Эффективность компоновок реактивных сопл на современных и перспективных летательных аппаратах Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

-______УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ

Том XXX 1999

Ж» 3—4

УДК 629.735.33.026.6.036

ЭФФЕКТИВНОСТЬ КОМПОНОВОК РЕАКТИВНЫХ СОПЛ НА СОВРЕМЕННЫХ И ПЕРСПЕКТИВНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТАХ

Г. К Лаврухин

Рассмотрены основные особенности обтекания реактивных сопл в компоновках и влияние трехмерных зон отрыва на их аэродинамические характеристики. Указаны два геометрических параметра, которые позволяют оценить аэродинамическую эффективность сопл в компоновках и провести их сравнение для различных летательных аппаратов. Дан уровень минимальных потерь эффективной тяги, к которому необходимо стремиться для обеспечения максимальной эффективности сопл в компоновках путем реализации безотрывного обтекания их турбулентным набегающим потоком.

1. Одной из особенностей создания современных и разработки перспективных летательных аппаратов (ЛА) различного назначения является интеграция силовой установки (СУ) и реактивных сопл (РС) с планером, при которой может иметь место заметное влияние планера на аэродинамические характеристики СУ, и наоборот.

В связи с возрастанием требований к реактивным соплам СУ и повышением их роли в эффективности СУ и всего ЛА в последние два-три десятилетия усилия отечественных и зарубежных исследователей были направлены на обеспечение максимальной аэродинамической эффективности РС в компоновках [1]—[11].

Основными требованиями, предъявляемыми к РС современных и перспективных ЛА, являются:

— оптимальная интеграция сопл в системе СУ с планером;

— обеспечение высоких тяговых и аэрогазодинамических характеристик РС (небольшое внутреннее и внешнее сопротивление сопл) за счет ре-

гулирования проходных сечений в зависимости от режимов работы двигателя и режимов полета ЛА;

— надежность конструкции, систем регулирования и охлаждения сопла, приемлемый вес и др.

Комплекс работ, проведенный в ЦАГИ, с использованием опыта и результатов, накопленных зарубежными авторами, позволил выяснить особенности обтекания РС в компоновках, выделить основные параметры, определяющие их аэродинамическую эффективность, найти пути обеспечения максимальной эффективности РС в компоновках и определить уровень потерь эффективной тяги сопл, характеризующих эту максимальную эффективность [ 1 ] — [5 ].

Удовлетворение отмеченным требованиям обеспечения высокой аэродинамической эффективности РС в интегральных компоновках оказалось весьма сложной задачей; при этом наибольшую трудность вызвало решение этой проблемы для режимов крейсерских дозвуковых полетов сверхзвуковых самолетов при бесфорсажных режимах работы двигателей, т. е. при обеспечении максимальной дальности крейсерского дозвукового полета. Характерной особенностью работы РС на этих режимах является то, что площадь поперечного сечения реактивной струи в выходном сечении сопла в несколько раз меньше площади миделя гондолы двигателя или фюзеляжа самолета (в пять—десять раз для компоновки двигателя в хвостовой части фюзеляжа). В связи с конструктивными и весовыми ограничениями при регулировании сопла такое сужение от миделя — р

до среза сопла (Ри = —— = 5-5-10) приводит к большим углам сужения на-^ср

ружных створок и возникновению на их наружной поверхности зон отрыва внешнего потока, размеры которых могут значительно возрасти при неблагоприятном влиянии элементов планера на обтекание сопл в интегральных компоновках. Следствием этого явления оказывается значительное увеличение внешнего сопротивления и потерь эффективной тяги реактивных сопл.

Основные типы зон отрыва на поверхности РС схематично изображены на рис. 1. Существенное трехмерное течение в этих зонах весьма сложно для теоретического или численного анализа, к настоящему времени оно исследовано только путем проведения экспериментов на специальных моделях.

Основные усилия здесь были направлены на:

— выяснение особенностей трехмерных течений в отрывных зонах;

— анализ влияния эффектов трехмерности и определение качественного и количественного влияния элементов планера на аэродинамические характеристики РС;

т7^

Фиксированный отрыв {эжекторные сопла)

Нефиксированный отрыб [контурный отрыв)

— поиск и выбор определяющих параметров, которые позволили бы обеспечить корреляцию этого влияния для различных компоновок РС, с одной стороны, и; с другой — обеспечить устранение или минимизацию размеров этих отрывных зон с целью достижения максимальной эффективности РС в компоновках за счет безотрывного обтекания сопл при дос-

таточно больших степени и углах сужения створок РС:

^СР =^ср/^м ^0,3; 0ср >20° (рис. 1, е).

