Кашкарова М.В., Скрипкин С.Г., Цой М.А., Кравцова А.Ю. «Развитие кавитации в щелевом зазоре на крыле с гладкой и текстурированной поверхностью» Теплофизика и аэромеханика, № 3, с. 437-445 (2025)

Работа посвящена исследованию кавитационного течения в щелевом канале, возникающего при обтекании крыловых профилей NACA 0012 с гладкой и периодической шероховатостью на поверхности. Цель работы заключалась в описании динамики развития кавитационной полости на гладком и шероховатом профилях, а также в определении отличий между ними. Компьютерное моделирование кавитационного течения в щелевом канале, образующегося за препятствием в виде крыла, выполнено в современном CFD-пакете STAR CCM+. Получена визуализация, проведено компьютерное моделирование в широком диапазоне параметров, выполнено сопоставление с данными эксперимента по исследованию кавитирующего течения. Описано влияние периодической шероховатости на особенности появления и развития кавитационной полости на крыле. Показана структура потока в ячейках шероховатости. Полученные результаты работы могут быть использованы для эффективного управления процессом кавитации в щелевых участках различных гидротехнических устройств.

Барсук В.Е., Серьезнов А.Н., Степанова Л.Н., Кабанова С.И., Рамазанов И.С., Чернова В.В. «Локация сигналов акустической эмиссии, выполненная на борту самолетов в наземных условиях и в полете» Контроль. Диагностика, 29, № 1, с. 4-15 (2026)

Приведены результаты локации сигналов акустической эмиссии (АЭ) в области установки пьезоантенн на борту одного самолета, расположенного на земле, и на борту другого самолета, осуществляющего летные испытания. В первом самолете отрабатывалась методика локации сигналов АЭ. Для этого в его композитной зоне располагались две пьезоантенны, каждая из которых состояла из четырех пьезоэлектрических преобразователей акустической эмиссии (ПАЭ). На конструкцию в области установки каждого датчика пьезоантенны наносилось по пять ударов скрученным проводом. Датчики пьезоантенны последовательно переводились в режим излучения, определялось время прохождения сигнала и средняя скорость звука, распространяющегося между ними. После этого проводилась локация сигналов АЭ. Экспериментальные результаты локации сравнивались с реальными координатами датчиков, работающих в режиме излучения. Погрешности локации рассчитывались за счет перебора значений скоростей звука Сx, Сy. При достижении минимальной величины погрешности результаты расчета скоростей распространения акустических сигналов Сx, Сy использовались для практических испытаний при определении дефектов внутри зон, ограниченных пьезоантеннами, расположенными на первом самолете. Во втором самолете устанавливалась пьезоантенна, состоящая из четырех ПАЭ, и четырехканальный блок АЭ-системы. В режиме полета самолета записывались сигналы АЭ от двигателей, при рулении к взлетно-посадочной поло-се, взлете, полете, снижении, посадке и рулении к стоянке. Максимальная активность сигналов АЭ зарегистрирована при взлете и посадке самолета. В процессе полета из зоны контроля было зарегистрировано 46 сигналов АЭ, из них амплитуды шести сигналов превышали порог селекции. Ключевые слова: акустическая эмиссия, сигнал, калибровка, компози-ционный материал, погрешность, самолет, полет.

Бобров М.С., Хребтов М.Ю. «Исследование низкочастотных колебаний в условиях неоднородной тепловой конвекции» Теплофизика и аэромеханика, № 4, с. 617-634 (2025)

Представлены результаты исследования влияния горизонтального градиента температуры поверхности на динамику теплового конвективного потока с помощью прямого численного моделирования (DNS). Проведена серия расчетов при умеренных числах Рэлея (10⁵–10⁸). Расчетная область имела прямоугольную форму с двумя горизонтальными стенками с заданной разницей средних температур между ними, приводящей к формированию свободно-конвективного течения. Температура на нижней стенке имела неоднородное распределение вдоль одной из горизонтальных осей. Образующиеся за счет вертикального градиента плотности конвективные ячейки находились под воздействием слабого горизонтального градиента температуры, что приводило к их деформации и переносу к центральной оси расчетной области. В результате наблюдались интенсивные когерентные горизонтальные колебания положения центрального восходящего потока на низкой частоте. Эта частота слабо зависела от числа Рэлея, а амплитуда колебаний росла с его увеличением. Данный эффект возникновения низкочастотных колебаний не проявляется в двумерном моделировании и возникает в результате взаимодействия соседних трехмерных конвективных ячеек, попадающих в центральный восходящий поток. Авторами предложена асимптотическая оценка для периода этих колебаний. Показано, что колебания не исчезают с ростом числа Рэлея, что дает основание ожидать их влияния на тепломассоперенос в природных течениях.

