Учебное пособие 1651
.pdfQn |
A |
|
n 1,2,3... |
(2.132) |
|
|
|||
|
|
|
||
|
yn |
t |
|
где А - работа внешних сил на перемещениях, соответствующих аэроупругим колебаниям.
При аэроупругих колебаниях работа внешних сил, действующих на элементарный участок сверхзвукового
самолета длиной dx , равна |
|
dA Yc x, t dx yB x, t |
(2.I33) |
где Yc x, t - интенсивность распределенных внешних сил,
действующих на сверхзвуковой самолет при аэроупругих колебаниях элементов его конструкции.
С учетом соотношений (2.119) равенство (2.133) принимает вид
dA Yc x, t yx n |
x yn |
t dx |
(2.134) |
|
|
|
|
n 1 |
|
|
|
После интегрирования равенства (2.134) получим следующие выражение для работы внешних сил, действующих на сверхзвуковой самолет при аэроупругих колебаниях
A Yc |
x, t yx n |
x yn |
t dx |
(2.135) |
|
|
|
|
|
0 |
n 1 |
|
|
|
Будем полагать, что при малых возмущениях параметров движения суммарное приращение нестационарной подъемной силы можно представить в виде суммы приращений, вызванных возмущениями отдельных параметров.
81
Этими параметрами в данном случае являются возмущения угла атаки сверхзвукового самолета как твердого тела, возмущения угла атаки, вызванные аэроупругими колебаниями элементов конструкции сверхзвукового самолета, возмущения угла атаки, вызванные атмосферной турбулентностью, а приращения углов отклонения поверхностей управления в возмущенном движении.
Таким образом, приращение нестационарной подъемной силы сверхзвукового самолета представим в виде
Yc x, t Y ж Y изг Y T (2.136)
Y пу
где ж возмущение угла атаки сверхзвукового самолета как твердого тела;
изг - возмущение угла атаки, вызванное аэроупругими
колебаниями сверхзвукового самолета; т - турбулентное возмущение угла атаки;
ny- приращения углов отклонения поверхностей
управления в возмущенном движении.
С учетом соотношения (2.136) равенство (2.135) можно представить в виде
A Ak |
Aизг |
AT |
Aпу |
(2.137) |
|
||||
где |
|
|
|
|
Aж |
Y |
ж yx n |
x yn t dx (2.138) |
|
|
0 |
n 1 |
|
|
–работа нестационарной подъемной силы, вызванной колебаниями угла самолета как твердого тела.
82
Aизг |
Y |
|
yx n x yn t dx |
(2.139) |
изг |
|
|||
|
0 |
n |
1 |
|
-работа нестационарных аэродинамических сил на аэроупругих перемещениях;
-
AT |
Y T |
yx n x yn t dx |
(2.140) |
|
|
||||
|
0 |
n 1 |
|
|
- –работа |
нестационарной |
подъемной силы, вызванной |
||
турбулентным возмущением угла атаки; |
|
|||
- |
|
|
|
|
Aпу |
Y |
пу |
yx n x yn t dx |
(2.141) |
|
||||
|
0 |
n 1 |
|
- работа нестационарной подъемной силы, вызванной приращениями углов отклонения поверхностей управления в возмущенном движении.
С учетом равенства (2.137) уравнение (2.132) можно представить в виде
Qn Qпж |
Qnииз |
Qпт Qnпп |
|
|
(2.142) |
|||||||
|
|
|
||||||||||
|
|
|
|
|
|
j |
|
|
|
|
||
где |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
Qпж |
Aж |
|
Qnииз |
Aизг |
|
|||||||
yn |
t |
yn |
t |
(2.143) |
||||||||
|
|
|
|
|||||||||
Qпт |
|
Aт |
|
|
|
Qnпп |
|
Aпу |
|
|
|
|
|
yn t |
|
yn t |
|
||||||||
|
|
|
|
|
Подставляя соотношения (2.I39)-(2.I4I) в равенства (2.143), получим, что :
83
Qпж |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Y |
|
yx n x yn t dx |
(2.144) |
|||
|
yn |
t |
|
|
|
|
ж |
|
|||||||||
|
|
0 |
|
|
|
|
n 1 |
|
|
|
|||||||
Qпизг |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Y |
|
yx n x yn t dx |
(2.145) |
||||
yn |
t |
|
|
|
|
изг |
|
||||||||||
|
|
0 |
|
|
|
|
n |
1 |
|
|
|
||||||
Qпт |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Y |
т |
yx n |
x yn |
t dx (2.146) |
||
|
|
yn |
|
t |
|
|
|||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
0 |
|
n 1 |
|
|
|
|||||
Qппу |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Y |
пу |
yx n |
x yn |
t dx (2.147) |
||
|
|
|
yn |
t |
|
||||||||||||
|
|
|
|
|
0 |
|
n 1 |
|
|
|
Уравнения, связывающие приращение нестационарной подъемной силы с возмущениями соответствующих кинематических параметров, можно представить в следующем виде:
T1p |
F p |
F p |
F p |
Tp |
p |
p |
(2.148) |
t |
p |
t |
|
||||
|
|
|
|
|
где F - вектор, составляющими которого приращения нестационарной подъемной силы;
P - вектор, составляющими которого возмущения кинематических параметров;
T1p , Tp - векторы постоянных времени.