2. Проведенные исследования показали, что в наибольшей степени

могут ухудшить характеристики РС (см. рис. 1):

— контурный отрыв, вызванный большими углами сужения наружных створок РС 0ср > 20°;

— отрыв потока, вызванный сильным загромождением элементами планера обтекания поверхности РС;

— отрыв потока между соплами в компоновке, связанный с наличием больших межсопловых донных областей.

Визуализация течения на

в,тр отрывное

Вез струи

25*

20°

15е

10 -

_6езотрыбное Отрывное

М.

Со струей

Ма

Плавный

контур;

я

-*о,г

•п-„«3+8

поверхности осесимметричных и плоских сопл как изолированных, так и в компоновках позволила выявить форму зон отрыва, особенности течения в них и показать, что выбором контура хвостовой части РС можно обеспечить безотрывное обтекание поверхности сопл турбулентным дозвуковым и трансзвуковым потоком при наличии и при отсутствии реактивной струи [1]—[4] для существенно больших значений углов сужения наружного контура 0ср, чем это было известно ранее [6], рис. 2. Безотрывное обтекание хвостовых частей с реактивными соплами внешним потоком обеспечивает величину их внешнего сопротивления, близкую к минимальной, и минимизирует влияние известных краевых эффектов для неосесимметричных хвостовых частей [3], приближая величину их коэффициентов сопротивления к величине сх для эквивалентных осесимметричных хвостовых частей (рис. 3).

Поскольку безотрывное обтекание осесимметричных хвостовых частей с РС обеспечивает практически минимальную величину их внешнего сопротивления при до- и трансзвуковой скорости набегающего потока и величина этого сопротивления вследствие положительной интерференций реактивной струи с набегающим потоком близка к нулю, имеет смысл го-

Конические без струи

0,5

0,7

0,9

Мт

Рис. 2

м.

¥ ©>

Рис. 3

ворить о некотором «эталоне», к которому следует стремиться при обеспечении низкого уровня потерь эффективной тяги сопл.

В отечественной и зарубежной практике авиадвигателестроения уровень внутреннего газодинамического совершенства сверхзвуковых РС соответствует 1 2% потерь тяги по сравнению с тягой идеального сопла.

С учетом отмеченного выше небольшого уровня сопротивления осесимметричных хвостовых частей при безотрывном обтекании уровень минимальных потерь эффективной тяги сопл можно считать как 1 2% от иде-

альной тяги сопл. Действительно, проведенные комплексные экспериментальные исследования изолированных хвостовых частей с РС, имеющих различную степень сужения _

, показали, что такой уровень может быть достигнут при до- и трансзвуковой скорости набегающего потока в случае обеспечения безотрывного обтекания РС (рис. 4). Видно, что измеренные потери эффективной тяги хвостовых частей с РС при достаточно больших углах сужения наружных створок 0ср »20° не превышают 2% от идеальной тяги сопл.

Отмеченный уровень Д^эффшш на Рис- 4 можно

тсе=/(Л£.)

считать «эталоном» при оценке аэродинамического совершенства компоновок реактивных сопл. При этом максимально используется положительная интерференция реактивной струи и набегающего потока и отсутствует неблагоприятное влияние элементов планера, так как рассматривается изолированная хвостовая часть. Особо следует подчеркнуть, что в уровень

ЛРэффтт включается целиком все сопротивление давления сужающейся

хвостовой части от миделя до среза реактивного сопла. Сопротивление трения поверхности хвостовой части с соплом по принятой методологии не включается в потери эффективной тяги.

3. Переход от изолированной хвостовой части с РС к интегральной компоновке двух или более двигателей приводит к ухудшению обтекания РС вследствие наличия донных областей, интерференции с элементами планера и возникновению зон отрыва, схематично показанных на рис. 1. Проведенные исследования позволили качественно и количественно оценить влияние элементов планера на размеры и форму отрывных зон, а также на уровень потерь эффективной тяги сопл в компоновках. Кроме того, удалось показать, что возможна реализация практически безотрывного обтекания сопл в компоновках и обеспечения потерь эффективной тяги, близких к уровню минимальных потерь тяги изолированного сопла

Донные области

по рис. 4.