Солдаткин В.М., Солдаткин В.В., Ефремова Е.С., Разумов И.А., Истомин Д.А. «Исследование влияния вихрей Кармана на колебания флюгерного чувствительного элемента датчика аэродинамических углов» Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, № 4, с. 16 (2025)

Отмечена важность достоверной информации об аэродинамических углах атаки и скольжения для решения задач пилотирования, автоматического управления, обеспечения безопасности полета самолетов и других летательных аппаратов (ЛА). Указано, что широкое применение для измерения аэродинамических углов получили флюгерные датчики аэродинамических углов (ДАУ), выполненными на основе флюгеров с различными формами и параметрами. Показано, что в процессе эксплуатации на флюгерный чувствительный элемент ДАУ кроме внешних атмосферных возмущений оказывают неблагоприятное воздействие вихри Кармана, образуемые из-за периодического срыва потоков со смежных обтекаемых поверхностей флюгера. Это определяет важность материалов статьи по формированию математического аппарата для моделирования и исследования влияния вихрей Кармана на колебание флюгерного чувствительного элемента ДАУ, для обнаружения и уменьшения амплитуды колебаний, обусловленных влиянием вихрей Кармана. Ключевые слова: аэродинамические углы, измерение, датчик, вихри Кармана, чувствительный элемент, колебания, моделирование

Ибрагимов М.Р., Усмонов Р.С., Батраков В.В. «Влияние вибрации на процесс создания преформ с плетеной структурой армирования элементов конструкций ЛА» Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, № 4, с. 18 (2025)

Работа посвящена определению влияния вибрации на степень покрытия преформы с биаксиальной схемой армирования. Для этого был проведен эксперимент, результаты которого позволили определить рабочий диапазон частот вибрации с значениями степени покрытия преформы в рабочем поле 0,93-1. Ключевые слова: радиальное плетение, степень покрытия, ширина ровинга, вибрация

Копьев В.Ф., Чернышев С.А. «Акустическая неустойчивость кругового вихря со сглаженным профилем завихренности в дозвуковом и сверхзвуковом случае» Акустический журнал, 71, № 5, с. 695-708 (2025)

Известно, что возмущения локализованного вихря могут обладать двумя специфическими механизмами взаимодействия с окружающим потоком. Первый связан с потерей энергии течением, что при отрицательной энергии вихревых возмущений приводит к неустойчивости. Второй представляет собой майлсовский механизм взаимодействия колебаний вихревого ядра с возмущениями в окрестности критического слоя (линия тока, на которой фазовая скорость возмущений совпадает со скоростью среднего течения), сопровождающийся потоком энергии из этой окрестности, приводящим в случае отрицательной энергии колебаний к их демпфированию (и, наоборот, к майлсовской неустойчивости при положительной энергии возмущений ядра). Впервые рассмотрено течение, в котором оба этих механизма реализуются одновременно. Для этого рассматриваются возмущения круговых вихрей с отрицательной энергией, для которых реализуются как акустическая неустойчивость, так и майлсовское демпфирование. Показано, что в случае слабой сжимаемости майлсовский механизм может полностью подавить акустическую неустойчивость, однако в случае более сильной потери энергии за счет акустического излучения, акустическая неустойчивость будет доминировать. Аналитически исследовано влияние различных параметров на перечисленные эффекты и установлен количественный критерий акустической неустойчивости вихря со сглаженным профилем завихренности. Рассмотрен эффект акустической неустойчивости в случае больших скоростей в ядре вихря, включая сверхзвуковое течение. Скорость потока усиливает инкремент акустической неустойчивости за счет более эффективного излучения звука, что делает возможным неустойчивость вихрей с более сильной сглаженностью. Этот эффект показывает, что поведение вихревых структур в высокоскоростных струях может принципиально отличаться от случая, характеризующегося малым числом Маха, и интенсифицировать за счет акустической неустойчивости колебания вихрей, которые в дозвуковом случае характеризуются сильным демпфированием. Показано также, что в несжимаемом течении с вихрем, ограниченным импедансными стенками, реализуется альтернативный акустическому механизм потери энергии. В этом случае майлсовское демпфирование также может быть преодолено, причем в отличии от механизма, реализуемого уходящими акустическими волнами, потеря энергии вихрем за счет поглощения стенками цилиндра может быть существенно более эффективной, что приводит к расширению области неустойчивости на течения с более гладкими профилями завихренности.

