Применение метода эквивалентных форм в задачах нестационарной аэродинамики при малых дозвуковых скоростях

• Автор: Козаченко, Андрей Викторович
• Шифр специальности: 05.07.01
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2000
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 181 с. : ил.

СОДЕРЖАНИЕ
ВСТУПЛЕНИЕ
РАЗДЕЛ
РАЗРАБОТКА МЕТОДА ЭКВИВАЛЕНТНЫХ ФОРМ ДЛЯ КРЫЛА БЕСКОНЕЧНОГО РАЗМАХА
1.1. Постановка задачи
1.2. Вихревые системы в нестационарной задаче. Традиционное решение
1.3. Преобразование вихревых систем
1.4. Построение эквивалентных форм
1.5. Эквивалентные формы при входе в порыв
РАЗДЕЛ
ПРИМЕНЕНИЕ МЕТОДА ЭКВИВАЛЕНТНЫХ ФОРМ В ПЛОСКИХ ЗАДАЧАХ ПРИ МГНОВЕННОМ ВОЗНИКНОВЕНИИ ДЕФОРМАЦИИ И ПРИ ИЗМЕНЕНИИ КИНЕМАТИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ ВО ВРЕМЕНИ
2.1. Общие свойства, проявляемые эквивалентной формой при Т
2.2. Независимость переходного процесса при Т>0 от исходной
мгновенно возникшей деформации
2.3. Эквивалентные формы при внезапном возникновении угла
атаки у крыла бесконечного размаха
2.4. Эквивалентные формы при внезапном возникновении
деформации у крыла бесконечного размаха
2.5. Построение эквивалентных форм при произвольных зависимостях кинематических параметров от времени

РАЗДЕЛ З
РАСПРОСТРАНЕНИЕ МЕТОДА ЭКВИВАЛЕНТНЫХ ФОРМ НА ПРОСТРАНСТВЕННЫЕ ЗАДАЧИ И ЕГО ПРАКТИЧЕСКОЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ В РАСЧЁТАХ НЕСТАЦИОНАРНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ЛА З Л. Переход к трёхмерному обтеканию. Исследование эквивалентной
формы крыла конечного удлинения в нестационарных процессах
3.2. Особенности применения метода эквивалентных форм в случае использования косой расчётной сетки и в случае
расчёта нестационарных АХ произвольной компоновки ЛА
3.3. Примеры расчётов. Сравнение с экспериментальными данными
ВЫВОДЫ
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК

ВСТУПЛЕНИЕ
На рубеже XXI века летательная техника становится не только доступным многоцелевым средством, а массовым индивидуальным видом транспорта. Никого не удивят фермер, орошающий сельскохозяйственные угодья с помощью небольшого самолёта, семья, отправляющаяся в загородный дом на лёгком летательном аппарате, пилоты-любители, использующие спортивные самолёты. Во всём мире неуклонно растёт количество авиаперевозок пассажиров и различных типов грузов, авиационные компании испытывают серьёзную конкуренцию.
Все перечисленные факторы приводят к тому, что при создании многих современных летательных аппаратов (ЛА) одним из главных требований, предъявляемых к разработчикам, является обеспечение безопасности полёта. Необходимое исследование в этом направлении - это обеспечение безопасности на взлётно-посадочных режимах. В этих условиях одна из основных проблем -возможное попадание ЛА во внешние воздушные возмущения, которые могут воздействовать на ЛА вплоть до возникновения аварийной ситуации. В первую очередь, опасность представляют мощные вихри, образовавшиеся в следе за тяжёлыми самолётами с большим размахом крыла. Время жизни таких вихревых образований довольно велико, и они могут быть опасны на расстоянии до десяти километров от зоны аэропорта. Например, второй самолёт, совершая посадку после посадки первого самолёта, стал испытывать воздействие вихревого следа первого, в результате чего возникли аэродинамические силы и моменты, способные нарушить устойчивость и вывести самолёт из нормального режима посадки со всеми вытекающими последствиями. В то же время, внешние вихревые поля могут повлиять на прочность конструкции ЛА. В практике эксплуатации магистральных воздушных судов,- а также самолётов, относящихся к авиации общего назначения (АОН), известны случаи, когда указанные выше воздействия приводили к серьёзным авариям. Отметим, что наряду с такими воздействиями

Рассмотрим вход пластины в гармонический порыв. Пластина движется справа налево, начиная от точки х=0 (положение передней кромки). Пусть нормальные скорости изменяются по закону Уу(х)=-0.1-8ш(х) (число Струхаля р=ш-Ь/Уоо=1). Заданное внешнее поле показано на рис.1.13. Отражаемые присоединёнными вихрями поля (из нестационарного и квазистационарного решений) показаны на рис. 1.14. По сути, эти поля - правые части условия непротекания при стационарном решении. Так как они существенно отличаются, то, вероятно, в аэродинамических характеристиках также будут существенные различия. Разность коэффициентов давления распределена с течением времени (на фоне порыва) так, как это показано на рис. 1.15. Расчёт производился при N8=30. Суммарные аэродинамические характеристики приводятся на рис. 1.16. Переходный процесс устанавливается с достаточно высокой точностью до гармонического вида в течение первого периода колебаний. Кривые, соответствующие решению в квазистационарном приближении, имеют примерно в два раза большую амплитуду и сдвинуты по фазе относительно нестационарных кривых. На рис. 1.16 также дано решение задачи воздействия гармонического порыва на крыло бесконечного размаха при
Т-»оо в виде зависящих от числа Струхаля величин СуЛ (р) и СуД (р), которые называют коэффициентами аэродинамических производных. Если исследовать интеграл Дюамеля при стремлении времени к бесконечности для рассматриваемого примера, то получим гармоническую зависимость от времени (что и было обнаружено в результатах расчёта), поэтому Су при Т-»со можно
представить следующим образом: Су(Т,р) = СуЛ-А + СуЛ -А', где
Д=Датр'8т(рТ) - рассматриваемое изменение порыва на передней кромке во времени. Коэффициент Су(Т,р) быстро устанавливается до гармонической зависимости, поэтому при небольших Т можно получить значения Су близкие к соответствующим значениям на бесконечности и, следовательно, можно рассчитать коэффициенты аэродинамических производных. Необходимые значения Су определялись в рамках метода эквивалентных форм по формуле: