книги / Потенциальная теория неустановившихся сверхзвуковых течений
..pdf* 1“ S' |
cos2 O -(V -T))? |
cos O-Vl |
< '+ (*'-!) sine
(I. t). t) dt |
(7.7.5) |
|
t ' - ( x ' - 6)sin 0 V(x’- l ) i Sina 0 - « '- C )a |
||
|
Это выражение тригонометрической заменой переменной
^ = t' — {х' — I) sin 0 cos ф
преобразуется к виду
ф = ф .+ т | г $ «
(х'-1) С09 0+V |
I) Sin 9 COS Ф] dTi. |
|
PQ[S. |
(7.7.6) |
к*'- 6 ) COS O-Vl
Если теперь в выражениях (7.7.2) и (7.7.6) с помощью соот ношения (3.4.10) вернуться к физическим координатам х и t, мы получим следующее выражение для потенциала:
(*. Vi о+, о=—\d6 |
у [е. 4. i-ji(x -^ )] |
||||
>^(л:-Е)а-р8 (y-,i)2 |
|||||
|
|
|
1[(*-|)/Р 1 |
||
|
|
|
-Wl |
||
X |
2 |
я |
[(X(*-!)/D/P]? ] COS 0+V |
Cfl [|. Ч. <-(M+sIn О COS Ф) (х-6)/Р«] . , |
|
о |
о |
о |
1[х1[*--5)/Э]] COS O-Vl |
У'{х-6)3сова 0-ра( y_„)i |
|
|
|
|
|
.(7 .7 .7 .) |
§ 7.8. Нагрузки при вертикальном порыве ветра
Проиллюстрируем применение полученных выше ре зультатов на примере расчета аэродинамических нагру зок, действующих на прямоугольное крыло, пересекающее ступенчатый фронт вертикального порыва ветра (Maйлc(^’ •I,
Ломэкс в этом случае скос потока v не будет зависеть от координаты у, и мы получим интеграл от потен циала скоростей по размаху путем обратного преобразова ния выражения (7.5.12). Этот интеграл будет иметь вид
О |
О |
|
|
|
|
|
|
-l-(A :'-| )cos^ ]d ^6. |
(7 .8 .1) |
Переходя |
в этом |
выражении к координатам {х, t) (см. |
||
соотношения |
(3.4.9, |
10)), и опуская нулевые |
индексы, |
|
получим |
|
|
|
|
оо
Х 1 ,[ |, |
(7.8.2) |
где А есть эффективное удлинение крыла, определяемое соотношением (7.5.15).
Вертикальный порыв со ступенчатым фронтом задается
соотношением |
|
0(J(, 0 = o l ( ( — i ^ ) , |
(7.8.3) |
где I —ступенчатая функция Хевисайда, а коэффициент подъемной силы вычисляется по формуле
CL
Подставляя соотношение |
(7.8.3) в интеграф (7.8.2),. |
вводя замену |
|
E' = |
- I |
и дифференцируя, для подынтегральной функции в (7.8.4) получим выражение
(7.8.5) Подставив его в формулу для коэ(|)фициента подъемной
силы (7.8.4), запишем
CL = C LS- |
S |
^ |
|
и |
о |
|
X l |
(7.8.6) |
|
O O |
(7-8.7) |
|
N K X |
где CLS есть двумерный результат, полученный по теории полоски (см. 5.5.6), а Cj„ — коэффициент подъемной силы
Рис, 7 .9. Коэффициент подъемной силы прямоугольного крыла,
входящего в ступенчатый порыв ветра при M = У2\ CLa ~ значение коэффициента подъемной силы в установившемся полете.
профиля 9 установившемся потоке, заданный выражением (5.5.3). Выполняя необходимые интегрирования, получим
Г |
|
0 < ^ < (M + l)"^ |
(7.8.8а) |
CL = CLS- - ^ ^ |
у ( М - 1 ) [ - 1 + 2 ( М + 1 ) < - т . |
||
2 |
|
(7.8.8Ь) |
|
* |
(М + 1 ) - 1 < ^ < ( M - I ) |
||
|
I, |
^ X M - 1)-^. |
(7 .8 .8 0 ) |
Эти результаты, справедливы^для крыльев с Л_ > 1, пока заны на рис. 7.9 при M = 1/ 2 и удлинениях Я = 1 и со.
Более полные данные о коэффициентах подъемной силы и момента даны в работах Майлса и Ломэкса Распределение давления по прямоугольному крылу, вхо дящему в вертикальный порыв ветра со ступенчатым фрон том, получено Гудменом [®Ч, использовавшим метод Гард нера (§ 4.3). Указанная задача для жесткого крыла рассмат ривалась Майлсом а в работе Ломэкса идр. 1^"*®] метод Гарднера применен к задаче о гибком крыле и приво дятся обширные численные результаты.
