close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Методы улучшения характеристик боковой устойчивости и управляемости маневренного самолета на больших углах атаки с помощью воздействия струй на его вихревую систему..pdf

код для вставкиСкачать
УЧЕНЫЕ
Том XXXIX
ЗАПИСКИ
ЦАГИ
2008
№1—2
УДК 629.735.33.015.3.062 : 4
629.735.33.015.017.22/.23
МЕТОДЫ УЛУЧШЕНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК
БОКОВОЙ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ
МАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ
С ПОМОЩЬЮ ВОЗДЕЙСТВИЯ СТРУЙ НА ЕГО ВИХРЕВУЮ СИСТЕМУ
Е. С. ВОЖДАЕВ, В. А. ГОЛОВКИН, М. А. ГОЛОВКИН,
Е. В. ГОЛОВКИНА, С. Ю. САРДАНОВСКИЙ
Рассмотрены два способа воздействия на вихревую структуру самолета на больших
углах атаки для улучшения его боковой устойчивости и управляемости. Во-первых, на примере модели самолета типа Су-27 показано, что путем локального выдува турбулентных
струй в окрестности «взрыва» ядра вихревых жгутов можно добиться существенного улучшения характеристик боковой статической устойчивости по углу скольжения. Положительный эффект достигается за счет затягивания или ликвидации «взрыва» вихревых жгутов,
сходящих с наплыва крыла, что подтверждается визуализацией течения на треугольном крыле. Во-вторых, на примере обтекания цилиндрического тела с оживальным заострением показана возможность получения управляющего момента рыскания не за счет непосредственного
создания реактивной силы из-за выдува струи, а путем использования струи, вытекающей из
узкого щелевого сопла и воздействующей на структуру обтекания фюзеляжа самолета, при
относительно малых значениях коэффициента импульса струи.
«Взрыв» вихрей* может определяющим образом сказываться на характеристиках летательного аппарата. В частности, «взрывом» вихрей могут быть обусловлены гистерезисные явления
в подъемной силе, характеристиках продольного момента по углу атаки, антидемпфирование,
неблагоприятные изменения характеристик боковой статической устойчивости по углу скольжения и т. д. Это влияние на аэродинамические характеристики крыла или летательного аппарата
обусловлено тем, что разрежение на несущей поверхности под ядром вихря ниже точки начала
области его «взрыва» резко падает. Возникновение «взрыва» вихря обычно связывают с увеличением отношения окружной составляющей скорости в ядре вихря к продольной, а также с появлением положительного (неблагоприятного) градиента давления [1]. Возрастание этих факторов
способствует продвижению области «взрыва» вихря вверх по течению. На треугольном крыле
продвижение области взрыва вихрей вверх по крылу с ростом угла атаки обусловлено возрастанием интенсивности вихрей и ростом положительного, неблагоприятного градиента давления
в области, прилегающей к задней кромке крыла. Причем, при наличии скольжения «взрыв» наветренного вихревого жгута происходит выше по потоку, чем подветренного, что вызывает рост
дестабилизирующего момента крена. Зависимость положения области «взрыва» вихрей для такого крыла от угла атаки, угла скольжения и скорости потока как при стационарном значении, так и
при изменении по времени указанных параметров, рассмотрена в работах [2, 3]. Там же представлена обширная литература по этому вопросу. В работе [4] было показано, что путем локального выдува турбулентной струи в окрестность «взрыва» ядра вихревого жгута, формирующегося на треугольном крыле, можно добиться затягивания или ликвидации «взрыва» этого жгута.
———————
* В аэродинамической литературе употребляются также адекватные термины: «распад» или «разрушение»
вихря — явление потери устойчивости течения в ядре вихревого жгута [1].
