3 / 9
Расчет обтекания деформируемого тонкого крыла…
3
мент времени определяется положением оси угловых колебаний и
углом наклона хорды
AB
к оси
1
x
— углом
. Угол атаки крыла
определяется как угол между вектором мгновенной скорости оси уг-
ловых колебаний
V
и хордой крыла
AB
, а угол
— это угол между
вектором
V
и осью
1
x
.
Уравнения движения крыла в системе координат
1 2 3
, ,
x x x
в без-
размерной форме имеют вид
1
1
0
0
cos ( )
,
s
s
x a b
t b
2
2
,
s
s
x la
(1)
3
1
0
sin ( ) cos ( ),
s
s
x a b
t h
t
где
1
0
1;
s
a
2
1
1;
s
a
0
0
1, 5;
b
2,
l
1, 0;
h
0, 2
1,5;
( ) ( ) ( ),
t
t
t
причем
( ) arctg ( sin ( ));
t
h
t
0
( )
sin ( ),
t
t
0
10°.
Здесь
1 2
,
s s
a a
— лангранжевы координаты точек крыла,
0
b
— положе-
ние оси угловых колебаний — расстояние от передней кромки корнево-
го сечения крыла до оси угловых колебаний (
0
b
положительное, если
ось угловых колебаний находится сзади передней кромки),
l
— полу-
размах крыла,
h
— амплитуда вертикальных колебаний оси угловых
колебаний,
— частота вертикальных колебаний и частота изменения
угла атаки,
0
— амплитуда изменения угла атаки.
Значения параметров крыла и диапазоны их изменения установ-
лены в результате обработки экспериментальных данных работ [3
−
6].
Крыло 2 имеет недеформируемую среднюю часть, закон движения
которой в точности совпадает с законом движения крыла 1, и две сим-
метрично расположенные относительно центрального сечения крыла
2
0
x
деформируемые части (по 1/3 полуразмаха
l
от каждого конца
крыла по размаху).
Ограничимся описанием движения правой половины крыла, по-
скольку рассматриваются симметричные относительно плоскости
2
0
x
движения моделей хвостового плавника.