книги / Потенциальная теория неустановившихся сверхзвуковых течений
..pdfСледует иметь в виду, что нельзя менять порядок опера ции Л (которая содержит дифференцирование по х) и инте грирования по X и у, за исключением того случая, когда
подъинтегральное выражение и его первая производная по X обращаются в нуль при подстановке обоих пределов. Кроме того, нельзя при дифс|)еренцировании по х рассмат ривать тригонометрическую переменную arccos (у/Ь) как не зависящую от х (см. 9.1.11).
В частном случае, когда v не зависит от у, и ф<®>
имеет вид
ф(0)= V (X) У Ь Ц х ) - у \ |
(9.8.22) |
подставляя (9.8.19) в формулу (9.8.21), получим
1J 4=(д()»(л:)-
ln (x -5)6‘ (5)o(i)d|+ 1 1 1 -е -«
XCOS(Шр-”(дг-S |
) |
) |
l |
(9.8.23а) |
4 ‘>W = R |
^ *W A » (*) |
|
(9.8.23Ь) |
|
Ui(X) = O |
( п Ф \ |
или |
3). |
(9.8.23с) |
Таким образом, распределение |
потенциала |
по размаху |
не является более эллиптическим (как это было для <pj®’)i за исключением того случая, когда Ло 0.
Если Р® < А (так что задача относится к случаю из таблицы 1), использование разложений (9.8.15—19) стано вится нецелесообразным, и вместо (9.8.15) напишем
ln X = iln (2 if t)+ | ln (s + i« ) + 0(p»). |
(9.8.24) |
C той же степенью приближения можно в операторе Л по ложить M = 1. Тогда вместо выражения (9.8.18) будем
S 9.8]
4? О " '^ - ' 0
|
|
+ 2 1 п [ ] / ^ i k \ y - 111} ] |
n ) d n ~ |
|||
_ |
|
(,v - £ )Х(.)(5) rfl-h S U - |
|
X<»>« ) |
Г ^ § ® } |
|
о |
|
|
9 |
|
|
(9.8.25) |
|
|
|
|
|
|
|
Если теперь мало еще н |
< Л < |
1; если k = 0(d~h) |
||||
при Р“ < |
1, дифференциальное уравнение для потенциала ф |
|||||
становится нелинейным, см. случаи A i |
и Ay в таблице 1), |
|||||
то выражение (9.8.25) примет вид |
|
|
||||
|
|
|
-Их) |
|
|
|
|
+ 2 In { |
]/yfAj|t/-Ti|| J ф(0)(л;, V i)d r\- |
|
|||
|
|
X |
|
|
|
|
“ S |
S |
In(Jf-I)X (O )(I)C f^I + |
о(р2, |
A-Mn/fe). |
(9.8.26) |
|
(9.8.22), |
|
зависит от у, так что ф(°) дается равенством |
||||
выражение (9.8.26) принимает вид |
|
|||||
“ + Т ‘* |
[ ( v - I + In ( y i № ) ) 6 V ] - |
|
||||
а* |
|
|
|
|
|
(9.8.27) |
~дх^ I} ln(J(-y6»(|)„(|)d5_^^l^2j,s_i!)„)J.. |
||||||
Подстановка этого вь,ра«ения |
в формулу (9.8.21) дает |
|||||
Г’ = » + T ‘4 ^ f ( V - 2 + In ' |
д а . ) ) |
J _ |
||||
-| г.| |
|
+ |
|
(9 .8.28,) |
а‘“ = 0 ( п # 1 и л и З ) 1 ) . (9.8.28с)
Полученное приближенное решение непригодно, если функция b^v и две ее первые производные по х не являются непрерывными. (Если мы интересуемся только интегралом от давления по хорде, а не самим давлением, выражение для которого включает производную ф,., то можно не Tj)e- бовать непрерывности второй производной.) Это ослож нение связано C тем обстоятельством (см. Майлс [-°®1), что интегральное уравнение для преобразования сингулярно при определенных значениях s, что и приводит к возникно вению сингулярных решений, соответствующих возмуще ниям от кромок (линиям Маха), исходящим из точек раз рыва непрерывности. Это явление иллюстрируется резуль
татами § 9.7, где полюса (9.7.25) |
приводят к |
появле |
нию экспоненциальных членов в |
выражении |
(9.7.28). |
В рассматриваемой здесь задаче соответствующие члены имеют порядок ехр(—С6), где C — положительная константа. Как отмечалось в § 9.7, хотя эти члены в прин ципе пренебрежимы по сравнению с членами порядка 6", на практике они оказываются доминирующими в значитель ной части области аппроксимации решения. За исключе нием частного случая прямоугольного крыла (глава 11), обобщение полученных результатов с тем, чтобы они учиты вали и эти члены, является довольно сложным делом, так как придется ввести дополнительные члены в разложение ядра gi, для того чтобы с необходимой степенью точности