23
Визуализацией обтекания в гидродинамической трубе модели самолета типа Су-27 было установлено, что при наличии скольжения «взрыв» наветренного наплывного жгута происходит выше по потоку, чем подветренного. Поэтому в первой части данной работы на основе экспериментов, проведенных в аэродинамической трубе, показано, что путем локального выдува турбулентных струй при сравнительно небольших значениях коэффициента импульса в окрестности
«взрыва» ядра вихревых жгутов можно добиться существенного улучшения характеристик боковой статической устойчивости по углу скольжения.
Эффективность традиционных рулей направления на больших углах атаки, как правило,
резко падает. В [5] рассмотрены органы управления в виде гребней, расположенные в носовой
части самолета, выдвигаемые при достижении определенных углов атаки с одной из сторон фюзеляжа самолета для получения момента рыскания, показана их эффективность. Однако при выходе на сверхбольшие углы атаки самолет быстро тормозится, а на весьма малых скоростных напорах аэродинамические методы управления самолетом становятся неэффективными. На таких
режимах применяются газодинамические методы управления самолетом: поворотные сопла двигателей, а при наличии двух двигателей — это может быть так называемый «разнотяг» [6, 7].
Следует отметить, что такой метод управления требует достаточно больших энергетических затрат и, соответственно, расходов топлива. Поэтому во второй части данной работы показана возможность получения управляющего путевого момента не за счет непосредственного создания реактивной силы из-за выдува струи, а путем воздействия струи, вытекающей из узкого щелевого
сопла, на структуру обтекания носовой части фюзеляжа самолета при относительно малых массовых расходах. Кроме того, показана возможность использования таких струй для парирования
моментов рыскания, которые могут возникать при реализации асимметричного обтекания [8]
симметричного тела.
Результаты, изложенные в первом разделе данной работы, небольшим тиражом были опубликованы в [9]. Экспериментальные материалы, представленные во втором разделе статьи, были
получены М. А. Головкиным, Е. В. Головкиной, С. Ю. Сардановским в конце 80 — начале 90-х
годов XX века. Однако эти вопросы являются актуальными и в настоящее время.
1. Улучшение характеристик боковой устойчивости маневренного самолета путем локального выдува струи в окрестности «взрыва» ядра вихревого жгута и затягивания или
ликвидации «взрыва» жгута. Обратимся к результатам, полученным ранее в [2, 3] для треугольного крыла. На треугольном крыле продвижение области взрыва вихрей вверх по крылу
с ростом угла атаки обусловлено возрастанием интенсивности вихрей и ростом положительного,
неблагоприятного градиента давления в области, прилегающей к задней кромке крыла. Положение областей взрыва вихрей на треугольном крыле с углом стреловидности по передней кромке
χ = 70° в зависимоcти от угла атаки α для угла скольжения β = 5° показано на рис. 1.
На рис. 2, а — г показана полученная в гидродинамической трубе структура обтекания такого крыла при наличии выдува турбулентной струи вдоль ядра правого вихря (на крыле для
наглядности с левой стороны сопло отсутствовало, и струя не выдувалась). Можно видеть
(рис. 2, а, б), что на угле атаки α = 60°, когда
левый вихревой жгут полностью взорван в самой вершине крыла, на правом, под которым
осуществлялся выдув струи, взрыв отсутствует.
При скольжении (рис. 2, в, г) выдув струи позволяет ликвидировать взрыв даже наветренного вихревого жгута, который взрывается при
отсутствии выдува существенно раньше, выше
по потоку, чем подветренный (см. рис. 1). Таким образом, выдув турбулентных струй в область ядра вихря за счет их эжектирующего
воздействия позволяет сохранить упорядоченРис. 1. Положение областей взрыва вихрей на треуголь- ную вихревую структуру и симметризовать течение вплоть до больших углов атаки. Экспеном крыле:
рименты
показали, что ламинарная струя в си—•— — взрыв подветренного вихря при β = 5°; —○— — взрыв
лу
ее
более
слабого эжектирующего воздейстнаветренного вихря при β = 5°; − − − — скольжение отсутствует,
вия
практически
не влияет на взрыв вихрей.
