ВЛИЯНИЕ НЕСТАЦИОНАРНОСТИ ОБТЕКАНИЯ. НА ДИНАМИКУ ПОЛЕТА В ТУРБУЛЕНТНОЙ АТМОСФЕРЕ
В § 2.2 получены уравнения продольного движения самолета в турбулентной атмосфере. Коэффициенты вращательных производных для аэродинамических сил и моментов, действующих на самолет, на основании гипотезы стационарности [26] считались постоянными величинами, не зависящими от характера обтекания самолета. Такое предположение не является строгим, так как в процессе возмущенного движения имеет место неустановивший — ся режим обтекания самолета, для которого гипотеза стационарности в общем случае несправедлива. Тем не менее в большом числе практически интересных задач динамики полета результаты расчета возмущенного движения самолета, полученные на основе этой гипотезы, хорошо совпадают с результатами летного эксперимента. Это совпадение объясняется тем, что возмущенное движение самолета, как правило, протекает сравнительно медленно, и влияние нестационарное™ обтекания оказывается малым.
Принципиально иное положение возникает при полете самолета в турбулентной атмосфере, т. е. при случайных порывах ветра, спектр которых содержит довольно высокие частоты. Именно они и создают силы и моменты, определяющие возмущенное движение самолета. Следовательно, в рассматриваемой задаче влияние нестационарности должно быть специально проанализировано.
Решению задачи определения сил и моментов при нестационарном обтекании несущей поверхности в настоящее время по
священо значительное число работ как в отечественной [25], так и в зарубежной технической литературе. В общей постановке эта задача весьма сложна и для ее решения используются цифровые вычислительные машины. В данной книге с целью получения более простых аналитических выражений, которые могут быть использованы для моделирования, для учета влияния нестационарности обтекания при дозвуковой скорости полета используется менее точная методика, предложенная в работе [13].
Чтобы учесть нестационарность обтекания крыла при образовании подъемной силы, достаточно рассмотреть этот процесс при скачкообразном или синусоидальном изменении угла атаки. Поскольку в данной книге используется аппарат спектральных функций, рассмотрим выражение для комплексной амплитуды нестационарной подъемной силы крыла бесконечного размаха при синусоидальном изменении угла атаки (в потоке несжимаемого воздуха)
д У (уш)=с;^ф (jk) Да (/<»), (3.39)
где Ф(/Л)— функция Сирса, равная относительному значе
нию комплексной амплитуды подъемной силы крыла при синусоидальном изменении угла атаки с частотой © и единичной амплитудой; k=<x>bal2Ve — аргумент функции Сирса; q — скоростной напор.
Если принять за характерный линейный размер крыла половину средней аэродинамической хорды Ьл/2, то аргумент k будет равен числу Струхаля.
Функция Сирса имеет довольно сложное аналитическое выражение, содержащее функции Бесселя. Однако ниже потребуется только квадрат модуля функции Сирса, для которого в работе [37] дано следующее приближенное выражение:
На рис. 3.26 приведены графики точного значения квадрата модуля функции Сирса и значения, определяемого формулой (3.40). Сравнение этих графиков показывает, что формула (3.40) обеспечивает достаточно хорошую аппроксимацию.
Как было указано, функция Сирса учитывает нестационарность обтекания крыла бесконечного размаха в несжимаемом воздухе. Конечные размеры размаха крыла будут вносить тем большую погрешность, чем меньше удлинение крыла.
При переходе к сверхзвуковым скоростям полета сжимаемость воздуха начинает оказывать существенное влияние на величину подъемной силы крыла. Поэтому для этих скоростей нельзя пользоваться функцией Сирса. Однако следует подчеркнуть, что
при переходе к сверхзвуковым скоростям полета влияние неста — ционарности довольно быстро убывает. Обозначим через kB коэффициент, равный отношению подъемной силы крыла с учетом нестационарности обтекания к подъемной силе без учета этого явления. Зависимость этого коэффициента от числа М полета показана на рис. 3.27. График на рис. 3.27 справедлив для самолета с определенным |хп (относительная плотность) и отношением САХ к масштабу турбулентности (s=bJL). Величина коэффициента ka в области дозвуковых скоростей сохраняется постоянной и определяется влиянием функции Сирса. При изменении М от 0,9 до 1,6 наблюдается резкое увеличение k„ до значения, близкого к единице. В пределе при неограниченном увеличении М коэффициент kH стремится к единице.
