Метод решения

Поставленная задача решается методом дискретных вихрей в нели­нейной нестационарной постановке, для этого реальный летательный аппарат заменяется схематизированной моделью. Для решения данной задачи была использована пластинчатая схематизация самолета. В ряде работ, например [8, 44, 47, 49], показано, что такая схематизация достаточна для получения приемлемых характеристик. На пластинах располагались замкнутые вихревые рамки. Схематизированный само­лет помещался в заданную область вихревого следа между двумя сече­ниями Si и S2, в которых заранее были рассчитаны возмущенные ско­рости (рис. 8.2). При этом сечения Si и S2 располагали таким образом, чтобы исследуемый самолет и его след находились внутри некоторого условного параллелепипеда, образованного этими сечениями.

image167

Рис. 8.2. К методу решения

При выполнении граничных условий (8.1)—(8.5) задача сводится к решению системы линейных алгебраических уравнений вида

П

= Hi — Wm. (8.6)

i=i

Здесь в правой части наряду с традиционной функцией Hi [7, 20] стоит нормальная составляющая возмущенной скорости Wni в і-й кон­трольной точке, причем Wni вычисляется интерполяцией возмущенных скоростей из сечений Si и S2 в контрольную точку і. Использована линейная интерполяция. Кроме того, вихревая пелена выстраивалась также с учетом возмущенных скоростей. Нагрузки вычисляли через интеграл Коши-Лагранжа (8.2), в котором наряду с невозмущенной скоростью учитывалась и скорость возмущенного потока.

Оставьте ответ

Вы можете использовать эти HTML теги и атрибуты: <a href="" title=""> <abbr title=""> <acronym title=""> <b> <blockquote cite=""> <cite> <code> <del datetime=""> <em> <i> <q cite=""> <s> <strike> <strong>