β=0
24
Рис. 2. Спектры обтекания треугольного крыла при наличии выдува струи под правым
вихревым жгутом:
1 — «взрыв» вихревого жгута; 2 — вихревой жгут не «взорван»; 3 — выдув струи (а — вид сверху;
б — вид сбоку; в — положительный угол скольжения; г — отрицательный угол скольжения)
Рис. 3. Схема расположения сопл для выдува струй на модели самолета типа Су-27
В аэродинамической трубе были проведены исследования на модели самолета типа Су-27,
на которой выдув турбулентных струй воздуха осуществлялся в области прохождения вихревых
жгутов (рис. 3). При углах атаки α ≥ 15 ÷ 20 °, для всех исследованных положений сопл по высоте yc , они располагались ниже вихревых жгутов, сходящих с наплыва крыла. При виде в плане
в первых трех случаях ( zc = ±81 мм) сопла располагались непосредственно под вихревыми жгутами, а при zc = ±111 мм несколько дальше по размаху, чем вихревые жгуты. Испытания проводились в диапазоне α = 0 ÷ 90° с шагом 5° при углах скольжения β = −5°, 0 и +5°. Скорость пото-
ка в трубе в процессе эксперимента составляла V = 25 м/с, площадь крыла модели S = 0.2 м 2 , его
размах l = 0.82 м, средняя аэродинамическая хорда bA = 0.27 м. Коэффициенты аэродинамических моментов определялись для положения центра масс самолета xц.м = 40%bA , а производные
коэффициента момента по углу скольжения — при β ≈ +5 и −5°. Отношение моментов инерции
относительно связанных с самолетом осей координат J y J x при определении коэффициента боковой статической устойчивости по углу скольжения σβ принималось равным 6.85. Производные mβx и mβy , характеризующие соответственно поперечную и путевую статическую устойчивость, и величина σβ определялись по выражениям:
miβ =
mi β=5° − mi β=−5°
10°
, i = x, y; σβ = mβy cos α +
Jy
Jx
mβx sin α.
При этом размерность [1/град] на графиках mβx , mβy , σβ условно опускается.
25
Рис. 4. Характеристики боковой устойчивости и продольного момента модели
самолета типа Су-27
Скорость истечения струй из сопла регулировалась дросселированием подводящего канала
и оценивалась путем измерения скорости течения в центральной точке струи на срезе сопл микронасадком, соединенным с датчиком мгновенного давления типа ДМИ. Коэффициент импульса
струи определялся по формуле
cμ =
J
2
ρV
S
2
⎛S ⎞
= 2v 2 ⎜ c ⎟ ,
⎝ S ⎠
(1)
где J = ρv 2 Sc — секундный импульс струи, ρ — плотность воздуха, Sc = 0.386 см 2 — площадь
сечения сопла, v — средняя скорость истечения воздуха через сопло, v = v V . Коэффициент импульса струи cμ в опытах изменялся в пределах 0.034÷0.048. Эксперименты показали, что с по-
мощью выдува струй при надлежащем расположении сопл (первые три, указанные на рис. 3) относительно вихревых жгутов, сходящих с наплыва крыла, даже при небольших значениях коэффициента импульса струи cμ , можно существенно улучшить характеристики поперечной устойчивости самолета, а также, что весьма важно на больших углах атаки, получить дополнительный
момент на пикирование (рис. 4).
Причина этого улучшения боковых характеристик обусловлена симметризацией течения
относительно плоскости симметрии самолета при наличии скольжения. Как показали исследования по визуализации обтекания модели самолета в исходном варианте, без выдува струй, при наличии скольжения наветренный вихрь, как и на треугольном крыле, взрывается выше по потоку,
чем подветренный. В результате того, что разрежение, образующееся ниже точки взрыва под наветренным вихревым жгутом, меньше, чем под «невзорванным» подветренным жгутом, создается дестабилизирующий момент крена. Выдув струй ликвидирует эту несимметрию, позволяя сохраниться «невзорванным» наветренному вихревому жгуту вплоть до больших углов атаки,
и в результате создается дополнительный стабилизирующий момент крена, улучшающий характеристики mβx и σβ .
