Представлены результаты экспериментальных исследований обтекания модели прямого крыла в дозвуковой аэродинамической трубе. Модель была установлена под большим углом атаки, и на ее поверхности происходил отрыв потока вблизи передней кромки крыла. Исследовалось влияние внешних возмущений на такое течение. Возмущения в набегающем потоке создавались с помощью тонкой нити, натянутой перед моделью. Найдено, что возможно полное устранение отрыва, если след от нити попадает на поверхность модели.
The experimental investigations results of the flowover a straight wing model, placed at the subsonicwind tunnel are presented. The model was installed at high angle of attack so that the flow separation have place near the leading edge. An influence of external disturbances on such flow is studied. Free stream disturbances were generated by thin wire stretched in front of wing model. It is found that the separation can be completely removed when the wire wake achieve a wing upper surface.
