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.
|
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.