книги / Потенциальная теория неустановившихся сверхзвуковых течений
..pdfСледует отметить, что результаты этого раздела приме нимы к расчету прямой решетки профилей, а в работе Лейна [^“2] получено их обобщение и на случай косой решетки.
§ 5.7. Бегущая волна |
|
Особенно простой вид граничная задача |
приобретает |
в случае, когда поверхность, расположенная |
при z = 0, |
деформируется по закону бегущей волны: |
|
Tl = |
(5,7.1) |
где а — волновое число, величина положительная, и с — скорость распространения волны. Соответствующий этому случаю перепад давлений будет равен
P - - P . = 2«во (t/- с)» [ 1- )*]‘“п. (5.7.2)
где радикал является аналитической функцией с в области Im C < О, так что его мнимая часть имеет тот же знак, что и действительная часть разности с — U. Следует заметить, что выражение (5,7.2) справедливо как в случае сверхзву ковых, так и дозвуковых скоростей.
Результат (5.7.2) был использован для анализа аэроди намической неустойчивости бесконечных панелей (Майлс [®^®]), цилиндрических оболочек (Майлс [®^°]), а также ди(?кретно периодически подкрепленных панелей (последняя задача решалась методом суперпозиции волн, движущихся
в обоих направлениях, см. работу |
Хеджпета, Будянского |
и Леонарда ["''I). Отметим также, |
что результаты § 5 .2 |
использовались при рассмотрении случая двумерных
,панелей конечной длины (Майлс 1^®’ ], Шен |
Фын |
[ “®1; |
|||||
Нельсон и Каннингхэм [®®°]), |
а в рамках теории полоски |
||||||
и для |
прямоугольных |
панелей |
(Эйсли [®®]). |
|
|
||
|
§ 5.8. Ускоренное движение профиля |
|
|||||
Случай ускоренного Движения двумерного крыла со |
|||||||
сверхзвуковой |
скоростью (р, > |
1)^) был |
рассмотрен Робин |
||||
соном |
Р^®], |
В |
работе |
Гарднера |
и |
Лудлоффа |
[’'*1 |
1) С м ы с л п а р а м е т р о в р. н M о б ъ я с н е н в § 1 .5 ,
ТО же самое было сделано для случая сверхзвуковых и транс
звуковых (только при M < 0) скоростей. Случай трансзву
ковых скоростей (М < 0) рассматривался в работе Бара нова [Ч. Случай звуковой скорости (М = 1) рассматри
вался Румье (замедленное движение профиля, M < 0)
и Био [*Ч (ускоренное движение профиля, M > 0). Однако в работе Био не учтено влияние начальных условий, поэтому его результаты следует рассматривать как неполные. (См. также работы Кабаниа [^®],
Более подробный анализ общей задачи дан в работе Майлса 1-*®].
Г Л А В А 6
КРЫ ЛЬЯ ПРОСТОЙ ФОРМЫ в ПЛАНЕ
§ 6.1. Введение
Для определенного класса форм в плане граничная задача о крыле оказывается довольно простой. Класс этот определяется требованием, чтобы составляющая скорости потока, перпендикулярная к кромке крыла, оставалась повсюду сверхзвуковой. В координатах {х, у) это ограниче ние можно записать в виде (см. рис. 3.1)
|
|
I djc I > |
P • |
(6. 1.1) |
|
|
|
|
|||
где t/e — уравнение |
кромки. |
В |
координатах {х\ |
у) нера |
|
венство (6.1.1) |
принимает вид |
|
|
||
|
|
I 5л:' |
I |
|
(6 .1.2) |
|
|
|
|
||
Вследствие |
этого |
ограничения на передней |
кромке, |
ни одна точка области R не попадает в зону влияния поверх ности крыла S, а следовательно, все возмущения в области R тождественно равны нулю. Аналогично для задней кромки это ограничение означает, что ни одна точка несущей поверх ности 5 не попадает в зону влияния вихревой пелены W. Вследствие сказанного в областях 7? и S производная ср^ может рассматриваться как известная функция, а значения ее в области W для определения потенциала ф на крыле S не нужны (рис. 6.1). Тем не менее, определив потенциал ф в области 5 , мы затем можем найти и его значения в области W.