Бычков О.П., Копьев В.Ф., Фараносов Г.А., Чернышев С.А. «Параметрическое исследование характеристик шума нагретых дозвуковых струй» Акустический журнал, 71, № 5S, с. 52 (2025)

Для предварительных оценок шума на местности создаваемых или модернизируемых самолетов необходимо иметь представление обо всех его значимых источниках. Для самолетов с реактивными двигателями одним из таких источников является турбулентная струя, истекающая из сопла двигателя. Струи реальных двигателей являются нагретыми, и этот фактор необходимо учитывать при моделировании. Известно, что нагрев струи увеличивает ее шум при фиксированном перепаде давления не только за счет увеличения скорости истечения, но и за счет появления дополнительного источника шума, связанного с колебаниями плотности газа. Возможность экспериментального исследования этих эффектов появилась благодаря модернизации заглушенной камеры АК-2 ЦАГИ, где была впервые продемонстрирована дипольная структура источника шума для низкоскоростных струй. В работе представлены результаты измерений акустических характеристик нагретых струй и их анализ в широком диапазоне дозвуковых скоростей истечения (акустическое число Маха 0.4≤M_a≤0.7) и температур нагрева (температура

Копьев В.Ф., Зайцев М.Ю., Беляев И.В., Wang Yong, Zhao Kun «Экспериментальное исследование шума обтекания тематической модели крыла сверхзвукового гражданского самолета на режиме посадки» Акустический журнал, 71, № 5S, с. 54 (2025)

Шум обтекания элементов конструкции планера является одним из основных источников шума современных дозвуковых самолетов на режиме посадки. Для сверхзвуковых гражданских самолетов (СГС) экспериментальные исследования шума планера в контролируемых условиях практически не проводились, поэтому количественная оценка вклада шума планера СГС в общий шум СГС на режиме посадки является затруднительной. В работе впервые были выполнены экспериментальные исследования шума обтекания тематической модели механизированного крыла СГС, проведенные в маломасштабных испытаниях в заглушенной камере АК-2 ЦАГИ и в крупномасштабных испытаниях в FL-17 CARDC. В качестве тематической модели использовалось крыло C608 NASA с различными отклонениями закрылков. Получены параметрические зависимости уровня шума и диаграммы направленности шума обтекания крыла СГС от различных скоростей потока и углов отклонения закрылков. Данные результаты позволят уточнить существующие полуэмпирические модели шума обтекания крыла, развить новые модели шума обтекания крыла СГС и уточнить оценки вклада шума обтекания крыла в шум на местности разрабатываемых перспективных СГС. Ключевые слова: шум обтекания, шум крыла, сверхзвуковой гражданский самолет

Фараносов Г.А. «Особенности ближнего звукового поля винта» Акустический журнал, 71, № 5S, с. 54 (2025)

Воздушный винт является мощным источником тонального шума, который необходимо учитывать при оценке шума на местности различных летательных аппаратов. Характеристики тонального шума весьма чувствительны к концевому числу Маха, числу и геометрии лопастей. В работе на примере простой модели рассматриваются физические аспекты некоторых свойств тонального шума винтов, а также возможные механизмы шума взаимодействия винтов и элементов конструкции планера. Ключевые слова: шум винта, вращающийся источник, волны Маха

Акиньшин Р.В., Фараносов Г.А., Титарев В.А. «Численное исследование задачи о вращении ненагруженного винта в набегающем потоке с образованием импульсного шума» Акустический журнал, 71, № 5S, с. 54-55 (2025)

Исследуется задача о вращении двухлопастного винта с нулевым углом установки лопастей в набегающем потоке. Геометрия лопастей создана на базе профиля BHT-540. Исследование проводится на основе численного решения уравнений Эйлера с помощью собственного пакета программ Акустического отделения ЦАГИ. Характерным моментом для такой задачи является образование трансзвукового течения на наступающей лопасти, что приводит к образованию импульсного шума. Основной целью работы является исследование аэроакустических характеристик импульсного шума в зависимости от параметров задачи. Ключевые слова: импульсный шум, трансзвуковое течение, численное решение

Юдин М.А., Копьев В.Ф., Фараносов Г.А., Чернышев С.А. «Сравнение различных подходов к моделированию распространения ударных волн вдоль канала воздухозаборника» Акустический журнал, 71, № 5S, с. 55 (2025)

