Баринов В.А., Веденеев В.Б., Мозольков А.С. «Влияние акустических возмущений на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный при сверхзвуковых скоростях» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 7, № 3, с. 32-38 (1976)

Приводятся результаты экспериментального исследования перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на пластине в зависимости от места установки пластины по длине рабочей части аэродинамической трубы. Исследование было проведено при числах М=2, 3, 4 и числах Re _{1 M}=(33–56)10⁶. Приводится описание модели образования и распределения возмущений по длине рабочей части. На основе этой модели получены формулы, аппроксимирующие с точностью 15% экспериментальные величины чисел Re начала и конца области перехода.