Типичными примерами крыльев простой формы в плане являются двумерный профиль и треугольное крыло,
передние кромки которого лежат вне головного конуса Маха. Заметим также, что ограниченные участки крыльев более общих форм в плане могут рассматриваться как крыло
Рис. 6 .1. Крыло простой формы D плане; показана область крыла, влияющая наточку (JC' , лежащую на "его поверхности, см. (6.2 .7). Линия C есть геометриче ское место точек, для которых имеет место условие f —X ± R = О, см. (6.3.2).
простой формы, поэтому методы решения этой задачи позво*- ляют частично решить и более сложные задачи.
§ 6.2. Колеблющееся крыло
Трехмерная задача об обтекании колеблющегося крыла простой формы в плане решается целым рядом известных методов^). Мы здесь воспользуемся методом Фурье (см.
работы Майлса [^®’ 1 и |
|
Стыоартсона |
|
|
Решению подлежит |
следующая |
граничная |
|
|
(рис. 6.1): |
|
|
|
|
Фх’х' - |
- |
ф „ + Х=Ф= о, |
(6.2.1) |
|
Фг1г=о= - V ( x ', у), |
у) ^ S', |
(6.2.2а) |
||
Ф, Iz=O = |
0, {х\ у) ^ R' |
(6.2.2Ь)- |
^) Гаррик п Рубинов [” ], Красильщнкова р * ] , [“ *], Джонс [“ »], Майлс [“ 3J, Жермен и Бадер [^®], Стыоартсои I®” ], Хани (“ <J.
О бозна^м через |
Ф ** результат |
применения к |
потен |
циалу Ф преобразования Фурье по |
координате у: |
|
|
|
|
|
(6.2.4) |
Для функции Ф ** |
соответствующаяграничная |
задача |
идентична той, которую формулирует система соотноше
ний (5.2.1—3), если |
только |
х* |
заменить |
на |
(х “ -1- v-). |
|||
Тогда, |
согласно (5.2.8), получим |
|
|
|
||||
Ф **(х ', |
V, z) = |
|
|
|
|
|
|
|
х '—Z |
|
|
|
|
|
|
|
|
= |
\ •^o{(»t“ + v Y / * [ ( y - g ) 2 - 2 ’‘lV 2)V **(|, v)d|. |
(6.2.5) |
||||||
Воспользовавшись |
соотношением для |
преобразований |
||||||
Фурье |
(см. Кэмпбелл |
и Фостер |
[*®]): |
|
|
|
||
|
|
{«^0 [(»<" + |
(х'^- |
Z2)V2]} = COS (X f') |
, |
(6.2.6) |
||
|
|
r ' = Y x ' ^ - y ^ - z \ |
|
|
|
|||
и теоремой свертывания (там же, стр. 202), |
получим ориги |
|||||||
нал |
изображения (6.2.5) в |
виде |
|
|
|
|||
|
|
Ф = 4 ~ П |
|
|
|
|
|
-(6.2.7) |
(6.2.8)
Областью интегрирования является часть поверхности крыла S', отсекаемая гиперболой, которая является линией пересечения поверхности S' с обратным конусом Маха, имеющим своей вершиной точку (х', у, z). Если положить Z = О, то границами зоны интегрирования будут передняя кромка крыла и линии Маха ^ = у ± {х' — I)» как это показано на рис. 6.1.