Эквивалентные донные области

Затенение элементами фюзеляжа

Затенение крылом

Среди них можно выделить донные области между соплами, площадь поперечного сечения нависающих над соплом балок хвостового оперения, стекателей, задней кромки крыла, площадь «затенения» поверхности сопла нависающим крылом и др.

Влияние этих элементов на обтекание РС в компоновках и на уровень их потерь эффективной тяги можно описать с помощью параметра «эффективной донной

----. д

Гм

тывающего размеры заштрихованных на рис. 5 сечений. Обоб-

= ^д. эфф

площади» Эфф =—----, учи-

Рис. 5

0,8 $ отр

щение большого количества результатов экспериментальных исследований позволило построить зависимости превышения потерь эффективной тяги РС в компоновках по сравнению с уровнем потерь тяги соответствующего изолированного сопла и размеров отрывных зон на поверхности

сопл в компоновках от параметра «эффективной донной площади» Р д. эфф .

Эти зависимости представлены на рис. 6. Помимо относительной площади поверхности сопл, занятой отрывной зоной 5"^ (площадь поверхности £0Тр отнесена ко всей площади наружной поверхности створок сопл), на рис. 6 схематично показаны типы зон отрыва, которые реализуются на поверхности сопл в компоновках. Величина параметра Р д.эфф

характеризует степень совершенства реактивных сопл в компоновках и связывает размеры зон отрыва с величиной потерь эффективной тяги сопл. Следует подчеркнуть, что указанный на рис. 6 диапазон изменения пара-

6) слаВораширяющая-ся зона отрыва

0,55

в) сильнорааширяютяся зона отрава

Рис. 6

метра .Рд.эфф от 0 до 0,4 соответствует большинству компоновок реактивных сопл современных отечественных и зарубежных самолетов.

Если считать за «эталон» уровня потерь эффективной тяги величину А^эффшт = 0,01 0,02 в соответствии с рис. 4, то достаточно очевидно,

что при величине параметра ^ д. эфф =0,3 -г 0,4 потери тяги сопл в компоновках могут в три — пять раз превышать этот уровень, что связано с неблагоприятным влиянием элементов планера на обтекание поверхности сопл и образованием на ней обширных зон отрыва, приводящих к повышенному сопротивлению при взаимодействии турбулентного набегающего потока с реактивными струями.

Уменьшение параметра ^ д.эфф до ~ 0,03 0,05 позволяет свести это

влияние к минимуму, минимизировать размеры отрывных зон на поверхности сопл и реализовать высокоэффективную интегральную компоновку реактивных сопл с уровнем потерь эффективной тяги, близким к минимальному, для изолированного сопла ( §ДРэфф < 0,005).

4. Методология определения аэрогазодинамических характеристик РС достаточно сложна, и формы их представления в отечественной и зарубежной литературе различны, что затрудняет сравнение этих характеристик для различных компоновок по разным источникам и полную оценку эффективности той или иной компоновки РС. Из встречающихся форм (или способов) представления интегральных аэродинамических характеристик сопл можно отметить следующие. '

В эти характеристики, помимо внутреннего сопротивления сопл, включаются: в первом случае —- сопротивление поверхности наружных регулируемых створок, во втором — сопротивление всей сужающейся хвостовой части гондолы или фюзеляжа с реактивными соплами, в третьем — сопротивление сопл, хвостовой части и расположенных в районе РС элементов планера. Достаточно очевидно, что уровень потерь эффективной тяги одних и тех же РС в одной й той же компоновке будет для этих случаев различным. При этом наиббльшее распространение получил первый способ представления аэродинамических характеристик сопл, когда их эффективность оценивается только с учетом наружного сопротивления створок сопл. Однако такое представление интегральных характеристик сопл не всегда наглядно отражает эффективность сопл в компоновке. Предположим, что в двух различных работах исследованы разные компоновки РС и приведены уровни их характеристик, полученные первым способом, например, в виде потерь эффективной тяги, равных 1+2% идеальной тяги сопл. Возникает закономерный вопрос: если компоновки сопл различны (например, в гондоле или фюзеляже самолета), то отражает ли этот уровень потерь в одинаковой степени одну и ту же эффективность интегральной компоновки сопл или нет? Ответ на этот вопрос можно получить с помощью второго геометрического Параметра — отношения пло-