Таким |
образом, |
составляющими |
вектора |
F(P) |
|
Yc |
изг , Yc |
т , Yc |
ж , |
Yc |
пу |
являются
являются
являются
а
составляющими вектора P |
ж , |
изг , |
т , пу |
84
Введем обобщенные координаты для составляющих вектора F и Р и по аналогии с аэроупругими перемещениями представим эти векторы в виде :
P x, t |
Pxm x Pn t |
(2.149) |
|
||
n |
1 |
|
F x, t |
Fxm x Fn t |
(2.150) |
|
n 1 |
|
где Pn t и Fn |
t - векторы, обобщенных координат. |
|
Для составляющих вектора F p |
p , являющихся |
стационарными значениями производных от приращения подъемной силы но параметру, вызвавшему это приращение, справедливы соотношения
|
Y |
ж |
|
|
Y |
Y |
т |
|
|
Y |
|
(2.151) |
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Yстац |
|
|
ж |
|
|
|
|
изг |
|
т |
|
|
|
||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||
|
|
|
Y |
|
пу |
|
|
|
Y |
Yстац |
|
|
|
(2.152) |
|||||
|
|
|
|
|
пу |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
С учетом равенств (2.151) и (2.152) вектор Р можно |
||||||||||||||||||
представить |
в |
виде |
|
двух |
векторов |
и |
, имеющих |
||||||||||||
соответственно составляющие |
|
ж , |
|
изг , |
, и |
пу |
|||||||||||||
|
Аналогично и вектор F можно представить в виде двух |
||||||||||||||||||
векторов |
|
|
|
Y |
|
|
|
и |
|
|
Y |
|
с |
||||||
составляющими |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
Y |
ж , |
Y |
|
изг , Y |
Т |
|
, Y |
|
|
В этом случае векторное уравнение (2.148) можно представить в виде следующих двух векторных уравнений
:
85
|
T1 |
|
Y |
|
|
Y |
|
Yстац |
T |
|
(2.153) |
||||
|
|
|
|
t |
|
|
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
T |
|
Y |
|
|
Y |
|
Y |
|
T |
|
|
(2.154) |
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||
1 |
|
t |
|
|
|
|
|
стац |
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
Используя соотношения (2.149) и (2.150), введенные |
|||||||||||||||
векторы |
Y |
|
|
, Y |
, |
|
и |
|
представим в виде |
||||||
x, t |
|
|
|
|
|
xn x |
|
n |
t |
|
|
(2.155) |
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
n 1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
x, t |
|
|
|
xn |
x |
n |
t |
|
(2.156) |
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
n |
1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Y |
|
|
|
|
Yxn |
x Yn |
|
t |
(2.157) |
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
|
|
|
|
|
|
n |
1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Y |
|
|
|
Yxn |
|
x Yn |
t |
(2.158) |
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
n 1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Подставляя соотношения (2.155) и (2.157) в уравнение |
|||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(2.153), получим |
|
|||||
T1 |
|
t |
Yn |
t Yxn |
x |
|
Yстац x xn x (2.159) |
||||||||
Yn |
|
||||||||||||||
T n |
|
t |
|
|
n |
t |
|
|
|
|
|
|
Разделив в уравнении (2.159) переменные, получим следующие два уравнения:
Yxn |
x Yстац x xn x |
|
(2.160) |
|
t Yn t T n t |
n t |
(2.161) |
T1 Yn |
|
Уравнение (2.160) определяет стационарное значение приращения подъемной силы , вызванное возмущением
86
соответствующего параметра, т.е. Yxnx есть амплитуда, колебаний приращения подъемной силы в точке с координатой x, и определяется она через амплитуду колебаний параметра возмущения по формуле (2.160).
Из уравнения (2.161) следует, что если |
n t есть |
приращение геометрического угла атаки в момент времени t , вызванное определенным видом возмущения, то Ynt есть
приращение эффективного угла атаки в тот же момент времени t , вызванное тем же видом возмущения.
