Исследована задача усовершенствования аэродинамических характеристик крылового профиля путем введения на нем проницаемого участка, через который осуществляется распределенный отсос пограничного слоя. Поставлена и решена задача минимизации суммы коэффициентов аэродинамических сопротивлений крылового профиля для двух крайних углов атаки при условии отсутствия отрыва пограничного слоя. Численно показано, что отрыв пограничного слоя отсутствует во всем диапазоне углов атаки. Приведены примеры улучшения аэродинамических характеристик крылового профиля, показана эффективность применения отсоса пограничного слоя.

Известия вузов. Авиационная техника [Текст] // Известия вузов. Авиационная техника ; М-во общ. и проф. образования Рос. Федерации, Казан. гос. техн. ун-т им. А. Н. Туполева - Казань : Казан. гос. тех. ун-т им. А.Н. Туполева. — 2004.

• УДК // Відсмоктування/Отсасывание/Exhaustion
• УДК // Крила літака
• УДК // Числові методи алгебри