ВУЗ:
Составители:
Рубрика:
37
∑
=
α+α
ρ
=α
N
j
jijiji
Y
SU
1
2
)
~
(
12
, (4.2)
где S – характерная площадь;
)
~
(
4
)
~
(
ijij
j
ijij
vv
c
S
+−=α+α
– безраз-
мерные коэффициенты, вычисляемые по следующим формулам (рис.
4.3):
;1
1
1
1
)sin(sin
1
16
1
*
*
*
*
⎥
⎥
⎦
⎤
⎟
⎟
⎠
⎞
⎜
⎜
⎝
⎛
−
+
−
−
−
⎟
⎟
⎠
⎞
⎜
⎜
⎝
⎛
−
+
−
+
⎢
⎢
⎣
⎡
θ−θ
π
=α
+
+
+
−
−
−
+−
ij
ji
ji
ij
ji
ji
ijij
ijj
ij
l
xx
zz
l
xx
zzrc
S
−
−
−
=θ
ij
ij
ij
l
a
sin
;
+
+
+
=θ
ij
ij
ij
l
a
sin
;
2*2*
)()(
−−−
−+−=
jijiij
zzxxl ;
2*2*
)()(
+++
−+−=
jijiij
zzxxl ;
jjijjiij
zzxxa χ−+χ−=
−−−
cos)(sin)(
**
;
jjijjiij
zzxxa χ−+χ−=
+++
cos)(sin)(
**
; (4.3)
jjijjiij
zzxxr χ−−χ−=
−−
sin)(cos)(
**
или
jjijjiij
zzxxr χ−−χ−=
++
sin)(cos)(
**
;
2
*
j
jj
b
xx +=
;
jjjj
cxx χ−=
−
tg ;
jjjj
cxx χ+=
+
tg ;
jj
zz =
*
;
jjj
czz −=
−
;
jjj
czz +=
+
.
Коэффициенты
ij
α
~
вычисляются по формулам для
ij
α
с заме-
ной
jj
zz −→ ,
jj
χ
−
→
χ
.
38
Угол скоса потока
U
v
i
i
−=α
в контрольной точке
*
i
в силу
безотрывности обтекания выражается через нормальное перемеще-
ние срединной поверхности крыла w(x, z), где x, z – координаты точки
непреобразованной несущей поверхности (т.е. реального крыла):
0
*
*
α+
∂
∂
−=α
=
=
i
i
zz
xx
i
x
w
, (4.4)
где
0
α – угол атаки недеформируемой корневой хорды крыла.
Нормальное перемещение срединной поверхности тонкого
крыла выражается через обобщенные координаты по методу Ритца
или методу конечных элементов с учетом предварительного искрив-
ления
),(
0
zxw за счет геометрической крутки, V-образности и от-
клонения аэродинамических органов управления:
),(),(
0
1
zxwzxWqw
s
k
kk
+=
∑
=
. (4.5)
ij
r
j
c
j
c
z
x
O
+
ij
θ
−
ij
θ
j
−
ij
a
j
χ
−
j
+
j
−
ij
l
+
ij
l
+
ij
a
j
Γ
j
Γ
j
Γ
Рис. 4.3
∗
i
2 1 N ~ )Y , αi = ∑ ρU S j =1 2 (α ij + α ij j (4.2) z χj O aij− j− ~ )=− S где S – характерная площадь; (α ij + α ij (vij + v~ij ) – безраз- aij+ Γj j 4c j j+ мерные коэффициенты, вычисляемые по следующим формулам (рис. lij+ lij− x 4.3): rij θ ij− 1 S ⎡1 1 ⎛⎜ x −x * − ⎞ θ ij+ α ij = − + ⎢ (sin θij − sin θij ) + * − ⎜ 1+ i j ⎟− Γj Γj 16π c j zi − z j ⎝ lij− ⎟ ⎣⎢ rij ⎠ i∗ 1 ⎛⎜ xi* − x +j ⎞⎤ cj cj − * 1 + ⎟ ⎥; zi − z +j ⎜⎝ lij+ ⎟⎠⎦⎥ Рис. 4.3 aij− aij+ vi sin θij− = ; sin θij+ = ; Угол скоса потока α i = − в контрольной точке i* в силу lij− lij+ U безотрывности обтекания выражается через нормальное перемеще- lij− = ( xi* − x −j ) 2 + ( z i* − z −j ) 2 ; lij+ = ( xi* − x +j ) 2 + ( zi* − z +j ) 2 ; ние срединной поверхности крыла w(x, z), где x, z – координаты точки − − − a = ( x − x ) sin χ j + ( z − z ) cos χ j ; ij * i j * i j непреобразованной несущей поверхности (т.е. реального крыла): aij+ = ( xi* − x +j ) sin χ j + ( zi* − z +j ) cos χ j ; (4.3) ∂w αi = − + α0 , (4.4) ∂x x = x*i* z = zi rij = ( xi* − x −j ) cos χ j − ( zi* − z −j ) sin χ j или где α 0 – угол атаки недеформируемой корневой хорды крыла. rij = ( xi* − x +j ) cos χ j − ( zi* − z +j ) sin χ j ; Нормальное перемещение срединной поверхности тонкого bj крыла выражается через обобщенные координаты по методу Ритца x *j = x j + ; x −j = x j − c j tg χ j ; x +j = x j + c j tg χ j ; 2 или методу конечных элементов с учетом предварительного искрив- z = zj; * j − z = zj − cj ; j + z = zj + cj . j ления w 0 ( x, z ) за счет геометрической крутки, V-образности и от- ~ вычисляются по формулам для α с заме- клонения аэродинамических органов управления: Коэффициенты α ij ij s w = ∑ qkWk ( x, z ) + w 0 ( x, z ) . (4.5) ной z j → − z j , χ j → −χ j . k =1 37 38
Страницы
- « первая
- ‹ предыдущая
- …
- 17
- 18
- 19
- 20
- 21
- …
- следующая ›
- последняя »