Близкие по характеру результаты улучшения боковой устойчивости, а также по значению
коэффициента момента тангажа были получены и для положений сопл 2 и 3. В случае же расположения сопл по размаху несколько дальше наплывных вихревых жгутов (положение 4) не удалось обеспечить боковой статической устойчивости по углу скольжения модели самолета в окрестности α ≈ 37°. Это, видимо, обусловлено ослаблением подсасывающего действия струй на наплывные вихревые жгуты.
Таким образом, исследования выявили принципиальную возможность значительного улучшения боковой устойчивости самолета путем воздействия струй на вихревые жгуты, сходящие
с наплывов крыла.
26
2. Выдув из щелевых сопл на носовой части фюзеляжа как средство управления по
рысканию на больших углах атаки. Исследована возможность использования выдува из узкого
щелевого сопла, расположенного на носовой части фюзеляжа самолета, для управления по курсу,
а также возможность воздействия выдува таких струй на вихревую структуру для парирования
моментов рыскания, которые могут возникать на больших углах атаки в результате реализации
асимметричного обтекания симметричного тела (так называемая аэродинамическая несимметрия [8]).
В аэродинамической трубе эксперименты проводились при скорости потока V = 15÷30 м/с
на осесимметричном теле, моделирующем носовую часть фюзеляжа маневренного самолета
(рис. 5). Диаметр миделевого сечения этого тела d1 = 0.25 м, площадь сечения обозначается S1 ,
длина тела — 2.115 м. Конструкция сопл обеспечивала выдув струй по касательной к поверхности модели и распределение выдуваемой струи по возможно большей площади. Ширина щели
сопла составляла δ = 1 мм. Экспериментальная установка (см. рис. 5) могла обеспечивать как односторонний, так и двусторонний выдув струй при различном азимутальном положении сопл γ,
а также при их различной длине lc = 0.5, 0.3, 0.2 м. На рис. 5 для наглядности показано положение сопл только при γ = 120°. Воздух через два окна, расположенных сверху и снизу модели,
с помощью компрессора нагнетался в замкнутый внутренний объем, из которого происходило
его истечение через щелевые сопла или одно сопло. Для контроля давления и определения расхода датчиками давления типа ДМИ производились измерения: разности Δpвх между давлением
на входе в компрессор и атмосферным давлением; разности Δp между давлением в замкнутом
внутреннем объеме и атмосферным давлением. Коэффициент импульса струи определялся согласно (1), где за характерную площадь S принималась площадь S1 миделевого сечения тела,
а секундный импульс рассчитывался по формуле J = 2ϕΔpSc , где ϕ — коэффициент потерь.
Специально проведенные измерения показали, что в диапазоне создаваемых компрессором перепадов давления Δp = 500÷6000 Па коэффициент потерь примерно постоянен и составляет величину ϕ ≈ 0.66. Значения коэффициента импульса струи при экспериментах в аэродинамической
трубе изменялись в пределах cμ = 0 ÷ 0.45. Измерения действующих на модель сил и моментов
производились с помощью встроенных в модель тензометрических весов относительно их центра, где и располагалась связанная с моделью система осей координат oxyz (см. рис. 5). При вычислении коэффициентов сил и моментов за характерную принималась площадь S1 , а за характерный размер — расстояние от центра весов до вершины модели l1 = 1.72 м.
