книги / Потенциальная теория неустановившихся сверхзвуковых течений
..pdfПусть функция V задана уравнением (10.4.10). Тогда, согласно (4.5.1), для потенциала имеем
^ = а |
|
|
X |
|
|
Х Ф |
о { | ,!/ ; [1 |
+ («/еМ“^ у ] [ 1 + |
,7 г (л :_ х ,))}, |
(10.6.1) |
|
где |
Фр — потенциал |
установившегося обтекания |
крыла |
||
в случае, когда |
скос |
потока задан |
выражением, стоящим |
в фигурных скобках после точки с запятой. Разлагая выра жение (10.6.1) в ряд и пренебрегая членами порядка Л" (в соответствии с тем приближением, в котором получено
само выражение (10.6.1)), |
обозначив |
|
® o { f , |
1 }= Ф '« ( | .« ,) |
(10.6.2) |
Ф, { I , у; * } = РФ"' ( I , !/) . |
(10.6.3) |
|
получим |
|
|
Ф = аФ'“’ + 1^а [рФ '"’ -л:оФ «»+ ^ "(Р Ф »’ - ;с Ф ‘"»)]- (Ю .6.4)
Потенциалы Ф‘®’ и Ф‘” для узкого треугольного крыла
мданы выражениями (10.5.16) и (10.5.17) соответственно. Подстановка их в (10.6.4) дает
+ |
[^ x f^ (m)- |
V o {tn) j + |
|
||
[ | / iH - / o (/ n ) ] д;} Y x ^ \ g 4 -y ^ |
( m < l) , |
||||
|
|
|
|
|
(10.6.5) |
/о И |
ят |
(m< I) |
( 10.6.6) |
||
2£(m') |
|||||
(i—m») E (m')-f |
{m')—E (m')] |
(/^< I). (Ю .6.7) |
|||
Графики функций |
и |
показаны на рис. 10.4. Первый |
|||
и второй члены в |
фигурных скобках |
выражения |
(10.6.5) |
представляют собой квазистационарное приближение к реше
нию JH соответствуют членам а и ik a {x --x ^ |
в выражении |
||
для V. Третий же член (пропорциональный |
обязан |
||
своим |
происхождением про |
|
|
изводным по времени в урав |
|
||
нениях |
движения. |
|
|
Прежде чем приступить к |
|
||
определению |
производных |
|
|
устойчивости, |
вычислим рас |
|
пределение подъемной силы по хорде крыла
| ^ = Ч й + ‘'0 —XiIg 6
( 1 0 .6 .8)
Подставляя потенциал (10.6.5) в формулу (10.6.8) и интегри руя, получим
Рис. 10.4. Функции |
/о ('”) и |
fi (/и), определенные |
соотно |
(m < I). (10.6.9а) шениями (10.6.6) и |
(10.6.7). |
Если величину (dLldx) вычислить для широкого тре угольного крыла, воспользовавшись результатами § 10.2, то вместо выражения (10.6.9а) мы получим
( т > 1 ) . |
(10.6.9Ь) |
Заметим, что этот результат непосредственно следует и из выражения (10.6.9а), если при т > 1 функции ^ и fj в нем положить постоянными и равными единице.
Коэффициенты подъемной силы и продольного момента (ср. C (10.4.11а) и (10.4.12а)), соответствующие выражениям (10.6.9), примут вид
CL = а^а | |
+ |
ik |
/i - Хд/о) + |
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
( т < 1 ) , ( 1 0 . 6 . 1 0 а ) |
|
|
|
|
|
|
|
|
( т > 1 ) , |
( 1 0 . 6 . 1 0 b ) |
|
|
САх = |
а [С дго- Ь*/г(С д/д -1 -C^^^j^)l, |
( 1 0 . 6 . 1 1) |
||||
|
Сдга — |
|
|
^ HQZO |
|
( т < 1 ) , |
( 1 0 . 6 . 1 2 а ) |
|
|
|
Сма = |
^ X Q — |
OQ |
( т > 1 ) , |
( 1 0 . 6 . 12Ь) |
||
- O f l |
I |
[(^-^0“ у |
) |
+ 1 з ] / о |
+ |
|
|
|
|
|
+ ( у |
— |
у-*^о} ( Z l - Z o . I |
( т < 1 ) , |
( 1 0 . 6 . 1 3 а ) |
||
С м , = а , [ ( х о - 4 ) Ч 4 в ] |
( т > 1 ) , ( 1 0 . 6 . 1 3 Ь ) |
|||||||
= |
|
|
|
|
( у ^ о - т ) |
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
(10.6.14а) |
|
|
|
|
|
|
|
( т > 1 ) . |
(10.6.14b) |
где а„ — производная коэффициента подъемной силы кры |
||||||||
бесконечного |
размаха по |
углу атаки |
|
|
||||
|
|
|
|
Co = J . |
|
|
(10.6.15) |
Как и в плоском случае (§ 5.3), и в случае прямоуголь ного крыла, здесь квазистационарный коэффициент демп фирующего момента CMQ отрицателен при всех значениях M
и XQ, тогда как дополнительный член молсет иметь как
тот, так и другой знак. Уравнение границы устойчивости получится (в случае колебаний с одной степенью свободы),
если |
сумму |
. приравнять |
нулю: |
|
• |
1 ( ’ + 3/0 |
г* ( ' “ 3/0J |
|
|
|
|
|
|
(10.6.16а) |
|
/4М2—5 |
|
|
|
|
" V зр-^ )^ « + ( ^ ^ ^ ) |
= 0 |
( т > 1 ) . (10.6.16Ь) |
|
Эти |
границы для |
нескольких |
значений удлинения крыла |
Рис. 10.5. Границы устойчивости треугольного крыла относительно низкочастотных продольных колебаний, см. (I0 .6 .I6 ).
показаны на рис. 10.5 (пунктирные линии соответствуют случаю т > 1) и их можно сравнить с рис. 5.2 и 7.7.
В плоскости М) область возможной неустойчивости при любых положениях оси получится, если потребовать, чтобы оба значения х^, являющиеся решениями уравнения
(10.6.16), совпадали. Тогда |
|
|
|
IUia ___ ^ __ |
(т < 1), |
(10.6.17а) |
|
^ |
4 / : - 3 / о |
|
|
|
M= = 2 |
( т > 1 ) . |
(10.6.17Ь) |
Этот результат показан графически на рис. 10.6. Полученные выше результаты теряют смысл при около
звуковых скоростях обтекания |
(P= < |
1), |
поскольку |
в при |
||||
|
|
|
ближенном |
|
выражении |
|||
|
|
|
(4.5.1) |
были опущены чле |
||||
|
|
|
ны порядка (А=/р*). При |
|||||
|
|
|
ближенное же решение за |
|||||
|
|
|
дачи |
обтекания треуголь |
||||
|
|
|
ного крыла |
произвольного |
||||
|
|
|
удлинения, |
при околозву |
||||
|
|
|
ковых |
скоростях, |
можно |
|||
|
|
|
получить |
из |
результатов |
|||
|
|
|
§ 9.8. |
Подставляя в |
выра |
|||
Рис. 10.6. |
Граница |
устойчиво |
жение (9.8^28а) |
Ь = X i g b и |
||||
сти относительно продольных ко |
функцию V из |
уравнения |
||||||
лебаний при |
произвольном поло |
|||||||
жении оси, см. (10.6.17). |
(10.4.10), |
получим |
|
|||||
+ |
( т |
[ у + |
In |
/гхtg=6^ ] |
-ь |
|
||
|
|
-|-0[)5:Mg*61n(/etg=6)]]- |
(10.6.18) |
|||||
Затем, повторяя преобразования § 10.4, найдем |
|
|||||||
Смд-\-См^= — 2 |
|
|
|
|
|
|
|
|
+ T ( T - ^ » ) V ^ [ v + ln ( -i- A tg = e )] + |
|
|||||||
|
|
-hO[A:tg"61n(/etg=6)]} |
(10.6.19) |
Этот же результат был получен также Мэнглером [“ =], использовавшим совершенно иной метод, (См, также работу ^ьелте_1®“].)
Величина суммы (10.6.19) достигает минимума при
[ l n |
( , ^ |
j ) - v |
j |
(10.6.20) |
И равна |
|
|
|
|
(Сл/q + C^ -)тт = 256 { [ 4 f 0 |
+ |
l - v |
] - |
|
|
|
|
|
O0-6-2I) |
Очевидно, неустойчивость может возникнуть лишь при довольно больших удлинениях, например сумма Сщ-\- -\-С . > о при б > 30° и А: = 0,1.
10.7. Нагрузки при вертикальном порыве ветра
При вычислении нагрузок на широкое треугольное крыло, входящее в резко ограниченный (ступенчатый) порыв ветра, можно воспользоваться результатами § 10.2 (Стрэнг Майлс 1^®®], 1^®®]). При исследовании лее ана логичной задачи для узкого треугольного крыла мы вынуж дены вновь прибегнуть к приближенной теории обтекания крыла малого удлинения.