Одним из источников шума современного двигателя является вентилятор, который оказывается особенно заметным при высоких скоростях вращения, когда реализуется сверхзвуковое обтекание концов лопаток и появляется система ударных волн, распространяющаяся вверх по потоку до выхода из канала двигателя. Настоящая работа посвящена исследованию процесса распространения этой системы ударных волн. В настоящий момент существует несколько способов моделирования распространения ударных волн по каналу воздухозаборника. Настоящая работа посвящена сравнению двух основных подходов: моделирования во временной области и моделирования в частотной области. Ключевые слова: шум вентилятора, ударные волны, распространение, моделирование

Башкатов В.В., Денисов С.Л., Остриков Н.Н. «О влиянии эффекта экранирования на результат настройки ЗПК в воздухозаборнике двигателя» Акустический журнал, 71, № 5S, с. 55 (2025)

Для снижения шума вентилятора современного турбореактивного двухконтурного двигателя его каналы облицовывают звукопоглощающими конструкциями (ЗПК), параметры которых оптимизируют на максимальное снижение шума самолета на местности. Однако установка двигателя над поверхностью крыла может существенно изменить диаграмму направленности излучения в дальнем поле в силу наличия эффекта экранирования звука. Действительно, при отсутствии эффекта экранирования наиболее интенсивное излучение тональных компонент шума вентилятора двигателя из канала воздухозаборника реализуется в диапазоне углов наблюдения от 50 до 70 градусов. Поэтому параметры ЗПК в воздухозаборнике настраиваются на максимальное снижение амплитуд звуковых мод, излучаемых в дальнее поле в этом диапазоне углов наблюдения. В случае установки двигателя над крылом звук, излучаемый из воздухозаборника в этом диапазоне углов, может значительно экранироваться, а в дальнем поле начинают доминировать звуковые моды, излучаемые под малыми углами наблюдения. Поэтому с целью достижения наибольшего снижения шума самолета в дальнем поле необходимо перенастроить параметры ЗПК на снижение интенсивных звуковых мод, излучаемых под малыми углами наблюдения. В работе представлены результаты решения задачи оптимизации импеданса ЗПК в канале модельного воздухозаборника при наличии и отсутствии эффекта экранирования модельным прямоугольным крылом, выполненного с помощью ранее развитого метода, основанного на компиляции метода Геометрической Теории Дифракции, описывающего эффект экранирования, и метода конечных элементов расчета процесса распространения звука в канале при наличии потока. Ключевые слова: эффект экранирования, звукопоглощающие конструкции, снижение шума самолета на местности

Дружинин Я.М., Милешин В.И., Россихин А.А. «Расчетное исследование механизмов генерации тонального шума двухступенчатым вентилятором на режимах с дозвуковым течением» Акустический журнал, 71, № 5S, с. 56 (2025)

Одним из возможных направлений развития современной авиастроительной индустрии является внедрение сверхзвуковых пассажирских самолетов (СПС). Для перспективных двигателей СПС со степенью двухконтурности от 1.0 до 3.0 предполагается применение двухступенчатых вентиляторов с широкохордными лопатками, обеспечивающих высокую степень повышения полного давления около 2. Такие вентиляторы существенно отличаются как от одноступенчатых вентиляторов современных дозвуковых пассажирских самолетов, так и от многоступенчатых вентиляторов, которые использовались на пассажирских самолетах первых поколений. Целью работы является численное исследование механизмов генерации тонального шума двухступенчатым вентилятором на режимах с дозвуковым течением. Такие особенности течения в вентиляторе характерны для посадочных режимов. На этих режимах основной вклад в генерацию шума вносит шум взаимодействия между рабочими колесами (РК) и направляющими аппаратами (НА). Представлено численное исследование тонального шума двухступенчатого вентилятора на режиме с дозвуковой окружной скоростью. В работе использовался метод расчета тонального шума многоступенчатых турбомашин в частотной области. В результате расчетов получен модальный состав излучения на входе в вентилятор и выходе из него. Вычислена мощность тонального шума, излучаемого вентилятором в исследуемом частотном диапазоне. Проведен анализ того, взаимодействие каких венцов дает наибольший вклад в излучение. Показано, что основной вклад в тональный шум вентилятора вносит шум, связанный с взаимодействием второго рабочего колеса с первым направляющим аппаратом. Ключевые слова: вычислительная аэроакустика, шум двухступенчатого вентилятора, расчет в частотной области