Перейдем к анализу продольного движения самолета с учетом нестационарности. В этом случае уравнения (2.11) (при учете только вертикальной составляющей ветра) должны быть записаны в форме:
dVgy dt2 1 * dt У dt |
dV„
Коэффициенты силы и момента, создаваемых порывами ветра, отмечены штрихом. Нестационарность обтекания будет учитываться только для этих членов уравнений (3.41). Коэффициенты всех членов левых частей уравнений (3.41) будем считать постоянными, так как возмущенное движение самолета не содержит столь высоких гармоник, чтобы нужно было учитывать нестационарность обтекания, обусловленную этим движением. Коэффициент Ь — у характеризует подъемную силу, создаваемую за счет угла атаки от вертикальных порывов ветра. Поэтому на основании (3.39) получаем
Ъ (уш)=&.Ф(уА). (3.42)
Момент самолета относительно поперечной оси определяется как разность моментов подъемных сил крыла и оперения. По этой причине будем полагать, что учет нестационарности при определении коэффициента момента может быть также произведен с помощью функции Сирса, как это было сделано в формуле (3.42) для коэффициента подъемной силы:
с’у(Н=Су Ф (/*). (3.43)
В результате из уравнений (3.41) с учетом (3.42) и (3.43) получаем комплексные передаточные функции для угла тангажа и перегрузки самолета без автопилота с учетом нестационарности:
-<о2 + /»(*. + С — + с-уе) + Ь^С^ + с. К* г-лО)-7-^йг*</*)- _ , t. g А’ (у<о) (У ‘* |
Передаточные функции (3.44) и (3.45) отличаются от передаточных функций (3.17) и (3.20), в которых не учитывается не-
А" (/<•>) = — уш3 — ш2 (Йу +С* + о4+су1/в) + + 7® Фу Ci+Ъ-у <у’а+сЛ+S w |
стационарность, только множителем Ф(]’к). Аналогичные передаточные функции для самолета с автопилотом (2.14) имеют вид
где
Г (/ш)=ь-у [ — уш3-0)2(^+ c-Ve+c^+juc^].
При расчете изменения параметров продольного движения самолета от воздействия случайного ветра по формуле (2.46) необходимо иметь квадрат модуля комплексной передаточной функции. Поэтому во все расчеты при учете нестационарности обтекания войдет квадрат модуля функции Сирса, определяемый приближенным выражением (3.40).
По передаточным функциям (3.46) и (3.48) для самолета № 1 с автопилотом были определены среднеквадратичные значения приращений вертикальной перегрузки и угла тангажа. Результаты расчета перегрузки в виде графиков в функции масштаба турбулентности представлены на рис. 3.28 (кривая 1). На
Рис. 3.28. Нормированные среднеквадратичные значения вертикальной перегрузки самолета № 1 при воздействии вертикального ветра: І — с учетом нестационарности обтекания; 2 — без учета этого явления |
этом же рисунке приведены среднеквадратичные значения пере — грузки, полученные без учета нестационарности (кривая 2). Сравнение графиков / и 2 на рис. 3.28 показывает, что учет нестационарности обтекания уменьшает значения вертикальной перегрузки на величину от 5 до 20% в зависимости от масштаба турбулентности. Большая цифра относится к наименьшему значению масштаба и, следовательно, к наибольшей ширине спектра ветра. Этот результат вполне закономерен, так как функция Сирса быстро убывает с увеличением частоты. Данные по перегрузкам самолета без автопилота не приводятся, так как они не вносят ничего нового по сравнению с уже сказанным относительно самолета с автопилотом.
Приращения угла тангажа при учете нестационарности окаі- зались практически такими же, как и полученные ранее значения (рис. 3.17, б) без учета этого явления. Такой результат объясняется тем, что, как уже отмечалось, спектр колебаний угла тангажа очень узок, и влияние нестационарности лежит в пределах точности моделирования.
Учет нестационарности обтекания с помощью функции Сирса при моделировании несложен, и в Проводимых ниже результатах расчетов влияние нестационарности будет учтено.