Проведены экспериментальные исследования обтекания моделей крыльев в дозвуковой аэродинамической трубе для больших углов атаки, при которых происходит отрыв ламинарного пограничного слоя вблизи передней кромки крыла (срыв потока). Объектом исследований была труктура течения внутри области отрыва. В экспериментах использована "саже-масляная" визуализация поверхностных линий тока, показавшая, что в области отрыва существуют одна или несколько пар крупномасштабных вихрей, вращающихся в плоскости крыла. Найдено, что существуют как общие свойства вихревых структур в области отрыва, так и отличия картин течения в шнисимости от удлинения модели, угла скольжения и других факторов.

Известия РАН. Механика жидкости и газа [Текст] // Известия РАН. Механика жидкости и газа - М. : Наука. — М. : Наука, 2000.

• УДК // Теорія та основи аеродінамики крила (моменти, стійкість, умови польоту, режими)/Теория и основы аэродинамики крыла (силы и моменты, устойчивость, условия полета, режимы)/Theory and fundamentals of aerodynamics of the win
• УДК // Течія з надзвуковими швидкостями (М від 1,0 до 4,99)/Течение при сверхзвуковых скоростях (М от 1,0 до 4,99)/Flow at supersonic speeds (M 1.0 to 4.99)