Кузнецов С.В., Голубев А.Ю. «Об особенностях трансформации поля пристеночных пульсаций давления при переходе от двумерных к трехмерным отрывным течениям» Акустический журнал, 71, № 5S, с. 56 (2025)

Пристеночные пульсации давления в турбулентном пограничном слое являются источником шума, создаваемого обтекаемыми потоком упругими конструкциями. Наличие выступающих элементов на обтекаемой поверхности приводит к отрыву набегающего потока, в результате чего существенно возрастает интенсивность турбулентных пульсаций. В работе представлены результаты экспериментальных исследований поля пристеночных пульсаций давления в турбулентном пограничном слое в окрестности и на поверхности выступающих тел конечной ширины. Измерения проводились в аэроакустической установке П-2 Московского комплекса ЦАГИ. Физические особенности осредненного пристеночного течения исследовались посредством масляной визуализации предельных линий тока. Рассмотрена трансформация картины течения и статистических характеристик исследуемого поля, наблюдающаяся при увеличении степени трехмерности осредненного течения, сопровождающем уменьшение ширины выступающего тела. Анализируется связь спектров пристеночных пульсаций давления с размерами характерных областей отрывного течения. Ключевые слова: пульсации давления, отрывное течение, турбулентный пограничный слой

Зверев А.Я. «гибридный корреляционно-интенсиметрический метод определения звукоизоляции самолетных конструкций» Акустический журнал, 71, № 5S, с. 57 (2025)

При принятии решений о конкретных способах снижения шума в салоне самолета необходимо знать пути его проникновения извне внутрь салона, то есть локализовать области конструкции фюзеляжа с повышенным прохождением звука. Наиболее перспективными методами для получения необходимой информации являются корреляционный метод и метод акустической интенсиметрии. Оба эти метода имеют свои преимущества и недостатки. Поэтому для более корректного определения звукового поля, излучаемого конструкцией, целесообразно при проведении измерений объединить достоинства этих методов и компенсировать их недостатки. Другими словами, необходимо создать гибридный метод, позволяющий на основе единожды проведенного измерения получить как интенсиметрические, так и корреляционные характеристики исследуемого поля. Для решения этой задачи сформирована схема измерений, использование которой позволяет по результатам проведения единого измерения и на основании показаний одних и тех же микрофонов оценить локальную звукоизоляцию элемента фюзеляжной конструкции интенсиметрическим и корреляционным методами. Исследования по отработке гибридного корреляционно-интенсиметрического метода проведены в звукомерных камерах и на натурном самолете. Показано, что предложенный метод позволяет корректно оценить звукоизолирующую способность элементов конструкции даже в условиях повышенного фонового шума и наличия обходных путей проникновения звука в салон самолета. Ключевые слова: звукоизоляция, корреляционный метод, интенсиметрический метод

Корунов А.О., Гусев В.А. «Быстрая оценка характеристик звукового удара в стандартной атмосфере на основных режимах полета сверхзвукового пассажирского самолета» Акустический журнал, 71, № 5S, с. 67-68 (2025)

Предложен метод быстрой оценки характеристик звукового удара от сверхзвукового пассажирского самолета в условиях стандартной атмосферы. Кусочно-линейная зависимость профиля температуры и отсутствие атмосферного ветра позволяют полностью свести задачу о геометрии распространения волн звукового удара к алгебраическому виду. Для акустического давления сформулировано точное решение на основе подхода нелинейной геометрической акустики. Проведен анализ зависимости геометрии распространения волн звукового удара от параметров крейсерского полета сверхзвукового пассажирского самолета. В условиях третьего семинара SBPW (Sonic Boom Prediction Workshop) 2020 произведен расчет эпюр избыточного давления на земле от демонстратора X-59. Для основных нестационарных режимов полета (режим разгона и режим сверхзвукового поворота) разработаны алгоритмы построения линий пересечения каустики с земной поверхностью. Получен точный критерий фокусировки волн на земле на режиме сверхзвукового поворота, а также точное решение для ширины линии фокусировки на земле на режиме горизонтального сверхзвукового разгона. В рамках метода нелинейной геометрической акустики получена оценка для коэффициента усиления амплитуды избыточного давления при фокусировке волн на земле. Ключевые слова: звуковой удар, стандартная атмосфера, точные решения, оценка в режиме реального времени, нестационарные режимы полета

