Представлены экспериментальные данные по исследованию устойчивости трехмерного сверхзвукового пограничного слоя на скользящем крыле. Эксперименты выполнены на модели скользящего крыла, имеющего чечевицеобразный профиль, с углом скольжения передней кромки 40° при нулевом угле атаки. Для ламинаризации сверхзвукового пограничного слоя на скользящем крыле использовалась распределенная шероховатость. Впервые проведено исследование взаимодействия бегущих и стационарных возмущений. Выявлены некоторые особенности этого взаимодействия. Показано, что основной причиной возникновения турбулентности в сверхзвуковом пограничном слое на скользящем крыле является вторичная неустойчивость поперечного течения.