щади миделя сопла ^мс к площади миделя гондолы или фюзеляжа, = F

^м.с = м'с . Параметр К.с характеризует площадь поперечного сечения,

'

в котором происходит стыковка или сочленение сопла с гондолой двигателя или фюзеляжем самолета. Относительный геометрический параметр

Рмс характеризует степень сужения хвостовой части от миделя до сечения, где начинается реактивное сопло, и используется при представлении аэродинамических характеристик упомянутым выше первым способом, когда в потери эффективной тяги сопл включается только сопротивление наружных створок и не включается сопротивление сужающейся хвостовой части от миделя гондолы или фюзеляжа Рм до сечения с Рмс. Использование параметра Рмс в сочетании с рассмотренным выше параметром

«эффективной донной площади» ^д.эфф позволяет наглядно показать, каким образом необходимо проводить сравнение характеристик РС, чтобы представить аэродинамическую эффективность той или иной компоновки. Иллюстрацией этого сравнения и анализа эффективности компоновок сопл служит рис. 7, где представлены потери эффективной тяги изолированных сопл в компоновках и отмечены два рассмотренных выше сечения: мидель гондолы или фюзеляжа Рм и мидель сопла Рмс. Разные компоновки реактивных сопл на различных современных самолетах отличаются друг от друга величиной параметра Рис в довольно широком диапазоне от ^м.с = 1 Д° ^м.с = 0)45, т. е. более чем в два раза. Если первый геометрический параметр F д. эфф, также изменяясь в большом диапазоне, характеризует степень загромождения обтекания РС элементами планера, то параметр с характеризует место расположения РС в хвостовой части гондолы или фюзеляжа.

При первом способе представления аэродинамических характеристик сопл принципиальным моментом является то, что отрицательная интерференция с элементами планера при неудачной компоновке сопл приводит к увеличению сопротивления не только створок сопла, но и сужающейся хвостовой части (до сечения ^мс), которое не входит в представленную величину потерь эффективной тяги сопл и, таким образом, явно не проявляется. Кроме того, поскольку значения параметра Рмс разные для различных компоновок одних и тех же сопл, то и количественная величина этой отрицательной интерференции также различна.

Влияние места расположения РС в хвостовой части гондолы или фюзеляжа при безотрывном обтекании их внешним до- или трансзвуковым потоком схематично иллюстрируют диаграммы распределения относительного статического давления по поверхности хвостовых частей с РС в верхней части рис. 7 б.

- М«,=0,8+0,9 ; 'К,. = 3^г3,5

э<рф

Этот известный характер распределения давления качественно одинаков для всех типов хвостовых частей с РС и заключается в следующем. На цилиндрической хвостовой части гондолы или фюзеляжа статическое давлениер равно давлению в набегающем потоке рх (р = 1). При обтекании сужающейся хвостовой части на начальном участке происходит разгон внешнего потока и статическое давление становится ниже давления в набегающем потоке, что отмечено знаком минус. При безотрывном обтекании хвостовой части с РС (сплошные кривые распределения давления) имеет место положительная интерференция реактивной струи и набегающего потока, которая приводит к повышению давления у среза сопла (р>\), что отмечено знаком плюс. Важным моментом здесь является то,

что при расположении РС в цилиндрической гондоле (^мс= 1) все сопротивление створок сопл, связанное с начальным разрежением, входит в ве-

личину потерь эффективной тяги сопл, поскольку весь процесс потока происходит на створках сопла. При расположении РС в сужающейся хвостовой части гондолы или фюзеляжа (^мс< 1) сопротивление на начальном участке сужения от сечения Гм до сечения с не входит в величину потерь тяги в соответствии с первым способом представления аэродинамических характеристик сопл. В этом случае положительная интерференция на створках сопла может привести к тому, что эффективная тяга по величине превысит идеальную тягу сопла и величина потерь эффективной тяги станет отрицательной. Эта отрицательная величина потерь может создать иллюзию более высокой эффективности сопл, расположенных в хвостовой части фюзеляжа (.Р|Й_СЛ*0,5), по сравнению с соплами, расположенными в цилиндрической гондоле (Рм.с= !)■ Отрицательная интерференция с элементами планера или неудачный выбор компоновки сопл приведут к снижению уровня статического давления на поверхности хвостовой части и сопла (штрихпунктирные кривые распределения давления), однако преимущество сопла в хвостовой части фюзеляжа (/гмх< 1) по сравнению с

соплом в цилиндрической гондоле (Рмх = 1) останется по тем же соображениям, что и отмечено выше, хотя интерференция струи и внешнего потока может и не дать эффекта и, более того, быть отрицательной.