На аналогичном теле вращения с диаметром миделевого сечения 0.04 м, площадью S0 и
длиной 0.21 м были проведены опыты по визуализации течения в гидродинамической трубе
при скорости потока V = 5 ÷ 7.5 см/с. На этом
теле щелевое сопло длиной 0.1 м, шириной
0.3 мм начиналось на расстоянии 0.02 м от его
вершины и располагалось вдоль образующей
частично на оживальной его части. Средняя по
площади щели скорость истечения струи определялась путем измерения секундного расхода
жидкости в резервуаре и регулировалась с помощью насоса или дросселированием подводящего канала. Значения коэффициента импульса cμ в этих опытах изменялись в пределах
cμ от нуля до 1.3, при этом за характерную
площадь S в (1) принималась площадь S0 . Визуализация течения в гидродинамической трубе
осуществлялась путем подачи подкрашенной
жидкости в щелевое сопло, а также с помощью
подкрашенных в другой цвет струек жидкости,
подаваемых в гребенку насадков, расположен-
Рис. 5. Схема установки для проведения испытаний с выдувом из щелевых сопл:
1 — компрессор; 2 — окно забора воздуха; 3 — тензометрические весы; 4 — державка, вокруг которой поворачивалась модель
для изменения угла атаки α; 5 — щелевое сопло
27
Рис. 6. Визуализация обтекания тела с выдувом из щелевых сопл:
а — демонстрация эффекта Коандэ при α = 90°; б — структура обтекания тела при α = 45°,
cμ = 1.3; в — структура обтекания тела при α = 45°, cμ = 0.5; г — схема обтекания тела
ную на большом расстоянии перед моделью. Ядра вихревых жгутов, формирующихся на теле,
визуализировались с помощью подачи подкрашенной жидкости через тонкую пустотелую иглу,
которая подводилась к носовой части модели.
Визуализация течения (рис. 6, а—в) при одностороннем выдуве показала, что в исследованных диапазонах α = 25 ÷ 70° и cμ = 0.144 ÷ 1.3 основная часть струи, за исключением ее краев,
течет поперек оси тела. При этом она оказывается «прилипшей» к поверхности тела (эффект
Коандэ) вплоть до азимутального угла γ п ≈ 180° в поперечном сечении тела, до которого и реализуется безотрывное обтекание поверхности модели. Это схематично показано на рис. 6, г. В результате, на части поверхности тела, омываемой струей, реализуется циркуляционное обтекание
с образованием дополнительной боковой силы ΔZ и соответствующего прироста момента рыскания ΔM y . В экспериментах обнаружено, что на обоих краях вытекающей из щели струи происходит ее сворачивание в турбулентные «концевые» жгуты Γ1 и Γ 2 (см. рис. 6, в, г). Причем, на
углах атаки, при которых происходит обтекание тела с образованием стационарных отрывных
вихревых жгутов Γ3 и Γ 4 , сходящих собственно с самого тела, струя оказывает эжектирующее
действие на эти вихревые жгуты. Особенно сильно это воздействие сказывается на вихревом
жгуте Γ3 , формирующемся со стороны, где струя выдувается. В результате он проходит существенно ближе к поверхности тела, чем вихревой жгут Γ 4 , образующийся со стороны, где струя не
выдувается (см. рис. 6, г). Эти вихревые жгуты Γ3 и Γ 4 ниже по течению взаимодействуют со
струей и перемешиваются с ее «концевыми» жгутами Γ1 и Γ 2 . Очевидно, это перестроение
структуры течения, дополнительно к действию собственно самой струи, также должно вызывать
изменение аэродинамических нагрузок.