Пронин М.А., Долгополов А.В., Орлова О.А., Волков В.В., Тихонов Г.М. «Визуализация форм колебаний при флаттере при испытаниях на флаттер динамически подобных моделей в АДТ» Труды Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), № 2819, с. 175-179 (2023)

Сидоренко А.А., Кириловский С.В., Поплавская Т.В. «Структура и устойчивость сверхзвукового пограничного слоя с поперечным градиентом давления, вызванным наклонной ударной волной» Теплофизика и аэромеханика, № 3, с. 447-458 (2025)

Представлены результаты численного моделирования взаимодействия сверхзвукового пограничного слоя на плоской пластине с наклонной ударной волной, порожденной тонким клином, расположенным под прямым углом к поверхности пластины. Задача решалась с использованием объединения CFD-кода, основанного на решении RANS, с программным комплексом LOTRAN 3.0, базирующемся на еN-методе. Выявлены особенности структуры течения с наличием зон первичного и вторичного отрыва. Показано, что индуцированный ударной волной поперечный градиент давления приводит к развитию неустойчивости волн Толлмина–Шлихтинга и неустойчивости вихрей поперечного течения.

Малыхина О.И., Макарьянц Г.М. «Расчёт частот и форм собственных изгибных колебаний конструкций ракетно-космической техники» Труды Московского авиационного института, № 144, с. https://trudymai.ru/published.php?ID=185684 (2025)

Рассматриваются вопросы выбора рационального размера балочного конечного элемента (КЭ) конечно-элементной модели (КЭМ), применяемой для решения задач динамики упругих конструкций ракетно-космической техники. Точность динамического расчёта зависит от корректного КЭ моделирования собственных частот и форм колебаний ракеты-носителя (РН), однако существует неопределённость в отношении выбора размера КЭ, что впоследствии приводит к трудностям верификации КЭМ. Верификация модели, с помощью доказательства её сеточной сходимости, подразумевающей уменьшение размера КЭ, в инженерной практике приводит к недопустимым временным затратам. Поэтому целью исследования является разработка рекомендаций по выбору максимально допустимого размера балочного КЭ динамической КЭМ модели РН. Первоначально задача поиска собственных частот и форм колебаний была решена для тестового случая незакреплённой однородной балки, для которой была разработана КЭМ с традиционной диагональной матрицей масс (ДММ), а также КЭМ с более точной согласованной матрицей масс (СММ), точность моделирования оценивалась путём сравнения с известными аналитическими решениями. Выявлено, соотношение для определения рационального количества элементов при использовании СММ, для случая использования ДММ, получены аналогичные приближенные зависимости на основе метода наименьших квадратов. В дальнейшем разработанная рекомендация по выбору размера КЭ c СММ была использована для создания эталонной динамической модели РН, которая была использована при верификации КЭМ, построенной на базе КЭ с ДММ. Это позволило найти адекватное количество КЭ для КЭМ с ДММ реальной конструкции РН большого продольного удлинения тандемной компоновки.

Афанасьев Л.В., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В., Смородский Б.В., Шмаков А.С., Яцких А.А. «О воздействии слабых ударных волн на течение в пограничном слое пластины при изменении угла стреловидности» Теплофизика и аэромеханика, № 1, с. 55-64 (2025)

Представлены экспериментальные данные по исследованию воздействия пары слабых ударных волн на течение в пограничном слое стреловидных пластин с начальными углами χ=35 и 40° при числе Маха М=2. Возмущение набегающего потока осуществлялось с помощью генератора слабых ударных волн (УВ), выполненного в виде двумерной наклейки на боковой стенке или на поверхности сопла в рабочей части аэродинамической трубы. Для последнего случая проведена теневая визуализация обтекания моделей и определены углы наклона слабых УВ. Измерения термоанемометром постоянного сопротивления позволили впервые зафиксировать эффект воздействия слабой УВ от переднего края наклейки на течение в пограничном слое плоской пластины, имеющей большие углы стреловидности передней кромки. На модели с χ=35° в окрестностях максимального воздействия пары слабых УВ выполнены измерения характеристик течения при непрерывном изменении угла поворота модели. Результаты измерений позволяют предполагать, что угол стреловидности χ=48° является критическим углом стреловидности затупленной передней кромки, при котором в пограничном слое не происходит порождения продольных вихрей «сонаправленной или догоняющей» слабой ударной волной. Подтверждены выводы предыдущих исследований, что при увеличении угла стреловидности по передней кромке происходит снижение интенсивности воздействия слабых УВ на течение в пограничном слое, а для угла стреловидности модели 50° имеет место турбулизация течения.