«ВВЕДЕНИЕ Информация в этом разделе познакомит читателя с предметом теорий колебательной аэродинамики и их применения в конструкции самолетов. Разделы 3 и 4 касаются основных принципов, лежащих в основе линеаризованной теории. Разделы с 5 по 8 посвящены различным методам. решения для секций аэродинамического профиля и крыльев при простом гармоническом движении в дозвуковых и сверхзвуковых потоках. В разделах 9 и 10 рассматриваются практические аспекты полуэмпирических методов и приложений нестационарной аэродинамики к флаттеру, атмосферным возмущениям и активным системам управления. Уже с 1920 г. (ссылка 38) ) тема нестационарной аэродинамики изучалась с особым упором на определение@ математически@ распределения давления на крыльях, колеблющихся с упругими деформациями. Интегральные силы необходимы при исследовании явления динамической аэроупругой неустойчивости, известной как флаттер@, который возникает при критическая эквивалентная воздушная скорость. Проблемы, связанные с аэроупругой неустойчивостью, привлекали все большее внимание по мере увеличения скорости полета, и в последние годы соображения флаттера часто оказывали большое влияние при проектировании основной конструкции крыла. Поэтому важно, чтобы нестационарные аэродинамические силы оценивались с некоторой уверенностью. Известно, что линеаризованная теория дозвукового или сверхзвукового потока адекватно работает для тонких крыльев. Однако@ даже на основе линеаризованной теории@ расчет аэродинамических сил на трехмерных крыльях@ для всех форм колебаний@ занимает много времени. Поэтому @ на начальном этапе проектирования самолета @ расчеты флаттера иногда производятся с помощью анализа «теории полос» с точки зрения аэродинамических производных от двумерных теорий. В позициях ESDU № 81034 (ссылка 40) и 82005 (ссылка 41) представлены некоторые соответствующие двумерные данные для дозвуковых и сверхзвуковых скоростей соответственно. Для трансзвукового потока нелинейность аэродинамики приводит к большим ошибкам в вычислении скорости флаттера, когда, скажем@ 0,8<M<1,1. Другим явлением, ограничивающим применение линеаризованных теорий, является возникновение отрыва потока. Оба типа режима потока выходят за рамки данного пункта, но они кратко обсуждаются в разделах 3.3.1 и 3.3.2. В отличие от аэроупругой неустойчивости конструкции самолета, упомянутой выше@, критическими нагрузками, определяющими прочность конструкции, часто являются нагрузки, возникающие при порывах ветра или атмосферной турбулентности. Это особенно справедливо в отношении гражданских самолетов, у которых лишь скромные требования к маневрированию. Расчет структурных нагрузок от атмосферных возмущений — еще одна важная область применения нестационарной аэродинамики. Математические модели, используемые в таких исследованиях, обычно включают представление структурных прогибов, но менее подробное, чем для расчетов флаттера. Тот факт, что реакция самолета на порыв ветра несинусоидальная, придает другой акцент при моделировании нестационарных эффектов. В последние годы появление систем активного управления, предназначенных для облегчения порывистых нагрузок или подавления нежелательных характеристик флаттера, расширило спектр интересов в области нестационарной аэродинамики. Поскольку такие системы могут требовать очень быстрых управляющих движений по сравнению с теми, которые обычно выполняет пилот, общие характеристики активной системы будут в некоторой степени зависеть от скорости роста аэродинамических сил. За прошедшие годы накопилось огромное количество технической литературы, а подробный обзор до середины пятидесятых годов представлен в справке 21. Полезным учебником по этому предмету является справка 16. Это введение в нестационарную аэродинамику не пытается рассмотреть все последующие разработки@, но направлен на предоставление общей информации@ для иллюстрации текущих линеаризованных теоретических методов и обсуждения их приложений».