Аэродинамические характеристики летательного аппарата в турбулентной атмосфере и при воздействии ударной волны

8.4. Аэродинамические характеристики летательного аппарата в турбулентной атмосфере и при воздействии ударной волны

Реальная атмосфера всегда обладает турбулентностью, то есть хаотическим движением слоев и частичек воздуха. Причинами такого движения являются естественные перемещения масс воздуха из областей повышенного давления в области низкого давления, а также наличие рельефа местности и наземных сооружений, при обтекании которых воздушные массы также турбулизируются. Причиной турбулентности атмосферы служат и различные летательные аппараты и объекты, движущиеся в ней. Последние как известно, оставляют в атмосфере спутный след.

В настоящее время сложилось общепринятое представление о турбулентности как иерархии вихрей различных порядков. В связи с этим различают два вида турбулентности: мелкомасштабную и крупномасштабную. Воздействие ударной волны на летательный аппарат также можно свести к воздействию турбулентной атмосферы. Поэтому задача воздействия турбулентной атмосферы и ударной волны на летательный аппарат ставится и решается как одна и та же задача.

         Особо стоит остановиться на вкладе, который вносят в турбулентность атмосферы различные летательные аппараты и   объекты. При их движении образуется спутный след, представляющий собой относительно узкую область воздушного пространства, распространяющуюся за летательными аппаратами на большие расстояния

          Под спутным следом обычно понимают область воздушного пространства за летательным аппаратом, где характеристики воздушного потока отличаются от характеристик невозмущенного потока.

Формирование спутного следа сопровождается сложными аэрохимическими процессами с изменением как кинематических параметров движения воздуха, так и его химического состав термодинамических свойств. При движении летательного аппарата в воздушном пространстве генерируется поле давлений которое в виде возмущений распространяется  во всех направлениях со звуковой скоростью и формирует соответствующее поле скоростей. Кроме возмущений воздушной среды, создаваемых планером летательного аппарата, в воздушный поток истек выхлопные газы силовой установки с вполне конкретными  термомодинамическими свойствами. В качестве основных компонент, участвующих в формировании спутного следа, выделяют следующие:

— вихри, индуцируемые в воздухе летательным аппаратом как телом с определенными аэродинамическими свойствами;

— пограничный слой, стекающий со всей поверхности планера летательного аппарата;

— струи выхлопных газов силовой установки летательного   аппарата.

Рекомендуемые материалы

Вклад этих компонент в результирующий спутный след различен. Струи выхлопных газов обладают значительной энергией на срезах сопел, особенно на режимах форсажа, но они представляют собой узкие потоки газов, расширяющиеся под небольшим углом (приблизительно 3...4⁰ ), температура и скорость  которых быстро падают. Воздействие струй на формирование результирующего спутного следа проявляется, в основном, в небольшом повышении температуры воздуха в области следа. При расположении двигателей в районе вихревых жгутов воздействие струй может проявляться в небольшом увеличении скоростей в самом жгуте.

Стекающий с поверхности планера пограничный слой не вносит больших возмущений в воздушную среду и на удал 50... 150 м от летательного аппарата, как и струи газов силовой установки, практически исчезает в окружающей среде

        Наибoлее сильный вклад в формирование cпутного следа зa летательным аппаратом и его результирующие характеристики вносят вихри, образование которых обусловлено созданием нормальных к поверхности летательного аппарата нагрузок. Вихревые жгуты, сходящие с крыла, стабилизатора, других несущих и управляющих  поверхностей, а также с фюзеляжа, через: некоторое время сворачиваются в два достаточно мощных вихревых жгута, которые могут существовать в атмосфере продолжительное время.

       Из летной практики и материалов специальных экспериментов известно, что сформировавшийся спутный след характеризуется значительными скоростями движения воздуха в плоскости, перпендикулярной движению летательного аппарата. На рис. 8.7  показаны характерные эпюры распределения вертикальных скоростей W_у за тяжелым транспортным самолетом. В общем случае имеют место и возмущенные осевые скорости потока, но они, как правило,  на порядок меньше W_у.

 

Р и с. 8.7

     Спутный след за самолетом имеет тенденцию к снижению. С течением времени размеры следа в поперечном сечении плавно увеличиваются, а интенсивность вращательного движения воздуха в нем постепенно снижается. Скорость снижения следа также со временем уменьшается, что является суммарным следствием вязкого затухания следа и проявления эффекта «плавучeсти», то есть выталкивания спутного следа при его снижении  более плотной средой.

      Существуют два способа описания движения масс воздуха в атмосфере. Первый сводится к описанию дискретных порывов заданным распределением вертикальных или боковых скоростей. Сюда относится и задача о воздействии на летательный аппарат ударной волны. Второй способ описывает атмосферную турбулентность как случайное распределение скоростей.

         Первый проще и наглядней, второй лучше отражает физическую картину атмосферной турбулентности. Последняя в этом случае описывается функциями распределения вертикальных или боковых скоростей, полученными в результате большого количества замеров этих скоростей в реальных полетах.

          Протяженность и время существования спутных следов за различными летательными аппаратами изменяются в достаточно широком диапазоне и зависят от типа самолета-генератора вихрей, его полетной массы, режима и условий полета, и некоторых других факторов. Время существования спутных следов может составлять от нескольких десятков секунд до десятков минут. Протяженность спутного следа, особенно за тяжёлыми самолетами, составляет до нескольких десятков километров, а снижение следа относительно исходной высоты полета - нескольких сотен метров. Известны случаи снижения спутного следа на 300...350 м.