в ряде случаев удобно условиться считать, что потен циал Ф дается конечной частью интеграла (6.2.7) в смы сле Адамара; то же самое мрл<но сделать и в отношении выражения (5.4.2). В то время как интеграл может быть пре образован обычными методами (например, тригонометри ческой подстановкой, см. (5.4.2,3)), условие Адамара позво ляет дифференцировать под знаком интеграла; если отказаться от условия, то такое дифференцирование де лает интеграл несобственным (в обычном смысле). (См. так
же Рисц [2‘*21.) |
|
|
|
|
|
Возвращаясь |
к физическим |
переменным |
(3.10.6 |
и 7), |
|
из выражения (6.2.7) получим |
|
|
|
|
|
Ф(;с, //, 0 - f ) = |
^ ^ g {x — l, y — -x\)v{l, r\)dldr\, |
(6.2.9) |
|||
g(x, ^/) = — exp |
|
cos[)H V I |
|
|
|
J |
■ |
|
|
||
|
|
|
|
||
|
|
|
|
(6.2. 10) |
|
§ 6.3. Случай |
произвольной |
|
зависимости |
от времени |
Вернемся к более общей задаче, когда v есть произвольно заданная функция {х, у, t). Наиболее прямым подходом к ее решению является применение обратного преобразования Фурье к выражению (6.27) с учетом соотношения (см. Кэмп белл и Фостер [®“], стр. 619)
ir - 4 c o s (x ^ ')) = ± 6 ( r ± R-), |
(6,3.1) |
где через б обозначена дельта-функция Дирака. Применяя
к |
(6.2.7) теорему свертывания, получим |
|
б (Г -т ± / ? -) |
|
{I, Tl. T )d T . |
|
(6.3.2) |
|
Полная область интегрирования в координатах (|, т|), |
в |
случае интеграла (6.3.2), идентична соответствующей об |
ласти для интеграла (6.2.7) и показана на рис. 6.1 в слу чае, когда Z = O-)-. Однако при фиксированном т влияние оказывают лишь точки, лежащие на участке гиперболы
i' — X ± R' = О, расположенном в указанной выше облас ти интегрирования. Более того, если, пользуясь (3.4.1), перейти к неподвижной декартовой системе координат {X, Т), заменить в выражении (6.3.2) (i, т) на (|', t'), а через (I, х) обозначить н о в ы е фиктивные переменные в непод вижной системе координат, то геометрическим местом точек, в которых аргумент б-функции обращается в нуль, будет
следующая |
кривая: |
|
arg о - |
Г |
(6.3.3а) |
и ^ ,( ^ . _ |
(б.З.ЗЬ) |
которая является линией пересечения сферической волны
радиуса (Т — т) с центром |
в точке (X, у, z) |
и плоскости |
||||
Z = O. |
Этот результат в |
точности совпадает |
с |
тем, кото |
||
рый дает решение Пуассона для классического |
волнового |
|||||
уравнения |
(Релей |
§ |
273). Решение |
(6.3.2) также |
||
могло |
бы |
быть получено |
этим путем. |
|
|
Сингулярное свойство б-функции позволяет исключить одно из трех интегрирований в выражении (6.3.2); практи чески предпочтительно интегрирование по х или т]. Выпол
няя интегрирование |
по х, |
получим |
|
|
|
|
(6.3.4) |
где знак ± |
означает, что взята сумма v' (t' -Ь R') + |
||
^ v'{t' — R') |
(такой |
способ |
обозначения принят и далее в |
этой главе). Область интегрирования при Z = O остается той же, что показана на рис. 6.1, хотя функция v' в некотором
диапазоне |
значений |
t' ± |
R' может обращаться в нуль. |
||
Для некоторых целей может оказаться более удобным |
|||||
вначале |
выполнить интегрирование по т]. Замечая, что при |
||||
Z = O-T |
имеет место |
соотношение |
|
||
|
|
R' |
|
dR' |
(6.3.5) |
|
|
|
|
||
|
|
|
|
’ |
|
и интегрируя выражение |
(6.3.2) по R', после тригонометри |
||||
ческой замены переменной т (ср. (5.4.2,3)) получим |
|||||
|
X' |
Я |
|
|
|
|
$ |
^ |
^ + |
|
^ '-l-(x '-^ )c o s e ]d 0 . |
|
о |
- П |
|
|
(6.3.6) |
|
|
|
|
|
в связи C этим последним результатом следует обратить внимание, что даже если заданный на поверхности S' скос потока и не зависит от у, функция v' в выражении (6.3.6) не может рассматриваться как не зависящая от у, так как зависящие от у переменные должны обращаться в нуль в точке, не лежащей на поверхности S' (см. §6 .1).