Таким образом, уравнение (2.161) можно записать в
виде
T1 Yпеф t Yпеф t T n t n t (2.162)
Y |
|
|
|
Yстац |
|
x dxn |
x |
|
пеф t |
|
(2.163) |
|||
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
|
|
n |
|
1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Аналогично можно получить |
|
|
|
|
|
|
||||||||
Y |
|
|
|
Yстац |
x |
xn |
x |
|
пеф |
t |
|
(2.164) |
||
|
|
|
|
|
|
|||||||||
|
|
n |
1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
T |
|
пеф |
t |
пеф |
T |
n |
t |
n |
|
(2.165) |
||||
1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||
Если соотношение (2.163) записать в виде |
||||||||||||||
Y |
|
|
Yстац x |
|
xn |
x |
|
|
0 |
|
t |
(2.166) |
||
|
|
|
|
0 |
|
xn |
пеф |
|
||||||
|
n 1 |
|
|
xn |
|
|
|
|
|
|
|
|||
то для начального сечения, при |
|
xn |
0 |
|
1, получим |
87
Y |
Yстац 0 |
пеф t |
(2.I67) |
|
|||
|
n 1 |
|
|
Очевидно, что соотношение типа (2.I67) можно получить не только для начального, но и для любого другого сечения сверхзвукового самолета.
Таким образом, доказано что приращения нестационарной подъемной силы сверхзвукового самолета можно в первом приближении определять по формулам стационарной аэродинамики, если в них вместо геометрического угла атаки или угла отклонения рулей ввести их эффективные значения, которые связаны с геометрическими значениями равенствами (2.162) и (2.165).
Из векторного равенства (2.163) следует, что приращение стационарной подъемной силы, вызванное колебаниями угла атаки сверхзвукового самолета как твердого
тела, |
для |
которого |
xn |
x |
1, |
|
nж t |
ж t |
||||||
следовательно, |
|
|
эфж |
x, t |
|
эфж |
t можно представить в |
|||||||
виде |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Y |
ж |
Y |
|
x |
эфж |
t |
|
|
|
|
(2.I68) |
|||
|
Так как приращение геометрического угла атаки, |
|||||||||||||
вызванное аэроупругими колебаниями, равно |
|
|
||||||||||||
|
изг x, t |
|
|
|
1 |
|
|
yB x, t |
|
yB x, t |
|
|
(2.169) |
|
|
|
|
|
V |
|
|
t |
|
|
x |
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
или с учетом равенства (2.119) |
|
|
|
|
|
|
||||||||
|
x, t |
1 |
|
|
yx |
|
|
x yn t |
|
yx |
x yn |
t |
(2.170), |
|
изг |
|
|
|
n |
|
|||||||||
|
|
|
|
|||||||||||
|
|
V n |
1 |
|
|
n |
1 |
n |
|
|
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
88
то
n изг t |
|
1n изг t |
2n изг t |
(2.171) |
|
где |
|
|
|
|
|
1n изг t |
1 |
|
yn t ; |
2n изг t |
yn t |
|
|
||||
|
V |
|
|
||
|
|
|
|
(2.172) |
|
С учетом равенств (2.163) и (2.172) нестационарное приращение аэроупругой силы можно представить в виде
Y |
|
изг |
Y |
|
x |
yxn x |
1n изг |
t Y x |
|
|
|
|
|
|
n |
1 |
|
|
(2.173) |
yxn |
x |
2n эфн |
t |
|
|
|
|
||
n 1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Связь |
между |
|
1nизг |
и |
2nизг |
с одной стороны, и |
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
||
1 эфк |
и |
|
2 эфк |
с другой, описывается уравнениями (2.162), |
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
которые с помощью соотношений (2.173) можно представить в виде
T1y 1эфн |
|
1 |
|
|
|
(2.174) |
|
|
|
|
|
|
|||
1эфн |
V Ty yn t |
y t |
|||||
|
|||||||
T1y 2эфн |
|
1 |
Ty yn t |
y t |
(2.175) |
||
2эфн |
|
|
|||||
|
V |
|
Если принять, что длина порыва гораздо больше длины самолета т.е. считать, что порыв распределен по длине
самолета |
равномерно и, следовательно, |
xnT x |
1 и |
T x, t |
T t , тo нестационарное приращение подъемной |
силы, вызванное турбулентным возмущением угла атаки, можно представить в виде
89
Y |
T |
Y x |
эфт |
t |
(2.176) |
T1T |
эфт |
эф |
Тт |
т |
т (2.177) |
Приращение подъемной силы, вызванное отклонениями поверхностей управления, представлено сосредоточенными силами, приложенными в местах расположения поверхностей
управления. С помощью -функции их можно следующим образом описать в виде распределенных внешних сил:
Y пу |
Y |
пу x xпу |
(2.178) |
|
где xпу- координата i-й поверхности управления.
С учетом соотношений (2.164) и (2.165) равенство (2.178) примет вид
Y |
|
|
Y |
эф пу t |
x xпу |
(2.I79) |
||
|
пу |
|
||||||
T |
|
|
|
T |
|
|
|
(2.180) |
1 |
|
эф пу |
эф пу |
|
|
пу |
пу |
|
После подстановки подъемной силы согласно, (2.168) и
(2.175), (2.177),(2.179) в уравнения (2.144)-(2.147) с учетом неортогональности форм собственных аэроупругих колебаний, получим следующие выражения для составлявших обобщенной внешней силы:
Qпж Qn эфж t |
(2.181) |
90