            Воздействие турбулентной атмосферы на летательный аппарат носит нестационарный характер. Основной задачей является определение нагрузок, действующих на летательный аппарат и его части. При этом из общего движения масс воздуха учитываются только вертикальные и боковые составляющие скорости. Продольные составляющие скорости не учитываются из-за малых величин по сравнению со скоростью движения летательного аппарата. Однако, если движение масс воздуха носит устойчивый характер, что чаще всего бывает на больших высотах ,то это обстоятельство учитывается при расчете дальности полёта летательного аппарата.

         В настоящее время разработаны эффективные способы моделирования спутных следов за летательными аппаратами и расчета аэродинамических характеристик летательных аппаратов попавших в этот след.

         На рис. 8.8  представлены полученные с помощью ЭВМ результаты расчета аэродинамических характеристик истребителя-бомбардировщика в спутном следе тяжелого транспортного самолета.

          Через здесь обозначено приращение коэффициента, подъемной силы, а через — приращение коэффициента момента крена на истребителе-бомбардировщике за счет воздействия спутного следа от впереди летящего

самолета. Истребитель- бомбардировщик помещался в различные участки следа

(координата z = var). При этом исследовались его характеристики в центре вихревого жгута (=О) и с превышением и принижением 5 м (=5 м и  = — 5 м).

с.8.9

Анализ зависимостей  с_уа  (z) и   m_x (z) показывает , что наиболее сильное воздействие спутного следа происходит в центре вихревого жгута, сходящего с конца крыла .

             При попадании ЛА в восходящий поток воздуха, имеющий скорость W_y , у него увеличивается угол атаки на величину   , что вызывает приращение подъёмной силы   . 

             Аналогично можно получить формулу для приращения боковой силы  (где ).

             В случае подхода  к ЛА фронта слабой ударной волны с любого направления при произвольном распределении в пространстве за ударной волной возмущенных скоростей W_z и W_y аэродинамические характеристики аппарата определяют с помощью интеграла Дюамеля. При этом предварительно получают переходные функции характеристик как реакции на единичные

Например, если ударная волна набегает на самолет снизу опереди под углом g  к его продольной оси (рис.8.9), и закон  изменения относительных вертикальных скоростей   (за фронтом  ударной волны)  показан на графике штриховой линией, то изменение по времени коэффициента подъемной силы , рассчитанное рассмотренным способом, существенно отличается от закона изменения кинематического параметра  .

8.5. Коэффициенты аэродинамических производных и их зависимость от числа М, числа Струхаля и формы летательного аппарата

В соответствии с зависимостью

 с помощью коэффициентов аэродинамических производных с_α^εj, j при гармонических зависимостях .кинематических параметров ε_j от времени можно найти любую аэродинамическую характеристику. Как и при установившемся движении, эти коэффициенты зависят от М и формы ЛА. Кроме того, они являются функцией числа Струхаля р* (приведенной частоты колебаний).

           К примеру, поскольку демпфирующие и спиральные моменты обусловлены аэродинамическими силами, возникающими на крыле и оперении и зависящими от числа М, то по тому же закону что и коэффициент с_ya ^α (М), по числам М меняются и  коэффициенты демпфирования , , (рис. 8.10) и коэффициенты спиральных моментов (рис. 8.11)

Рис.8.10                                                                               Рис.8.11

         Для разных чисел Струхаля р*  зависимости характеристик от чисел М

не одинаковы. При малых частотах колебаний (р*→ 0)  наибольшее изменение коэффициентов аэродинамических производных происходит в околозвуковом диапазоне скоростей (M→ 1), но с ростом чисел Струхаля (см. кривые C_ya^δ (M , р*), C_ya^δ (M , р*) на рис.8.12, 8.13 при  р*³ 5, характеризующие эффективность элевонов самолета типа “Конкорд”) эти коэффициенты значительнее изменяются при малых числах M→ 0.

              

 

Вам также может быть полезна лекция "3 Принципы водного законодательства".

Рис.8.12                                                                   Рис.8.13

При постоянных числах Струхаля и Маха наибольшее влияние формы ЛА сказывается при значительных величинах удлинений  крыла и углов его стреловидности (рис. 8.14). При небольшом удлинении крыла l влияние yгла стреловидности c практически отсутствует. Это можно объяснить тем, что малых l даже значительное изменение угла c не может существенно изменить характер обтекания крыла. *

Рис.8.14                                                                   Рис.8.15

Изменение числа Струхаля слабее проявляется на аэродинамических характеристиках при уменьшении удлинения (рис. 8.15),  но в общем случае влияние р* велико. Одновременно следует заметить, что в диапазоне очень малых значений чисел Струхаля (p*<0,05) для ЛА с крыльями разной формы в плане не коэффициенты аэродинамических производных незначительно зависят от р*. В то же время в реальном полете изменение ряда кинематических параметров (углов a,  b и др.) происходит очень медленно, так что числа Струхаля имеют порядок 0,01. В этих случаях с достаточной для практики точностью можно пользоваться в расчетах нестационарными аэродинамическими характеристиками, найденными при р* 0 при существенном уменьшении трудоемкости вычислений, распространяя затем значения этих характеристик на небольшую область чисел Струхаля (р* 0,05). Такой подход к решению нестационарных задач получил название гипотезы гармоничности. В соответствии с этой гипотезой при определении,  например, коэффициента подъемной силы  производные , рассматриваются при р*  О, а кинематические параметры a и  принимаются реальными.

Для еще большего упрощения решения нестационарных за- дач пользуются гипотезой стационарности, в соответствии с которой при определении коэффициента производная ищется из решения стационарной задачи, а значения угла атаки во времени считаются действительными.