Рассмотренное выше наглядно подтверждается изменением величины

потерь эффективной тяги сопл в зависимости от параметра Рм с. При этом одновременно рассматриваются два способа представления аэродинамических характеристик: первый — когда в потери эффективной тяги включается только сопротивление наружных створок сопл (рис. 7, а), и второй — когда в величину потерь эффективной тяги сопл входит еще и сопротивление сужающейся хвостовой части от миделя Ем до сечения миделя сопла ^м.с (Рис- 7, б). Различные точки на рис. 7, б имеют те же значения параметра -Рд Эфф, что и на рис. 7, а. Штрихпунктирные линии на рис. 7, аи б

соответствуют случаю безотрывного обтекания изолированной хвостовой части с соплом или компоновке сопл с нулевым параметром «эффективной донной площади» (Ед.эфф= 0). При втором способе представления характеристик сопл все сопротивление хвостовой части входит в величину потерь эффективной тяги сопл и, в соответствии с рис. 4 для случая безотрывного обтекания сопл, может быть на уровне ~1,5% идеальной тяги сопл независимо от того, где располагается сопло — в гондоле или фюзеляже (штрихпунктирная прямая на рис. 7, б). Когда представление характеристик сопл осуществляется первым способом, то потери эффективной тяги

сопла в цилиндрической гондоле (.Рмс = 1) остаются такими же, т. е. на уровне 1,5% идеальной тяги, поскольку все разрежение давления приходится на створки сопла. Потери тяги сопла, расположенного в сужающейся

хвостовой части гондолы или фюзеляжа, монотонно снижаются при этом способе представления характеристик, поскольку из потерь эффективной тяги сопл исключается сопротивление сужающейся хвостовой части от миделя Рм до сечения подвески сопла .Рм с; при этом вследствие положительной интерференции величина АРэффст1п может стать отрицательной

в соответствии с проводимой процедурой представления характеристик (штрихпунктирная кривая на рис. 7, а).

Очевидно, что при первом способе представления характеристик сопло в гондоле (Рмс- 1) проигрывает при сравнении с соплом в хвостовой

части фюзеляжа ( Рмс < 1), хотя и в том, и другом случае полностью реализованы безотрывное обтекание и положительная интерференция реактивной струи и внешнего потока у среза сопла.

Поэтому при первом способе представления аэродинамических характеристик для сравнения эффективности сопл необходима штрихпунктирная кривая на рис. 7, а. Если потери эффективной тяги исследуемых реактивных сопл располагаются около этой кривой, то аэродинамическая эффективность их одинакова. Поэтому на рис. 7, а приведены уровни потерь эффективной тяги сопл ЛРЭфф с трех конкретных компоновок с различными параметрами «эффективной донной площади» (Рд эфф = 0 и 0,2), характеризующими степень загромождения обтекания сопл элементами планера или качество компоновки РС. В компоновках РС при Рл эфф = 0

реализованы безотрывность обтекания сопл, положительная интерференция струи и внешнего потока и устранена отрицательная интерференция элементов планера. Величины ЛРэфф,с для них в связи с этим располагаются около штрихпунктирной кривой на рис. 7, а, хотя уровни потерь тяги различны в связи с различием параметра сужения хвостовой части Ри с .

В компоновке с ^длфф= 0,2 вследствие отрицательной интерференции с элементами планера величина АРэфф с находится на уровне 2%

идеальной тяги сопл, т. е. существенно выше штрихпунктирной кривой на рис. 7, <я, что свидетельствует о неоптимальности этой компоновки сопл и снижении эффективности сопл в ней. Сравнение же с компоновкой, имеющей /д Эфф= 0, но расположенной в цилиндрической гондоле (^м с = 1), показывает, что уровни потерь эффективной тяги сопл АР эфф с практически у этих двух компоновок одинаковые, хотя компоновка сопл с Рмс = 0,6 и эфф - 0,2 оказывается менее эффективной. Поэтому по уровню потерь эффективной тяги сопл АР эфф. с этих ДВУХ компоновок без штрихпунктирной кривой на рис. 7, а судить об их аэродинамической эффективности было бы весьма затруднительно.