Переходя в выражениях (6.3.4) и (6.3.6) к переменным (х, t), получим следующие результаты (см. работу Гаррика
и |
Рубинова |
I” ]); |
|
|
||
<р(х, у. О+. |
0 = |
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
(6.3.8) |
P (X, |
t/, |
о H-, |
t ) = |
|
|
|
|
|
|
1 |
|
i / + ( v ^ ) s i n 0 , t - |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
- ( M |
+ c o s 6 ) ( ^ ^ ) ] de. |
(6.3.9) |
Область |
интегрирования в |
выражении (6.3.7) та |
же, что |
|||
и |
на |
рис. 6.1. |
|
|
§ 6.4. Крылья C прямой задней кромкой ^)
Рассмотрим некоторые важные и интересные резуль-. тэты, полученные для крыльев простой формы в плаце, при условии, что их задняя кромка задана уравнением х = const. В этом случае целесообразно (поскольку при интегриро вании по у мы никогда не попадем в область вихревой пелены) ввести в рассмотрение интеграл по размаху вида
.Ug (*') |
|
5 Ф I^=O+/(1/) |
(6.4.1) |
Up (.V) |
|
См. работы |
Майлса [” 3], [^ei], [юо.]^ Стрэнга |
Ломэкса, |
Хислета, Фуллера |
и^Сладера [“ *], фрейлпха [” ], Шварца [***]. |
где у'р и уSозначают координаты соответственно левой и пра вой передних кромок, выраженные в функции х', а f{y) — вес вдоль размаха крыла. Одним из важнейших свойств функции ф является возможность изменения порядка опе раций дифференцирования по х' и интегрирования по у
(которые необходимо выполнить при вычислении интеграла от распределения давления по размаху крыла). Эта возмож ность обусловлена тем, что потенциал ф обращается в нуль
на передней |
кромке. |
|
|
Подставляя потенциал ф (6.3.2) в выражение (6.4.1), |
|||
получим |
|
^8 ^ |
|
3*' |
OO |
|
|
о |
i'-M(x'-i) |
|
|
|
1/в(5) |
v 'il, Tl. T)dTi. |
|
|
^ ^ fi(Z |
(6.4.2) |
Vp (t)
Здесь область интегрирования по координатам (у, т]) пока зана на рис. 6.2 (из самого определения крыльев простой формы в плане следуют некоторые неравенства, связанные C формой границ, типа уа (JC') > д?' и т . п.). Сплошнвте линии
на рис. 6.2 показывают геометрические места точек, в кото рых аргумент б-функции обращается в нуль. Помня, что путь интегрирования по у (при т] = const) всегда пересекает обе такие линии, проведем это интегрированиё, вводявме сто T тригонометрическую переменную (ср. (6.3.2—6)); в итоге получим:
.X' |
vj (I) |
я |
\J /[т] + ( л : ' - sin0] X
°Vp(6)
X v' [I, т|, t' + (х' — I) COS 0] d0. |
(6.4.3) |
Последнее выражение приобретает особенно простой вид, если вес f{y) является линейной функцией типа
f(y ) = a-]-by. |
(6.4.4) |
Тогда вследствие нечетности зависимости от 0 аргумента функции f член с sin 0 не влияет на величину интеграла (6.4.3) и в качестве аргумента / можно оставить. а + 6 т ] . Меняя порядок интегрирования по | и "п и заменяя в окон чательной записи т] на у, получим
Ue (*') |
|
Ж' |
|
|
|
S i(^-^by)dy |
J |
d ^x |
|
||
Up ( * ' ) |
х \ |
( V) |
|
|
|
X |
\ V' [i, |
у, |
t' + |
(У - 1) COS 0] d0, |
(6.4.5) |
где A:J(i/) — уравнение передней |
кромки. Сравнивая |
полу |
|||
ченное выражение |
(6.4.5) |
с |
решением двумерной |
задачи |
(5.4.3), видим, что теория полоски (т. е, предположение, что распределение давления по хорде в данном сечении крыла такое же, как и на двумерном профиле той же хорды) справедлива для расчета подъемной силы и момента крена, создаваемых в данном сечении крыла по размаху, в случае, если у этого крыла простой формы в плане задняя кромка перпендикулярна к направлению полета.