найти |
сингулярные значения X (а следовательно, и s). |
||||
1) в |
выражении для потенциала, которое получится после”подста- |
||||
новки (9.8.28 а, б, с) в (9.8.20), |
не будут |
учитываться лишь члены, |
|||
имеющие порядок малости О |
In |
и |
О (кЧ* In Лй®) в сравнении |
||
C единицей. Таким образом, мы получим приближенное решение для |
|||||
крыла, |
имеющего некоторое конечное |
удлинение |
и колеблющегося |
||
C низкой частотой при околозвуковых |
скоростях |
потока. |
ТРЕУГОЛЬНОЕ КРЫЛО
§ 10.1. Введение
Практически интересным классом форм крыла в плане, к которому не применимы методы главы 8, являются крылья со смыкающимися дозвуковыми кромками. Простейшим примером такого крыла может служить треугольное крыло, или, как его еще называют, дельтавидное крыло. В случае нестационарного обтекания такого крыла не удается выра зить решение соответствующей граничной задачи в замкну том виде, что вынуждает прибегнуть к приближенным методам ^).
Из всех возможных путей нам представляются наиболее интересными итерационные методы, основанные на разложе нии решения в ряд по частоте или удлинению. Применение этих методов к задаче о треугольном крыле и будет рассмот рено в этой главе. Метод разложения по частоте применим также и к крыльям с дозвуковыми задними кромками, для которых существует решение стационарной задачи. Метод же разложения по удлинению предполагает наличие реше ния соответствующей нестационарной задачи в рамках тео рии крыла малого удлинения.
Зададим форму. передних кромок треугольного крыла уравнениями
t / (x ) = ± x tg 6 , |
(10.1.1а) |
у' {х )= ± т х \ |
(10.1.1b) |
Здесь речь идет не о линеаризации задачи, а о дальней се упрощениях.
где 6 — полуугол при вершине крыла, а т — параметр, характеризующий э(1к1зективное удлинение и являющийся тангенсом полуугла при вершине в координатах {х , у), а именно
m = p tg 6 . |
(10.1.2) |
Мы будем называть треугольное крыло широким или узким в зависимости от того, превышает параметр т единицу или меньше ее. Эти два случая, показанные на рис. 10.1, соот ветствуют передним кромкам, лежащим вне или внутри конуса Маха, вершина которого совпадает с носком крыла.
'Р и с . 1 0 . 1 . а) Т р е у г о л ь н о е к р ы л о в ф и з и ч е с к и х к о о р д и н а т а х ; б ) ш и р о к о е
( т > 1) т р е у г о л ь н о е к р ы л о в п р е о б р а з о в а н н ы х к о о р д и н а т а х ; в) у з к о е (т < I ) т р е у г о л ь н о е к р ы л о в . п р е о б
р а з о в а н н ы х к о о р д и н а т а х .
Широкое треугольное крыло, относящееся к крыльям простой формы в плане, может рассматриваться методами главы 6, в особенности § 6.4, и получение решения соответ ствующей задачи не составляет трудностей (§ 10.2).
Граничная задача о стационарном обтекании плоского узкого треугольного крыла решается методом теории кони ческих течений и приводит к сравнительно простому резуль тату (см. выражение (10.5.16)). Этот метод можно обоб щить 1), используя однородные решения более высокого по рядка, на случай более общего закона распределения скоса потока (т. е. местного угла атаки), однако сложность реше ния быстро возрастает с повышением порядка однородности (см. выражение (10.5.17) для случая линейно изменяюще гося скоса потока).