Рассмотрим основные результаты экспериментов в аэродинамической трубе при длине сопла lc = 0.5 м в отсутствии скольжения. Возникновение момента рыскания в результате одностороннего выдува струи на азимуте γ = 120° для различных значений cμ показано на рис. 7, а. Видно, что на углах атаки α ≈ 55 ÷ 75° при cμ = 0 возникают так называемые «нулевые» моменты,
обусловленные аэродинамической несимметрией [8]. В результате выдува струи с ростом cμ
28
Рис. 7. Возникновение момента рыскания m y и управляющего момента Δm y в результате одностороннего выдува струи из щелевого сопла и изменение положения
по углу атаки точки x1 приложения прироста результирующей боковой силы
создаются приросты коэффициента момента Δm y , достаточные как для парирования этих «нулевых» моментов, так и для управления. Измерения показали, что односторонний выдув струи
не влияет на продольную силу и момент крена, что очевидно, но он может оказывать заметное
влияние на нормальную силу и продольный момент. При этом величины приростов (в результате
выдува) нормальной силы и продольного момента оказываются существенно меньшими, чем
приросты боковой силы и момента рыскания. В частности, для положения сопла γ = 120° при
cμ = 0.11 они меньше на порядок. На основе результатов экспериментов было определено положение x1 по оси ох центра приложения прироста ΔZ боковой силы в зависимости от угла атаки.
Было получено, что это положение x1 в исследованном диапазоне cμ практически не зависит
от величины cμ . На рис. 7, б для примера приведена безразмерная величина x1 = x1 d1 для значения γ = 120°, которая определялась как x1 = ΔM y
( ΔZd1 ) = Δm y l1
Δ cz , где l1 = l1 d1 , Δcz — прирост коэффициента боковой силы. Как видно из указанного рисунка, при α ~> 40° центр приложения прироста боковой силы слабо меняется по углу атаки и располагается близко к сечению
тела, проходящему через середину x0 = 0.95 м сопла, что соответствует безразмерной величине
x0 = x0 d1 ≈ 4. Здесь не приведена полученная в экспериментах величина Δcz в функции α и cμ .
Однако с использованием данных, приведенных на рис. 7, а, б, она может быть легко оценена, и,
например, при α ~> 40° ориентировочно можно принять Δcz ≈ 2Δm y . Отсюда следует, что величина получаемого прироста боковой силы ΔZ в результате выдува струи на порядок и более превосходит саму величину прироста секундного импульса Δ J струи, вытекающей из щелевого сопла, так как Δcz Δcμ . Поскольку для получения такого же прироста боковой силы ΔZ при непосредственном ее создании с помощью обычного реактивного сопла требуется секундный импульс Δ J ≈ ΔZ (т. е. Δcμ ≈ Δcz ), то предложенный здесь способ управления по рысканию является
энергетически существенно (на порядок) более выгодным. В исследованиях выявлено, что положение сопл γ ≈ 120 ÷ 140° в широком диапазоне углов атаки, вплоть до α ≈ 160°, позволяет создавать управляющий коэффициент момента Δm y при относительно малых значениях коэффициента импульса (рис. 7, в, г). Как показали эксперименты, все отмеченные выше эффекты в основном
сохраняются и при изменении угла скольжения β в диапазоне β = –10 ÷ 10°. Уменьшение длины
сопла (lc = 0.2, 0.3 м) при сохранении коэффициента cμ приводит при α ~> 80 ° к снижению величины Δm y .