Г Л А В А 8
ЧЕТЫРЕХУГОЛЬНОЕ КРЫЛО
§8.1. Введение
Вэтой главе будет рассмотрена граничная задача, воз никающая при исследовании обтекания области крыла, образованной пересечением сверхзвуковой передней кромки со скошенной дозвуковой кромкой, которая может быть как передней (§ 8.2), так и задней (§ 8.3). Сверхзвуковую кром ку мы будем считать прямолинейной, а положение ее, по отношению к дозвуковой кромке, — заданным, хотя все рас суждения легко могут быть обобщены и на случай сверх звуковой передней кромки произвольной формы. В соответ ствии C этим, результаты данной главы могут быть приме
нены к крыльям любой формы в плане, если только их кон тур ограничен сверхзвуковыми кромками произвольной формы и не взаимодействующими прямолинейными дозву ковыми кромками. В практике такие крылья обычно имеют четырехугольную форму, однако отнюдь не все четырех угольные крылья могут быть исследованы методами этой главы, поскольку здесь мы исключаем из рассмотрения случай примыкающих друг к другу, или взаимодействую щих каким-либо иным способом дозвуковых кромок (см., например, треугольные крылья, глава 10).
Интегрирование потенциала и распределения давлений по поверхности четырехугольных крыльев обычно может быть выполнено лишь численно, а потому представление результатов этой главы в столь же обозримой форме, как
ирезультатов § 7.5, не представляется возможным. Решение граничной задачи для случая скошенной дозву
ковой кромки можно получить из соответствующего реше-
§ e.l] |
1,15. |
ния задачи о прямоугольном крыле (где дозвуковая кромка, была расположена в направлении невозмущенного потока) : помощью преобразования Лоренца (3.5.5):
I ch x shx
shx ch : i ( : i |
(8.1.1a) |
||
|
|||
ch x |
- s h x |
(8.1.1b) |
|
- s h x |
chx К Я - |
||
|
где {x', y) — модифицированные координаты, рассмотрен ные в § 3.4, рис. 3.2, а (л'*1/*) — косоугольная система координат, показанная на рис. 3.3.
Переход к физическим координатам {х, у, t) осущест вляется последовательным проведением преобразований (3.5.5) и (3.4.10), что сведется к преобразованию вида:
ch X |
Sh X |
ОТ |
|
|
|
LP"' M |
о |
Jie |
|
|
(8.1.2a) |
Ish x |
Chx |
|
|
|
|
P c h x |
- P s h x |
I-J |
|
||
- S h x |
|
Chx |
(8.1.2b) |
||
|
|
|
|||
p-MVlchx |
- p - 'M s h x - p - ^ |
V ' |
|
Преобразование Лореица можно применить как к потен циалу скоростей, так и к распределению давления для прямоугольного крыла, поскольку и тот и другое удовлетво ряют дифференциальному уравнению (3.4.4), но преобра зование потенциала скоростей более непосредственно приводит к решению задачи для случая произвольно задан ного распределения скоса потока в косоугольной системе координат. Единственным практически важным исключе нием из этого правила является плоское крыло в устано вившемся потоке, скос на поверхности которого является постоянной (хотя и различной по значению величиной) как в исходной, так и в преобразованной задачах (Лагерстром, [^-°1). Для этой задачи в случае дозвуковой задней кромки более предпочтительным будет применение преобра зования Лоренца к распределению давления, поскольку полученное таким путем решение удовлетворяет условию
Кутта — Жуковского, не требуя специального дополни
тельного решения (см. §8 .3).
