ВУЗ:
Составители:
Рубрика:
39
Тогда
0
0
1
*
*
*
*
α+
∂
∂
−
∂
∂
−=α
=
=
=
=
=
∑
i
i
i
i
zz
xx
s
k
zz
xx
k
ki
x
w
x
W
q
, (4.6)
Обобщенная аэродинамическая сила, соответствующая обоб-
щенной координате
k
q , для одной консоли крыла равна
∑
=
=
N
i
iikik
zxWYQ
1
),(
. (4.7)
В матричном виде уравнения равновесия упругого крыла (не-
подвижно закрепленной на консоли)
QKq
=
; (4.8)
sk
Q }{
=
Q ,
sk
q }{=q ,
где
K – матрица жесткости консоли крыла.
Уравнения метода дискретных вихрей (4.2) записываются в ви-
де
αAY
1
2
2
−
ρ
= S
U
; (4.9)
Ni
Y }{
=
Y ;
Ni
}{α=α ;
NNijij ×
α
+
α
=
]
~
[A .
Условия безотрывного обтекания (4.6) записываются как
1αBqα
0
0
α++−= , (4.10)
где
sN
zz
xx
k
i
i
x
W
×
=
=
⎥
⎥
⎦
⎤
⎢
⎢
⎣
⎡
∂
∂
=
*
*
B ;
N
zz
xx
i
i
x
w
⎪
⎭
⎪
⎬
⎫
⎪
⎩
⎪
⎨
⎧
∂
∂
−=
=
=
*
*
0
0
α ;
40
N
}1{=1 – вектор, состоящий из единиц.
Вектор обобщенных аэродинамических сил (4.7) будет
YCQ
⋅
=
;
Nsiik
zxW
×
=
],([C . (4.11)
Объединяя все эти уравнения в одно, получаем
)(
2
)
2
(
0
01
2
1
2
1αCAqBCAK α+
ρ
=
ρ
+
−−
U
S
U
S
. (4.12)
Скорость дивергенции закрепленного крыла (
0
α
– задан) опре-
деляется из условия
0]
2
det[
1
2
=
ρ
+
−
BCAK
U
S . (4.13)
Для свободного самолета в полете, совершающего установив-
шийся маневр в вертикальной плоскости (с постоянной угловой ско-
ростью тангажа), задана перегрузка
y
n . На основании этого уравне-
ние равновесия самолета в целом записывается в виде
GnY
y
=
Σ
, (4.14)
где
G – вес самолета;
Σ
Y – суммарная подъемная сила. Если пренеб-
речь подъемной силой оперения и абсолютно жесткого фюзеляжа, то
∑
=
=
N
i
i
YY
1
или в матричном виде
Y1
T
Y =
Σ
;
Ni
Y }{
=
Y . (4.15)
Уравнение (4.14) с учетом (4.15) и (4.9), (4.10) записывается в
виде
Тогда 1 = {1}N – вектор, состоящий из единиц. s ∂Wk ∂w0 Вектор обобщенных аэродинамических сил (4.7) будет α i = − ∑ qk − + α0 , (4.6) k =1 ∂x x = xi* ∂x x = xi* Q = C⋅Y ; z = z i* z = z i* C = [Wk ( xi , zi ]s× N . (4.11) Обобщенная аэродинамическая сила, соответствующая обоб- Объединяя все эти уравнения в одно, получаем щенной координате q k , для одной консоли крыла равна ρU 2 ρU 2 N (K + S CA −1B)q = S CA −1 (α 0 + α 0 1) . (4.12) Qk = ∑ YiWk ( xi , z i ) . (4.7) 2 2 i =1 Скорость дивергенции закрепленного крыла ( α 0 – задан) опре- В матричном виде уравнения равновесия упругого крыла (не- деляется из условия подвижно закрепленной на консоли) ρU 2 Kq = Q ; (4.8) det[K + S CA −1B] = 0 . (4.13) 2 Q = {Qk }s , q = {qk }s , Для свободного самолета в полете, совершающего установив- где K – матрица жесткости консоли крыла. шийся маневр в вертикальной плоскости (с постоянной угловой ско- Уравнения метода дискретных вихрей (4.2) записываются в ви- ростью тангажа), задана перегрузка n y . На основании этого уравне- де ние равновесия самолета в целом записывается в виде ρU 2 Y= SA −1α ; (4.9) 2 YΣ = n y G , (4.14) ~ ] . Y = {Yi }N ; α = {α i }N ; A = [α ij + α ij N × N где G – вес самолета; YΣ – суммарная подъемная сила. Если пренеб- Условия безотрывного обтекания (4.6) записываются как речь подъемной силой оперения и абсолютно жесткого фюзеляжа, то N α = −Bq + α 0 + α 0 1 , (4.10) Y = ∑ Yi i =1 где или в матричном виде ⎡ ⎤ ⎧ 0 ⎫ ∂W ⎪ ∂w ⎪ YΣ = 1T Y ; Y = {Yi }N . (4.15) B=⎢ k ⎥ ; α = −⎨ 0 ⎬ ; ⎢ ∂x x = x i* ⎥ ⎪ ∂x * * ⎪ x = xi ⎣ z = z i* ⎦ N × s ⎩ z = zi ⎭ N Уравнение (4.14) с учетом (4.15) и (4.9), (4.10) записывается в виде 39 40
Страницы
- « первая
- ‹ предыдущая
- …
- 18
- 19
- 20
- 21
- 22
- …
- следующая ›
- последняя »