Рассмотрим сначала широкое треугольное крыло, для которого интеграл от потенциала по размаху задан выраже
нием (10.2.9). Подставляя в него (|)ункцию |
|
|
" = |
i r ) ' |
Ч 0.7.1) |
получим |
|
|
оо
(10.7.2)
После дифференцирования и интегрирования по частям, для распределения подъемной силы вдоль хорды крыла получим следующее выражение:
S "5 5 1 f |
( ^ 4 - ) |
оо
|
|
(10 |
7.3b) |
или, наконец, |
|
|
|
20^ |
j ЙЛJ 11 - 1- |
л] dO. |
|
|
|
(10.7.3с) |
Соответствующий коэф(|)ицие11Т подъемной силы будет
иметь |
вид |
|
|
|
|
|
|
мp/^ |
|
(10.7.4а) |
|
^ |
= |
arccos(M -p®/) + ‘^/'*arccos ( ^ М |
- у ) - |
|
|
|
(I-M O ^ arcch |
; ( М - И ) - * < / < ( М - |
1)-\ |
||
|
|
|
|
(10.7.4Ь) |
|
|
|
1 |
f > ( M - l ) - ^ |
(10.7.4с) |
|
|
|
OoO ” |
|
|
|
Эти |
результаты графически |
показаны на рис. 10.7,а |
(ср. |
||
C рис. |
5.7 и 7.9). |
|
|
|
Соответствующие результаты для широкого треуголь ного крыла, испытывающего внезапное изменение угла атаки (t» = a l (0), были получены в работах Стрэнга [®'®]
и Майлса |
[1°°]. (См. также Паркинсон [^“^j.) |
Теперь |
рассмотрим треугольное крыло малого удлине |
ния, к которому применимы результаты § 9.7. Поскольку возмущения в некотором сечении по хорде крыла х возни
кают в момент времени |
t = x/M, а интеграл по |
размаху |
|
Э В работах Майлса [“ *], |
(»“»] |
множитель (I — М/)® |
в выраже |
нии (10.7.4Ь) ошибочно заменен на |
(1 — M/)^, однако приведенные |
||
там же численные результаты не содержат этой ошибки |
|
(i|j) отличается от интеграла х из § 9.7 лишь множителем 6®, мы имеем
|
(10.7.5а) |
4) = aA:*tg“e x [ | ^ J |
(10.7.5b) |
Коэ(|х})ицнент подъемной силы, соответствующий выра*
Рис. 10.7. Нарастание коэффициента подъемной силы, отне сенного к своему значению в установившемся движении, для треугольного крыла, входящего в однородный ступенчатый порыв ветра: а) широкое треугольное крыло ( т > 1); б) узкое треугольное крыло (ш <С1).
жению (10.7.5), имеет вид
CL = ■tg6 |
+ |
*8“ «X |
[ |
} dx. |
|
|
|
|
(10.7.6) |
где верхний предел в |
интеграле при |
< |
1 следует заме |
|
нить на |
вследствие обращения х в нуль при отрицатель |
ных значениях аргумента. Если М/ < 1, то часть интеграла, связанная с операцией дифференцирования по х, (д!дх), тождественно обращается в нуль, а часть, содержащая {didt), может быть проинтегрирована по частям, откуда, если аргумент функции %принять за переменную интегри рования, получим
C,.= 12atg6(M tga)(M y] (I+ Mt?g6)< (М 'О )-
|
(10.7.7а) |
Если же |
> 1, обе части интеграла (10.7.6) дают конечные |
слагаемые, и выражение для коэффициента подъемной силы имеет вид
C , = 4 a t g a { ( . - ^ ) X ( ^ ) +
+ S |
( M |
t g |
a ) } |
<«'>*)■ |
|
|
MlgO |
|
(10.7.7b) |
|
|
|
|
|
Оба последних результата можно представить в более |
||||
удобной форме, |
введя |
обозначения |
|
|
|
|
|
|
(10.7.8) |
|
//г = |
M tg б = |
M^. |
(10.7.9) |
Первое представляет собой время, измеренное в длинах хорд, а второе — соответствующий параметр подобия. Раз делим (10.7.7) на стационарное значение коэффициента
подъемной силы |
|
и проинтегрируем |
по частям. |
|
В результате |
получим |
|
|
|
|
|
X' (T)^rfT |
( 0 < ? < 1), |
(10.7.10а) |
|
|
(1+ тт)з |
||
" |
о |
|
|
|
|
|
|
t (T)Jft
(1 + ШТ)»
(10.7.10b)
Интегралы в формулах (10.7.10) могут быть взяты чис ленно, если использовать значения функции х с рис. 9.6. Результаты вычислений приведены на рис. 10.7,6 для зна чений т = 0; 0,1 и 0,5 и их можно сравнить с данными рис. 7.9 и зависимостью (2/я)х на рис. 9.6 (эта последняя зависимость описывает также и характеристики прямоуголь ного крыла малого! удлинения, см. § 11.4). Соответствую щее исследование характеристик треугольных крыльев ма лого удлинения, испытывающих внезапное изменение угла атаки, проведено в работе Ломэкса и др. которые использовали несколько иной подход к этой задаче. Зада ча о входев синусоидальный порыв ветра рассматривалась Дришлером