Нестационарные задачи отличаются от соответст вующих стационарных задач не только тем, что в диф ференциальном уравнении, которому должен удовлетворять потенциал, появляется дополнительный член или х^Ф, если рассмотрение задачи ведется в системе коорди нат х', у, 2, О -
Разница |
проявляется еще и в том, что |
в |
нестацио |
|
нарных |
задачах зависимость скоса потока |
от |
координа |
|
ты х' |
более |
сложна, вследствие перехода |
к |
координа |
там х', t' (см. соотношения (3.4.9) и (3.10.6)). Вследствие этого шансы на получение простого точного (в рамках линей ной теории) решения нестационарной задачи о треугольном крыле, по-видимому, невелики. Столь пессимистическое предположение основывается на том, что структура точногб решения в гиперболических конических координатах доволь но сложна (§ 10.3), и что сложность результатов, получен ных путем разложения решения в ряд по степеням частоты (§ 10.5), быстро возрастает с частотой.
§ 10.2. Крыло простой формы в плане
Широкое треугольное крыло более или менее детально исследовалось в работах ряда авторов ^), которые, в основ ном, использовали метод, изложенный в § 6.4. Рассмотрим здесь частный случай, когда
|
и' {х\ |
у, t') = |
ifv'n{x\ V) |
|
(10.2.1) |
С м . р а б о т ы Ж е р м е н а [ " * ] , М у л ь т х о п п а |
Х е й с а , Р о б е р т с а |
||||
и Х а з е р а [» * ], |
Л е п с а [»=»], [>•«]. |
|
|
|
|
“) М а й л с |
Г ’ ®], [^““] , |
С т р э н г |
Л о м э к с |
и д р . |
Ф р е й л и х |
[®’ 1, Ш в а р ц [®‘ ®], У о л ш , |
С а р д а р я н |
и В о с с (*®®], |
Л ю к е |
|
( 10.2. 2)
где n и P либо оба четные, либо оба нечетные целые числа. Другой возможный случай, когда /г + р — нечетное число, часто, в конкретных задачах, может быть исключен из рас смотрения, исходя из соображений симметрии, если функ ции V Vi f удается разложить в ряд по степеням у. Однако в задачах флаттера могут иметь место разрывные функции распределения, такие, как |р|, и к ним соображения сим метрии непосредственно неприменимы. В принципе же обоб
щение |
полученных |
ниже результатов |
на случай, |
когда |
|
п + P |
нечетное, |
не |
составляет труда. |
|
|
Подставляя |
соотношения (10.2.1), |
(10.2.2) и |
(10.1.1) |
в выражение (6.4.3), получим следующий интеграл от потен
циала C весом по размаху |
крыла: |
|
||
|
|
nix' |
|
|
|
|
4>up= \ |
yy\z=o+dy, |
(10.2.3а) |
SC' |
|
rt |
|
|
= |
J |
h |
+ (Jc '-| )s in 0 ]P x |
|
о |
-m| |
—rt |
|
|
|
|
xv'nih |
- ь ( х ' - 1 )COSOJdO. |
(10.2.3b) |
Разлагая подынтегральное выражение в интеграле по по формуле бинома и замечая, что интегралы от нечетных степеней sin 0 обращаются в нуль, получим
■Фпр =
ip или I(P -I)
=I |
2 |
(S.)0H-n-2r+l)-i((m|r"-='«x |
|
г=0 rt |
О |
X {х' - |
1)^^ d l J |
о; [|. t' -1- {х' - 1) COS0] (sin б)’*’’d0. (10.2.4) |
|
о |
|
Для дальнейшего упрощения выражения (10.2.4) необхо димо сделать некоторые специальные предположения о характере зависимости от времени.
Если принять, что зависимость от времени является гармонической, ехр (iKt') (см. §§ 3.9 и 3.10), то инте грирование по 0 даст нам (Магнус и Оберхеттингер стр. 26)
^ ехр [Ы {х' —I) COS 0] (sin |
dQ= |
^^Ч/'+2) Уг(х(л>-|)1
(10.2.5)
Ч т )
а, следовательно, выражение (10.2.4). после некоторых пре образований гамма-функции примет вид
пли ^(р-1)
^f(ор—-2гг)!)!г!г!(о(р4 -+п«——2г2г-4--}11-1)(2{2‘л-A.Vу^
X ] I^-*-**-*! (X' - I) V, [К (X' - I)] V^ (!) d t (10.2.6)
О
в частности, если п = р = 0, мы, опуская индексы, полу чим выражение
= 2 т \ Jo [X (X' - 1)] V (!) I |
(10.2.7) |
которое является частным случаем выражения (6.4.5) и при меняется к расчету производных аэродинамической устой чивости в работах, перечисленных в подстрочном примеча нии к началу этого параграфа. Этот результат, очевидно, соответствует случаю двумерного крыла (ср. с выраже нием (5.2.8)), скос на котором задан функцией 2т|К(|).
