, Volume 38, 2002. 389-420

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

66. Zverkov, I. D., Zanin, B. Yu. Wing form effect on flow separation // Thermal physics and Aeromechanics, Vol. 10, No. 2, 2003. 197-204.

67. 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. 12.1. P. 3149-3158.

68. 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, Vol.16, No. 5, May 2004. L39-42.

69. 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.

70. 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. l.P. 185-194.

71. Zanin, B. U., Kozlov, V. V., Mavrin, O. V. About the ways of the global stalling control. Thermal physics and aeromechanics, Vol. 4, No. 4, 1997. 381-385.

72. Babinsky, H. The aerodynamic performance of paragliders // Aeronautical Journal, Vol. 103, No. 1027, 1999. 421^28.

73. Stein, B., 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.

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

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

76. Zverkov I.D. Kozlov V.V, Krukov A.V. Influence of wind tunnel freestream turbulence level on boundary layer separation // Thermal physics and Aeromechanics, Vol. 18, No. 2, 2011. 213-224

77. Mark Drela. Design and Optimization Method for Multi-Element Airfoils // AIAA Paper 93-0969, Feb. 1993.

78. Mark Drela. XFOIL: An Analysis and Design System for Low Reynolds Number Airfoils // in Low Reynolds Number Aerodynamics , T.J. Mueller, Ed., Lecture Notes in Physics, #54, Springer-Verlag, 1989

79. Carbonaro,M. VKI Lecture Series Measurement Techniques in Fluid Dynamics an Introduction, Von Karman Institute for Fluid Dynamics Chaussée de Waterloo, 72 В 1640, Rhode Saint Genèse - Belgium, 1994.

80. Tobak, M. and Peake, D. J. Topology of Three-Dimensional Separated Flows // Annual Review of Fluid Mechanics,Vol. 14, 1982, pp. 61-85.

81. Занин Б.Ю., Козлов B.B., Зверков И.Д., Павленко A.M. Вихревая структура отрывных течений на моделях крыльев при малых скоростях потока. // Известия РАН. Механика жидкости и газа. 2008. №6. С.114-120.

82. Павленко A.M., Занин Б.Ю., Катасонов М.М., Зверков И.Д. Преобразование структуры отрывного течения с помощью локального воздействия. // Теплофизика и аэромеханика. 2010. Том 17. №1. С. 17-22.

83. Nortershauser D, Millan P. Resolution of a three-dimensional unsteady inverse problem by sequential method using parameter reduction and infrared thermography measurements // Numer Heat Transfer Part A 2000;37:587-611.

84. Gaster M. The structure and behavior of separation bubbles // ARC R and M 3595. 1967.

85. Arena A.V., Mueller T.J. Laminar separation, transition, and turbulent reattachment near the leading edge of airfoils. // AIAA J. 1980. Vol. 18(7). P. 747-753.

86. Kiya M. Separation bubbles. // Theoretical and Applied Mechanics / Eds. P.Germain, M.Piau, D.Caillerie. Elseiver Sci. Pub. B.V., 1989. P. 173-191.

87. Westin K.J.A., Boiko A.V., Klingmann B.G., Kozlov V.V., Alfredsson P.H, Experiments in a boundary layer subjected to free-stream turbulence. Pt. I: Boundary layer structure and receptivity // J. Fluid Mech. 281,193 (1994).

88. Jonas P., Mazur O., Uruba V. On the receptivity of by-pass transition on the length scale of outer stream turbulence // Eur. J. Mech. B. Fluids 19 (2000)

89. Бойко A.B., Довгаль A.B., Козлов B.B., Щербаков В.А. Неустойчивость и восприимчивость пограничного слоя в окрестности двумерных неоднородностей поверхности. // Изв.СО АН СССР. Сер. техн. наук. 1990. Вып. 1. С. 50-56.

90. Masad J.A., Nayfeh A.H. The influence of imperfections on the stability of subsonic boundary layers. // Instabilities and Turbulence in Engineering Flows / Eds. D.E. Ashpis et al. Netherlands: Kluwer. 1993. P. 65-82.

91. Klebanoff P.S., Tidstrom K.D. Mechanism by which a two-dimensional roughness element induces boundary-layer transition. // Phys. Fluids. 1972. V. 15(7). P. 1173-1188.

92. Dallman V. Topological structures on three-dimensional vortex flow separation. // AIAA Pap. 1983. №83.1735. 25pp.

93. Bippes H. Experimental investigation of topological structures in three-dimensional separated flow. // Boundary-Layer Separation ( eds. F.T.Smith, S.N.Brown). Berlin: Springer-Verlag. 1987. P. 379-382.

94. Козлов А.П. Проявление трехмерности в двумерных отрывных течениях. // Докл. РАН 1994.Т.338. №3. С. 337-339.

95. В.В.Козлов Физика структуры потоков. Отрыв потока. // Соросовский образовательный журнал. 1998. №4 (29). С.86-94.

96. Зверков И.Д. Экспериментально исследование отрывного обтекания прямых крыльев с гладкой и волнистой поверхностью при малых числах Рейнольдса// Диссертация кандидата технических наук. Новосибирск. 2004.

97. R. Narasimha, On the distribution of intermittency in the transition region of a boundary layer // J. Aero. Sci. 24 (1957) 711-712.

98. B.J. Abu-Ghannam, R. Shaw, Natural transition of boundary layers the effects of turbulence, pressuregradient and flow history // J. Mech. Engrg. Sci. 22 (1980)213-228.

99. Зверков И.Д., Козлов В.В., Крюков А.В. Влияние степени турбулентности набегающего потока а аэродинамической трубе на отрыв пограничного слоя // Теплофизика и аэромеханика. 2011 Т. 18 № 2. С. 213-224.

100. Занин Б.Ю., Козлов B.B. Способ управления срывом потока.// Патент РФ на изобретение, 1999. №2128601.

101. Павленко A.M., Занин Б.Ю., Катасонов М.М., Зверков И. Д. Преобразование структуры отрывного течения с помощью локального воздействия. // Теплофизика и аэромеханика. 2010. Том 17. №1. С. 17-22.

102. Зверков И. Д., Козлов В.В., Крюков A.B. Исследование отрыва пограничного слоя на классическом и волнистом крыльях с помощью тепловизора//Вестник НГУ. Серия : Физика. 2010. Т. 5 вып. 2. С. 20-28.

103. Зверков И.Д., Козлов В.В., Крюков A.B. Влияние волнистости на структуру пограничного слоя и аэродинамические характеристики крыла конечного размаха // Вестник НГУ. Серия: Физика. 2011. Т. 6 вып. 2. С. 26-42.