Представление характеристик сопл вторым способом, т. е. с учетом сопротивления хвостовой части с соплами, сразу же наглядно показывает эффективность сопл в компоновках (рис. 7, б). При этом наличие штрих-пунктирной кривой не обязательно, так как рис. 4 показывает, что «эталон», к которому надо стремиться при обеспечении максимальной аэродинамической эффективности сопл в компоновках, находится на уровне 1 2% идеальной тяги сопл.

Рис. 7, б наглядно показывает, что две компоновки с Fа эфф« 0 независимо от параметра FM с одинаково эффективны, причем эта эффективность практически максимальна, а компоновка с Рд эфф» 0,2 имеет эффективность, в несколько раз худшую, чем первые две компоновки.

Поэтому представление аэродинамических характеристик вторым способом — с учетом внешнего сопротивления хвостовой части и PC — позволяет наглядно оценить совершенство или несовершенство различных компоновок как между собой, так и по сравнению с «эталоном», независимо от параметра сужения хвостовой части FM с, а минимизация параметра

Fл эфф,< 0,05 позволит обеспечить максимальную эффективность сопл в компоновках.

ЛИТЕРАТУРА

1.Lavrukhin G. N. Certification of aerodynamic efficiency nozzle installations / В сб.: Experimental Facilities and Aircraft Certification.—International Symposium Proceedings.—Zhukovsky, Russia, 22—25 August 1995.

2. JI а в p у x и н Г. H. Оценка аэродинамической эффективности компоновок реактивных сопл на самолетах/ЛГруды XX научных чтений по космонавтике.—М.: ИИЕТ РАН,—1996.

3. Lavrukhin G. N. Three-dimensional flow effect for afterbodies and nozzles/B сб.: Aviation-2000. Prospects.— International Symposium Proceedings.—Zhukovsky, Russia, 19—24 August 1997.

4. L a v r u k h i n G. N. Nozzle—airframe interference / В сб.: Proceedings of the Sino-Russia Symposium on Manoeuvrable aircraft/engine integration.—

CAE, Beying, 15—17 December 1994.

5. V a s i 1 i e v V. J., D u b о v N. A., L a v r u k h i n G. N. Engine/aircraft integration problems for the flying laboratory Tu-144LL/B сб.: Aviation-2000. Prospects.— International Symposium Proceedings.—Zhukovsky, Russia, 19—24 August 1997.

6. Internal aerodynamics manual, vol. II. — Columbus. —1970 (North American Rockwell Corporation, NR-68H-434).

7. Жданов В. Т., Соколов В. Д., Лавру хин Г. Н., Тол-ч е в В. А., К у р и л к и н а П. И. Сопла воздушно-реактивных двигателей (по материалам иностранной печати за 1965—1971 гг.).— Обзор БНТИ ЦАГИ.—

1972, №383.

8.Лаврухин Г. Н., Нецветайлов Е. М., Павлюков Е. В., Полищук Г. И. Проблемы компоновки реактивных сопл на современных сверхзвуковых самолетах. Ч III. Сопла ВРД в компоновках с хвостовыми частями самолетов (по материалам иностранной печати за 1971—1977 гг.).— Обзор ОНТИ ЦАГИ,— 1979, № 546.

9. Л а в р у х и н Г. Н., П о л и щ у к Г. И. Плоские сопла в интегральных самолетных компоновках (по материалам открытой иностранной печати за 1972—1978 гг.).— Обзор ОНТИ ЦАГИ,— 1980, № 586.

10. Л а в р у х и н Г. Н., П л о ц к и й А. И. Сопла самолетов 90-х годов (по материалам открытой иностранной печати за 1978 — 1983 гг.).— Обзор ОНТИ ЦАГИ,— 1985, № 655.

11. Лаврухин Г. Н., Широкопояс Е. П. Проблемы аэродинамики выходных устройств перспективных самолетов. Ч. И. Экспериментальные исследования реактивных сопл современных и перспективных самолетов,— Обзор ОНТИ ЦАГИ,— 1993, № 271.

Рукопись поступила 16/Х11998