Обратное преобразование Фурье от выражения (10.2.7) получается, если положить в (10.2.ЗЬ) /г = р = 0 (см. (5.4.3)), и имеет вид
*' п
J |
J V '\ l, Г -Ь (х ' - D c o s e i d0. |
(10.2.8) |
Возвращаясь к переменным (л-, |
/). получим (ср. с (5.4.5)) |
I E d i 5 « [ I . |
( .V - I ) ] do. |
|
(10.2.9) |
Этот результат будет нами использован в § 10.7 при реше нии задачи о входе в порыв ветра.
§ 10.3. Решение в гиперболических конических координатах
По-видимому, наиболее естественным путем к решению граничной задачи для узкого треугольного крыла является введение гиперболических конических координат г', I. Л.
определяемых соотношениями
1 |
1 |
|
|
(Ю.ЗЛа, Ь, с) |
|
/п' = (1-т2)2 |
|
(10.3.2) |
Эти координаты впервые были введены Робинсоном |
i). |
Области S n R определены, в таком случае, соотношениями
1= 1 и “п = ! соответственно. В этой системе координат переменные в гиперболическом уравнении Гельмгольца разделяются, и формальное решение задачи о треугольном крыле может быть получено в виде разложения по функ циям Ляме и Бесселя (Робинсон I*’*®!)'.
Однако вследствие больших вычислительных трудно стей этот метод практически вряд ли применим к неста ционарным задачам.
^) См. также работы ,Робинсона [*«], (“ «), Хаскипда и Фальковича [*•], Жермеа и1 Бадера р®], Ропера (2«], («»], Ленса Люке и др. Р‘*].
§ 10.4. Треугольное крыло малого удлинения
Теперь рассмотрим применение методов главы 9 к тре угольным крыльям в предельном случае, когда их эффек тивное удлинение очень мало. В свете тех трудностей, кото рые встречаются на пути построения полного решения задачи для узкого треугольного крыла, методы теории
крыльев малого удлинения привлекают к себе |
внимание |
и во многих случаях, особенно в случае высоких |
частот ко |
лебаний, могут обеспечить достаточную для практических
целен точность (например, |
при |
исследованиях флаттера). |
||||||
В |
обозначениях, принятых в |
§ 9 .1 , |
имеем |
|
||||
|
6(х) = - ^ , |
a = |
2 tg 6 |
= |
-lX , |
(10.4.1) |
||
|
r/=A '|tg6, |
2 = |
XTjtg б, |
Z = |
JtTtg б, |
(10.4.2) |
||
|
|
X = ZiMxtg б |
|
|
|
(10.4.3) |
||
|
(p = |
x t g 6il)(|, |
Tj, т; |
х), |
|
(10.4.4) |
||
где |
t — безразмерное |
время, введенное |
в главе |
3, а за |
характерную длину принята максимальная хорда крыла (см. рис. 10. 1).
Если решается уравнение Лапласа, условия, при кото рых справедливы методы теории крыла малого удлинения,
сформулированы в случаях Л4 или |
таблицы 1 в следую |
|||
щем виде ^): |
|
|
2 |
|
|
|
|
|
|
m < 1 |
и |
1, если /г = O (I) |
и |М— 1 1» |
бз,(10.4.5а) |
1 |
1 и yfea®< |
|
|
2 |
абз < |
1, еслиЛ = 0(1)и |М — 1| = 0 (6^), (10.4.5Ь) |
|||
или |
(Т < 1 и А :М а < 1 , если А » 1 . |
(10.4.5с) |
||
|
Если же рассматривается уравнение Гельмгольца, то эти условия будут формулироваться случаями В[ и Bl той
же таблицы в виде |
|
|
(У < 1 , |
М = 0 (Г 1а -1), |
(10.4.6а) |
1) В соотношениях (10.4.5) через б, как н в главе 1, обозначен относительная толщина или амплитуда, а в остальных соотношени ях в этой гл а ве — половина угла при вершине треугольного крыла.