Если, как это будет сделано ниже, преобразование Лоренца применено к потенциалу скоростей, то распределе ние подъемной силы получится преобразованием выраже ния (3.4.5) и будет иметь вид
1 (ch Хфд:* + sh Хфи» + М‘ ^фг)- |
(8.1.3) |
Применительно к граничной задаче в косоугольнььх коор динатах удобнее выразить скос потока как явную функцию либо координат (х, и, i), либо координат (х*, у*, /') (ср. C (3.4.9))
|
|
|
v * { x * , y * , t ' ) |
= v{x, |
(8.1.4а) |
|
или, после |
преобразования |
(8.1.2Ь), |
|
|||
о*(х*, |
у*, |
f ) = |
y {p (x *c h x -t/ *sh x ),-jc *s lix -| -l/ *c h x , |
|||
|
|
|
M (X* Ch X - |
У* Sh X) - Р-'/'}. |
(8 .1.4Ь) |
|
|
|
§ 8.2. Дозвуковая передняя кромка |
|
|||
Если |
Х > 0 , |
то оси (х*. у*) |
располагаются |
вне осей |
(х', у) и (х, у), как это показано на рис. 8.1, а, б. Если б —
угол между дозвуковой кромкой {у* = |
0) и направлением |
невозмущенного потока (х), то угол X определяется из соот |
|
ношения |
|
th x = p tg6. |
(8.2.1) |
Тогда угол между сверхзвуковой кромкой и осью у равен arctg(P’*tg6), но, как отмечалось в предыдущем разделе, форму этой кромки можно варьировать произвольно, лишь
бы она оставалась |
сверхзвуковой. |
|
|
||
Вкосоугольных |
координатах |
|
подлежащая |
решению |
|
граничная задача |
формулируется |
следующим |
образом: |
||
|
|
Д'ф = Фгг, |
|
(8.2.2) |
|
|
(JC*, t/*, П |
(X* > 0 , у* > 0 ), |
( 8 .2 .3 ) |
||
ф 1, = 0 |
(х * > 0 , |
i * < 0 ) |
(8 .2 .4 ) |
|
|
ф = 0 |
(Л '*< 0 ), |
(8.2.5) |
|
где символом |
Д' |
обозначен |
гиперболический |
лапласиан |
|
в координатах |
{х\ //, z) или (х*, |
у*, z), который является |
|||
инвариантным |
к |
преобразованию |
Лоренца (8.1.1). |
Задача, формулируемая соотношениями (8.2.2—5), идентична соответствующей задаче о прямоугольном крыле (ср. C (7.1.1—3)), которая является преобразованием Фурье — Лапласа соотношений (8.2.2—5). Ее решение может быть взято непосредственно из главы 7. Из всех возможных форм решения мы в первую очередь рассмотрим выражения (7.7.1) и (7.7.4), заменив в которых х', у и v'
на |
у* и V*, соответственно получим |
||||
|
я* |
2IS |
|
(я*^ -D6 )slnS uо |
______________________dl |
|
3 _ J- ^ |
^ dO |
^ |
/(я--D= sin® О-ta ^ |
|
|
0 |
0 |
- |
(я* - DSln 0 |
|
|
2arcsln У1/»/(я» - DCOS О |
|
|||
|
^ |
^ |
|
1>*[6. !/•+(^*-DCOS0 COS4>,.1'-E1(H' |
|
|
|
|
|
|
(8 .2.6а) |
|
Фз = |
-L |
^ d| ^ и* [I, |
у*, t' + {х' - 1) COS0] d0. (8.2.6b) |
|
|
|
|
о |
о |
|
При выполнении интегрирований, предусмотрен пы.ч выражениями (8.2.6), по-виднмому, будет предпочтитель нее воспользоваться полученным результатом в том виде, в каком мы его имеем, т. е. в косоуго.аьных координатах. Однако можно возвратиться и к исходным координатам, воспользовавшись соотношениями (8.1.2) и (8.1.4Ь), но при этом следует проявить осторожность и различать координаты и переменные интегрирования.
§ 8.3. Дозвуковая задняя кромка
Если величина Xi определенная соотношением (8.2.1), отрицательна, то оси координат (д;*, у*) лежат внутри осей (х', у) и (х, у), как это показано на рис. 8.2а, б соответственно. Угол между задней кромкой и направлением иевозмущенного потока равен теперь — б, а угол между сверхзвуковой кромкой и осью у определяется как —arctg(p -tg6).
Поставленная задача отличается от задачи, рассмотрен ной в предыдущем разделе, дополнительным требованием, чтобы возмущение давления на пелене и вдоль задней кромки крьта (f/*=0) обращалось в нуль. В то же время сни мается требование, чтобы на линии у* — О обращался в нуль потенциал. На основании сказанного удобно ввести в рас смотрение функцию давления (ср. с (8 .1.3)),' которая, по существу, является потенциалом ускорений:
л|)(л:*, у*., Z, |
= сЬхфя* 4-shxq>i/' -Ь М"^(рг-- (8.3.1) |
функция у\\ будучи выраженной через линейную комби нацию производных потенциала ср, также должна удовлет ворять дифференциальному уравнению (8.2.2). Что касается граничных условий, то потенциал ср должен удовлетворять
Рис. |
8.2. |
а) Системы координат (.v*, |
у*) и (л-', у) при |
X < |
0; б) |
системы координат (х *,у* ) |
и {х, у) при X < 0. |
условиям (8.2.3) и (8.2.5), а условие (8.2.4) из-за наличия вихревой пелетя следует заменить двумя новыми усло виями J CM. рис. 8.2, а)
■т|:=0, |
х * > 0 , |
x * th x < i/ * < 0 |
(8.3.2) |