Работа посвящена изучению несжимаемого течения на поверхности гладкого и волнистого крыла удлинения λ= 3,7 при числах Рейнольдса 1,5 ·105 в области критических углов атаки. Крылья с подобными геометрическими параметрами и при данных числах Рейнольдса используются на малоразмерных летательных аппаратах. Оттого, насколько точно удается предсказывать режимы течения, которые могут возникнуть на крыле на околокритических углах атаки, зависит живучесть летательного аппарата в условиях полета в приземном слое атмосферы. С помощью маслосажевой визуализации показана топология отрывного и присоединенного течений у подветренной поверхности гладкого и волнистого крыла при наличии угла скольжения. По результатам работ видно, что крыло с волнистой поверхностью при отсутствии угла скольжения имеет больший критический угол атаки, чем крыло с гладкой поверхностью. На закритическом для гладкого крыла угле атаки α= 9º изменение угла скольжения от 15 до45º приводит к смене режима обтекания с отрывного на присоединенный. На волнистом крыле при этом же угле атаки течение при углах скольжения от 0 до45º остается присоединенным. На практике это означает, что малоразмерный летательный аппарат с волнистым крылом будет легче пилотировать с помощью автоматических систем, а также реже будет возникать опасный режим штопора.
Incompressible flow feature at near stall angle off attack on classical and wavy surface wing with aspect ratio λ= 3,7 at Reynolds number 1,5 ·105 was investigated. Such kinds of the wings at the same Reynolds number are employing on micro air vehicle. Vitality of the small aircraft at near ground atmospheric condition flight depends from predictable wing behavior at near stall angle of attack. Separation and attached flow structure at lee surface of wavy and classical wing was shown by oil-film visualization at sweep and no sweep angle condition. It was shown the wavy wing at no sweep condition has the stall angle of attack lager than classical one. At post-stall angle of attack α= 9º for classical wing sweep angle increasing from 15º to 45º results to changing from separation flow regime to attached one. On wavy wing at the same angle of attack and sweep angle from 0º to 45º the attached flow is observed only. In practice, this means that micro air vehicle will easy controlling by automatic system and will fall in stall regime rarely.