29
Проведем ориентировочный пересчет коэффициента импульса струи cμ и коэффициента
момента m y или его прироста Δm y на обычно принятые для самолета, когда за характерную
площадь берется площадь крыла, а за характерный размер — размах крыла, например, для самолета типа Су-27 (см. рис. 3). Из геометрического подобия следует, что модель самолета с диаметром d 2 миделевого сечения носовой части фюзеляжа, равным диаметру d1 миделевого сечения
испытанного тела, будет иметь размах крыла l2 ≈ 2.5 м и площадь крыла S2 ≈ 2 м 2 . Тогда в соответствии с (1) приведенные на рис. 7 значения cμ нужно умножить на отношение
S1 S2 ≈ 0.025. При условии сохранения полученных эффектов на модели такого самолета коэф-
фициенты m y и Δm y необходимо умножить на величину n = e ( S1l1 ) ( S2l2 ) ≈ 0.002e, где
e = x2 x1 — коэффициент, характеризующий соотношение плеч приложения приростов боковой
силы на моделях самолета и испытанного тела; x2 = x2 d 2 ; x2 — расстояние от точки приложения прироста результирующей боковой силы на модели самолета до центра масс. Будем предполагать, что точка приложения прироста результирующей боковой силы, обусловленной выдувом
струи, на больших углах атаки и на модели самолета располагается вблизи плоскости, проходящей через середину длины щелевого сопла. Тогда в зависимости от компоновки величина
е ≈ 2 ÷ 2.5, а величина n, на которую необходимо умножить m y и Δm y (см. рис. 7) при переходе к
самолетным обозначениям, принимает значение n ≈ 0.004 ÷ 0.005. Таким образом, даже на очень
больших углах атаки, где обычные органы путевого управления являются неэффективными,
управляющие моменты могут превышать величину Δm y ≈ 0.01, которую имеют некоторые маневренные самолеты на сравнительно малых углах атаки [5].
Итак, рассмотренные способы воздействия струй на вихревую систему маневренного самолета показывают, что при низких энергетических затратах имеется возможность существенного
улучшения его характеристик боковой устойчивости и управляемости на сверхбольших углах
атаки.
ЛИТЕРАТУРА
1. Л е й б о в и ч С. Распад вихря. — В кн.: Вихревые движения жидкости. Устойчивость и отрыв пограничного слоя, свободные и квантовые вихри. Серия: Механика. Новое
в зарубежной науке. Вып. 21 / Под ред. А. Ю. Ишлинского, Г. Г. Черного. — М.: Мир, 1979.
2. Г о л о в к и н М. А., Г о р б а н ь В. П., Е ф р е м о в А. А., С и м у с е в а Е. В.
Нестационарные явления в положении областей «взрывов» вихрей, образующихся в окрестности передних кромок треугольного крыла // Ученые записки ЦАГИ. 1986. Т. XVII, № 5.
3. Г о л о в к и н М. А., Г о р б а н ь В. П., Е ф р е м о в А. А., С и м у с е в а Е. В.
Гистерезисные явления в положении областей «взрыва» вихрей при нестационарных движениях треугольного крыла // Труды ЦАГИ. 1986, вып. 2319.
4. В о ж д а е в Е. С., Г о л о в к и н В. А., Г о л о в к и н М. А., Г о р б а н ь В. П.,
С и м у с е в а Е. В. Ликвидация «взрыва» вихрей на треугольном крыле с помощью выдува
локальной струи в окрестность ядра вихря // Ученые записки ЦАГИ. 1986. Т. XVII, № 2.
5. В о ж д а е в Е. С., Г о л о в к и н В. А., Г о л о в к и н М. А., До л ж е н к о Н. Н. Методы управления взаимодействием вихревых структур с элементами самолета на больших
углах атаки // Ученые записки ЦАГИ. 1996. Т. XXVII, № 1 — 2.
6. Д у б о в Ю. Б., С у х а н о в В. Л., Т а р а с о в А. З. Освоение больших углов атаки //
Полет, 1998. Спец. вып.
7. Д у б о в Ю. Б., С у х а н о в В. Л., Т а р а с о в А. З. Большие углы атаки и критические
режимы маневренных самолетов // Труды ЦАГИ. 2001, вып. 2649.
8. Авиация общего назначения. Рекомендации для конструкторов. Под ред. В. Г. Микеладзе. — М.: Изд. ЦАГИ, 1996.
9. В о ж д а е в Е. С., Г о л о в к и н В. А., Г о л о в к и н М. А., С и м у с е в а Е. В.,
Б у к у р о в а В. Н. Струйный метод воздействия на структуру вихревой системы самолета
для улучшения характеристик его боковой устойчивости на больших углах атаки // ТВФ.
1984. № 8 — 9.
_________________
Рукопись поступила 16/VI 2006 г.
30
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа