книги / Потенциальная теория неустановившихся сверхзвуковых течений
..pdfП P и л ож E ии E ТЕОРЕМЫ ОБРАТИМОСТИ
Теоремы обратимости для сверхзвуковых течений свя зывают соответствующие характеристики крыла заданной формы в плане при движении в противоположных направ лениях (т. е. когда задняя кромка становится передней и наоборот). Впервые такие теоремы были установлены при менительно к аэродинамическим задачам Карманом который доказал, что сопротивление крыла, связанное с его толщиной, инвариантно к обращению направления движе ния. Дальнейшее развитие этих идей для задач о стационар ных течениях было дано Хейсом [®®], [”4 , Хармоном [®^J Флексом [®°], [°Ч, Мунком 1“-®], Урселом и Уордом Брауном [2“] и Джонсом [^°“]. Первое обобщение на случай нестационарных течений получили Хислет и Спрейтер [®®] и Флеке [®°], [®®], Флеке связал теоремы обратимости с ва риационным принципом, однако никаких непосредствен ных приложений последнего (по крайней мере для неустановившихся течений) пока нет.
Результаты, полученные Хислетом и Спрейтером, пред ставляют особый интерес не только вследствие их общности, но также и благодаря их тесной связи с классическими тео
ремами |
взаимности |
Релея |
Гельмгольца [®’ ] |
и Лем- |
ба |
Здесь мы |
будем |
следовать, в основном, |
работе |
Хислета и Спрейтера, хотя |
и с некоторыми отклонениями |
в деталях. Кроме того, будет получен ряд дополнительных результатов.
Рассмотрим два тела, обозначая относящиеся к ним вели чины подстрочными индексами 1 и 2. Пусть эти тела тож дественны по форме и совершают полет по одинаковым траек ториям, но в противоположных направлениях (при этом
не предполагается тождественность поперечных движений обоих тел), так что головная часть первого тела для вто рого тела является кормовой и наоборот. Как показано на рис. П.1, будем считать, что первое (второе) тело начало свой полет в направлении отрицательной (положительной)
оси X при T = — |
+ T О ’ |
^ ^ — безразмерные |
координаты из § 3.2 (однако все преобразования и основные
Рис. П .1. Начальные положения тел 1 и 2 и их траектории и плоскости (X , Т).
результаты применимы не только к случаю сверхзвуко вой скорости полета). Расстояние вдоль оси X будем изме рять от положения средней точки первого тела при Г = 0. Теперь, если через обозначить расстояние от носка тела i до некоторой точки этого тела (i = 1 или 2), то траектории будут заданы уравнениями
= -g + |
X -+ f (Г) = |
1 — Xa |
(П.1а) |
= |
- / ( Г ) = |
1 - ж , , |
(ПЛЬ) |
где f' (T) — скорость полета в момент Т, и f(0) = 0 . Точно такж е, если через обозначить время, прошедшее с начала полета тела i, можно написать
(П.2а)
(П.2Ь)
Траектории и координаты, заданные уравнениями (П.1) и (П.2), показаны на рис. П.1 для частного случая полета
C постоянной скоростью, т. е. при f = M T Однако, |
каков |
бы ни был вид функции ДГ), тела совместятся при Г |
= О, |
а по прошествии времени t обменяются положениями. |
Для того чтобы установить общую теорему взаимности для указанных двух тел, применим вторую теорему Грина
к бесконечному объему, ограниченному |
изнутри поверхно |
|
стями обоих тел и их следов: |
|
|
\ 5 (ф1Я>2и - ФаФхи) |
= S S S (Ф1^4г- |
Фг^-Фх) dV (П.З) |
Здесь за положительное направление нормали п принято направление во вне ограничивающей объем поверхности (а следовательно внутрь тел и их следов). На рис. П.2 изо бражена система двух тел в момент времени, предшествую щий их совмещению (полное совмещение имеет место при
^i= ^2= Y ^)- В последую
щие моменты времени по верхность интегрирования в соотношении (П.З) со стоит из внешней границы объема, занятого телами и их следами. В координа тах (X, Т) потенциалы ско ростей должны удовлетво рять волновому уравнению (3.2.2)
V*фi = (pixr. |
(П.4) |
Кроме граничных усло вий на поверхностях тел, потенциалы повсюду, за исключением, может быть, точек
на телах, должны удовлетворять начальным условиям
Если теперь проинтегрировать обе части равенства (П.З)
по T в интервале ± \ t , то подынтегральное выражение
вобъемном интеграле правой части примет вид
\(9iV>2-^P2V"q>i)dr =
^ (<р1ф2тт — ф2ф1тг)^^7', |
(П.ба) |
|
(Фд^>2 - Фг^'фд) dT = (<Р1ф2Т - ф2ф1т) |
= О, |
(П.бЬ) |
так как (pi и ф1Tобращаются в нуль в нижнем пределе инте* грирования {ty = 0), а фг и фгт — в верхнем пределе {ti = 0)> Тогда интеграл по времени от левой части равенства (П.З) будет равен
^ |
S ^ |
(^2^2) — |
|
|
- |
Фг W n) Фш (-Ki. Wl Л = о, |
(П.7) |
где |
dS заменено на dX dl, а cf/ — элемент дуги в плоскости |
X=COnst. Криволинейный интеграл берется по поверхности тела или следа в плоскости X = const, представлена как функция переменных (Xi^t), а явная зависимость от поперечных координат опущена.
Выражение (П.7) может быть представлено непосред ственно в связанных системах координат, учитывая, чтр из уравнений (П.1) и (П.2) следует
Полагая |
в первом интеграле (П.7) |
= |
I, ^ = т, |
а во вто |
||
ром X i= |
I, |
t^=t, |
получим |
|
|
|
dx J |
|
т)ф2,Л1- I , ^ -T )d / = |
|
|||
= |
5 |
^ |
Фг(^. т)ф1„ ( 1- | , |
t - x ) d l . |
(П.9а) |
|
|
и |
—со |
|
|
|
|
Очевидно, что ценность соотношения (П.9а) ограничена вследствие включения в область интегрирования поверх ности следа. Однако существует по крайней мере два част ных случая, когда след молсет быть исключен из рассмотре ния. Это случай тонкого тела (вытянутого в направлении потока) и случай крыла простой формы в плане. В первом слугчае ф Л , т) и фi,^(l — t —x) равны нулю при ^ < О и I > i соответственно, и соотношение (П.9а) для тонкого тела принимает вид ( 1
-J d f j |
Ф1(|, т)ф 2,»(1- ^ , t - x ) d l = |
|
t |
1 |
|
= J |
dx J а | ^ Ф 2 (1 ,'f)<Pin ( 1 - 1 , ;-T )d / . |
(П.9Ь) |
в случае же крыла простой формы в плане и ф4 и ф^^ перед передней кромкой поверхности Si равны нулю. Кроме того, из сообралсений симметрии (см. § 1.2) мол<но принять, что оба потенциала ф1 и фг либо симметричны, либо антисиммет ричны относительно плоскости z = 0. Это позволяет огра ничиться интегрированием только по верхней поверхности крыла, где производная фin равна взятому с обратным зна
ком заданному скосу потока Vt. Учитывая это, соотноше нию (П.9а) для крыльевпростой формы в плане придадим вид
dx J J ф1 (^, х) |
t-x)dSi= |
t |
|
= J dx J J ф 2(1,тг)У 1(1 -1 . |
(П.9с) |
Последний результат, естественно, справедлив лишь в слу чае сверхзвуковых скоростей потока.
Для того чтобы применить соотношение (П.7) к случаю крыльев произвольной формы в плане, заметим, что оно справедливо, если функции и фг являются любыми реше ниями задачи (П.4.5) при условии, что область интегриро вания определена соответствующим образом и особенности являются устранимыми (так как потенциал скоростей дол жен быть непрерывной функцией, то любая из особенностей в (П.9а) должна быть интегрируемой). Вследствие сказан ного функцию Фа можно заменить ее производной ф2т, кото рая также удовлетворяет условиям (П.4) и (П.5) ^). Произ ведя указанную замену в соотношении (П.7) и интегрируя
первый член по частям согласно соотношению |
|
|
^ Ф1ф2пт dT’ = Ф1Ф2П |
- \ |
(П .10) |
видим, что внеинтегральные члены обращаются в нуль вследствие начальных условий (П.5). Таким образом, соот
ношение |
(П.7) примет вид |
|
I- „ |
|
|
S -^^5 |
[<Pl'rfe |
W + |
|
+ Ф2т(-«2. |
У1Л = 0. (П.11) |
Теперь, если предположить, что рассматриваемые тела являются плоскими, то возмущения давления и будут пропорциональны — ф1т и -|-ф2т соответственно, а производ ная — фi„ может быть заменена заданным скосом потока Поскольку возмущение давления на следе тела должно обращаться в нуль (в антисимметричной задаче, в симмет ричной задаче след отсутствует), то область интегрирования
1) Поскольку |
при ^i = O должна тождестпеиио обращаться |
в нуль вне тела, |
начальные значения всех се производных по вре |
мени равны нулю повсюду, за исключением самой поверхности тела, где они могут иметь разрыв.
СВОДИТСЯ К ОДНИМ лишь в^хним поверхностям крыльев. Перейдя в соотношении (П .П ), в качестве переменных интегрирования к координатам, связанным с крылом, получим
5 dT |
^ ^ Pid, т)У 2(1-|, /-T )d S i = |
о |
*Si |
|
t |
= |
t) 4 ,(l - | , / - t)d S ,. (П.12) |
о |
Sa |
Это соотношение является обобщением (на случай неустановившейся скорости полета) известной теоремы взаим ности, доказанной Хислетом и Спрейтером I'’®] и, в частном случае гармонического движения, Флексом [°°]. Отметим, что справедливость соотношения (П.12), зависит от выпол нения условия Кутта (Pi = 0) на задних кромках обоих крыльев. При этом все особенности на кромках крыльев являются интегрируемыми, поскольку задняя кромка крыла S i является для крыла Sg передней и наоборот (таким рбразом, Pi и Vi могут иметь на передней кромке крыла S^ интегрируемые особенности, но эти особенности не могут перемножиться в подынтегральных выражениях (П.12)).
Соотношения (П.9) и (П.12) можно еще более упростить, воспользовавшись преобразованием Лапласа
i (Xi, s) = |
(^i, т) dr, |
(П.13) |
Согласно теореме свертывания, соотношение (П.12) преоб разуется к виду
J J PI (5. s ) b j l - l , s)dS,=
Si
= J J p j I , s )S ,(l- I . s)dS„ (П.14)
S2
Следовательно, если функции Vi и Og содержат однр и ту же отделяющуюся зависимость от времени, то изображе ние f{s) в обоих частях (П.14) сокращается. После выполне-
ПИЯ обратного преобразования получившегося соотноше ния и умножения обеих частей на f (О, получим при
0 = '2 ( l - 6 . ‘) d S ,= |
|
= $ $ Р Л 1 . |
OdSa. (П .15) |
Sa |
|
и аналогичные соотношения, соответствующие (П.9а, Ь, с). Частными случаями зависимости от времени, пред ставляющими практический интерес, являются зави симость вида f = 1(/) и гармоническая зависимость f = ехр (UiMt). В последнем случае нарушаются начальные условия (П.5), однако вывод соотношения (П.9) может быть видоизменен либо путем предположения гармонической зависимости от времени с самого начала вывода, либо опи раясь на то, что при достаточно больших ^ влияние пере ходного участка на величину интеграла пренебрежимо мало.
Ряд примеров, иллюстрирующих использование соот ношения (П.15), был дан Хислетом и Спрейтером, а также Флексом. Хислет и Спрейтер использовали также более общее соотношение (П.12) для того, чтобы связать подъем ную силу, действующую на крыло при входе в ступенчатый порыв ветра, с циркуляцией, возникающей при внезапном изменении угла атаки того же крыла. Тем самым они обоб щили результат, ранее полученный Сирсом 1^*4. Из более поздних работ, связанных с использованием теорем обра тимости, можно назвать работу Тиммана
ЛИТЕРАТУРА
|
A c u m |
|
W |
|
(1950). Aerodynamic |
forces on a rectangular wing |
|||||||||||
|
oscillating |
in a supersonic flow. Rep, Memor. Aero. Res. Coun., |
|||||||||||||||
|
Lond., |
Ki 2763. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||
2. |
A C U m |
W. |
(1954). |
Note on the |
effect of thickness and aspect |
||||||||||||
|
ratio on the damping of pitching oscillations of rectangular |
||||||||||||||||
|
wings |
moving |
at |
supersonic speeds. Aero. Res. Coun., Lond. |
|||||||||||||
|
Curr. Paper, № 151. |
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
3. |
A d a m S |
M. |
|
C. |
and S e a r s |
W. |
R. (1952). On an extension |
||||||||||
|
of slender wing theory. J . |
Aero. Sci. 19, 424 — 5. |
|
|
|||||||||||||
4. |
A d a m s |
M. |
|
C. |
|
and S e a r s |
W. |
R. (1953). Slender body |
|||||||||
|
theory—review and extension. J , |
Aero. Sci. 20, |
8 5 — 98, |
||||||||||||||
5. A s h l e y |
|
H. |
and |
Z a r t a r i a n |
G. (1956). Piston theory — |
||||||||||||
|
a |
new |
aerodynamic tool |
for |
the aeroelastician. |
J . |
Aero. Sci. |
||||||||||
|
23, |
1109— 18. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
6. |
B a к e г |
В. |
|
and |
C o p s o n |
E. |
Т. |
(1950). Huygens’Principle. |
|||||||||
|
Oxford: |
Clarendon |
Press, |
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||
7. B a r a n o f f |
|
A. |
( 1 9 5 5 a ) . |
S u r |
l a |
r e s i s t a n c e |
|
d ’ u n c o r p s d e |
|||||||||
|
r e v o l u t i o n a f f i l e e n m o u v e m e n t a c c e l c r e o u d e c e l e r e . C . R . |
||||||||||||||||
|
A c a d , S c i . , P a r i s 2 4 0 , 5 9 1 — 3 . |
|
|
|
|
|
|
||||||||||
8 . B a r a n o f f |
|
A . |
( 1 9 5 5 b ) . |
S u r |
l a |
r e s i s t a n c e |
d ’ u n |
c o r p s d e |
|||||||||
|
r e v o l u t i o n e n m o n v e m e n t a c c e l e r e o u d e c e l e r e . R e c h . A e ro . |
||||||||||||||||
|
4 5 , |
1 1 — |
1 4 ; |
|
CM. т а к ж е M a t h . |
R e v . |
1 7 , 2 0 9 |
( 1 9 5 6 ) . |
|
||||||||
9 . B a r a n o f f |
|
|
A . |
|
( 1 9 5 6 ) . |
L i f t o n |
a p l a n e s u r f a c e d e c e le r a t e d |
||||||||||
|
th r o u g h t h e s p e e d o f s o u n d . R e c h . A e r o . 5 1 , 1 9 — 2 5 . |
|
|||||||||||||||
1 0 . |
B a t e m a n |
H . |
|
( 1 9 0 9 a ) . |
T h e c o n f o r m a l t r a n s f o r m a t i o n s o f |
||||||||||||
|
a s p a c e o f f o u r d im e n s io n s a n d t h e i r a p p l i c a t i o n s to g e o m e t r i c a l |
||||||||||||||||
|
o p t i c s . P r o c . L o n d . M a t h . S o c . ( 2 ) , 7 , 7 0 — 8 9 . |
|
|
|
|||||||||||||
|
B a t e m a n |
|
|
H . |
( 1 9 0 9 b ) . T h e t r a s f o r m a t i o n o f t h e e l e c t r o d y |
||||||||||||
|
n a m i c a l e q u a t i o n s . P r o c . L o n d . M a t h . S o c . (2 ) 8 , 2 2 3 — 6 4 . |
||||||||||||||||
1 2 . B a t e m a n |
|
H . |
( 1 9 1 0 ) . |
T h e t r a n s f o r m a t i o n s |
|
o f c o o r d i n a t e s |
|||||||||||
|
w h i c h c a n b e u s e d to t r a n s f o r m o n e p h y s i c a l p r o b le m in t o a n o |
||||||||||||||||
|
t h e r . P r o c . L o n d . M a t h . S o c . ( 2 ) 8 , 4 6 9 — 8 8 . |
|
|
|
|||||||||||||
1 3 . B a t e m a n |
|
H . |
|
( 1 9 1 1 ) . |
T h e |
t r a s f o r m a t i o n |
o f |
a |
p a r t i c u l a r |
||||||||
|
t y p e o f e l e c t r o m a g n e t i c f i e l d . P r o c . L o n d . M a t h . S o c . ( 2 ) 1 0 , |
||||||||||||||||
|
7 — |
1 4 . |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1 4 . B a t e m a n |
|
H . |
( 1 9 3 2 ) . P a r t i a l D i f f e r e n t i a l E q u a t i o n s . C a m b |
||||||||||||||
|
r i d g e U n i v e r s i t y P r e s s . |
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
1 5 . B e a V a n J . |
|
A . |
a n d H o l d e r |
D . W . |
( 1 9 5 0 ) . R e c e n t d e v e |
||||||||||||
|
l o p m e n t s i n h ig h s p e e d r e s e a r c h . J . R . A e r o . S o c . 5 4 , 4 7 7 . |
16. |
в е г m а n |
J . |
(1956). |
Lift |
and |
moment |
coelficients |
for |
ап |
|||||||
|
oscillating |
rectangular wing-aileron configuration |
in |
supersonic |
||||||||||||
|
flow. N. A. C. A. Tech. Note, № 3544. |
|
|
|
|
|
|
|||||||||
17. |
B e r n d t |
S. |
B. |
(1952). On |
the |
theory |
of |
slowly |
oscillating |
|||||||
|
della wings at supersonic speeds. |
Rep. |
Flygtekniska |
Forsok- |
||||||||||||
|
sanstalten |
Stockholm, |
JVb 43, |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
18. |
B e v i |
e r r . e |
P. |
and |
D i r i n g e r |
P. |
|
(1956). |
Theoretical |
|||||||
|
study of resistance of a tapered and sharpened body to advance |
|||||||||||||||
|
movement started instantaneously in fluid at rest. Rech. Aero. |
|||||||||||||||
|
49, 5 — 10. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
19. |
B i o t |
M. |
A. |
|
(1946). |
The |
oscillating |
deformable |
airfoil |
of |
||||||
|
infinite span |
in |
compressible flow. Proc. |
VIth |
Intern. |
Con^r. |
||||||||||
|
Appl. Mech. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
20. |
B i 0 t |
M. |
A. |
|
(1949a). Loads on a supersonic |
wing |
striking |
|||||||||
|
a sharp edged |
gust, |
J . |
Aero, |
Sci. |
16, |
296— 300. |
|
|
|
|
|||||
21. |
B i o t |
M. |
A. |
(1949b). Transonic drag of an accelerated body. |
||||||||||||
|
Quart. Appl. Math. 7, |
101— 5. |
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||
22. |
B i s P I i n |
g h O f f |
R. |
L ., |
A s h l e y |
|
H. |
and |
H a l f - |
|||||||
|
m a n |
R. |
L. |
(1955). |
A eroelasticity, |
Cambridge, M ass.; Addi |
son— Wesley Press.
23.von B o r b e l e y S. (1939), Ober die Luftkriifte die auf einen harmonisch schwingenden zweidimensionalen Fliigel bei Obers-
|
challgeschwindigkeit |
wirken. |
Zenlrale |
fiir |
W issenschaftliches |
|||||||||||
|
Berichtswesen der Luftfahrtforschung des General Luftzeug- |
|||||||||||||||
|
meisters, |
FB |
1071; |
Z. |
Angew, |
Math. |
Mech, |
22 , |
190— 205 |
|||||||
|
(1942). |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
24. |
B O r n L. |
(1933), |
Optick. Berlin; |
Julius |
Springer. |
|
|
|||||||||
25. |
B O u Wк a m P |
C. |
J . (1946). A |
note on singularities occuring |
||||||||||||
|
at |
sharp |
edges |
in |
electrom agnetic diffraction |
theory. |
Physica |
|||||||||
|
12, |
467— 74. |
|
|
|
J. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
26. |
B O U W к a m P |
C. |
(1950). |
On |
the |
diffraction |
of |
electro |
||||||||
|
m agnetic waves by small |
circular disks |
and |
holes. Philips Res. |
||||||||||||
|
Rep. 5 , |
401— 22. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
27. |
B r a n d s t a t t e r |
J . |
and |
M o r t z s c h k y |
H. |
(1954). |
||||||||||
|
A method for |
calculating the |
potential |
of |
an |
oscillating wing |
||||||||||
|
in supersonic flow. Rep, |
Lockheed |
A ircraft |
Co., |
№ |
MAM- |
||||||||||
|
245. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
28. |
B r a t t |
J . |
B. |
and |
C h i n n e c k |
A, (1947). Measurement |
||||||||||
|
of mid-chordpitching moment derivatives at high speeds. Rep. |
|||||||||||||||
|
Memor. |
Aero. |
Res. |
Coun., Lond., № 2680. |
|
|
|
|
||||||||
29. |
B r O W n |
C. |
E. |
(1950). Thereversibility theorem for thin airfoils |
||||||||||||
|
in subsonic |
and supersonic flow. N. A. C. A. Rep. № 986. |
30.B u r g e r A. (1954), On the asym ptotic solution of wave pro pagation and oscillation problems. N at. Luchtvaartlab . A m ster dam Rep. № F -157.
31. |
B u s e m a n n |
A. |
(1935). Aerodynamischer Auftrieb |
bei Ober- |
|
|
schallgeschwindigkeit. Luftfahrtforsch. 12, 210 — 19. |
||||
32. |
B u S e m a n n |
A. |
(1943). |
Infinitesim ale kegelige |
OberschaU- |
|
stromung. Schr. Dtschen. |
Akad. Luftfahrt. 7B, 105 |
— 22. |
||
33. |
C a b a n n e s |
H. |
(1953). |
Ёtude du depart d’un obstacle dans |
|
|
un fluide au |
repos. Rech. |
Aero. 36, 7 — 12. |
|