A method for estimating the change in pressure of a local supersonic flow on the aerodynamic control surface profile when a transonic flatter occurs

Оцінка характеристик аеродинамічних поверхонь у трансзвуковому потоці повітря теоретичними методами залишається актуальною науковою проблемою, яку необхідно вирішувати при удосконаленні методів дослідження аеропружних характеристик надзвукових літаків та аерокосмічних систем на трансзвукових швидкостях польоту.Труднощі вирішення проблеми обумовлені необхідністю врахування впливу стиснення повітря на зміну характеристик аеродинамічних профілів надзвукових літаків у трансзвуковому діапазоні швидкостей польоту. У деяких працях вплив стиснення повітря на зміну характеристик аеродинамічних профілів враховується за допомогою різноманітних поправок. Але похибка оцінки коефіцієнту тиску місцевого надзвукового потоку на поверхні аеродинамічного профілю с урахуванням стиснення повітря за допомогою цих поправок може бути дуже великої навіть для інженерних наближених оцінок.Додаткові труднощі оцінювання характеристик аеродинамічних поверхонь надзвукових літаків на трансзвукових швидкостях польоту виникають при формуванні стрибків ущільнення на поверхні аеродинамічного профілю, вплив яких цими поправками не може бути визначений.У статті для оцінки характеристик аеродинамічних профілів надзвукових літаків на трансзвукових швидкостях польоту пропонується метод, який базується на сумісному аналізу рівнянь Бернуллі для стислого газу і закономірностей зміни параметрів надзвукового струму у течії Прандтля – Майера та дозволяє оцінювати величини зміни тиску місцевого надзвукового потоку на профілі аеродинамічної поверхні керування при виникненні трансзвукового флатеру з достатньої для інженерних оцінок точністю.З порівняння отриманих запропонованим методом величин зміни тиску місцевого надзвукового потоку на профілю аеродинамічної поверхні керування з результатами, отриманими під час льотних та лабораторних досліджень, зроблено висновок щодо можливості використання запропонованого методу для попередньої наближеної оцінки деяких характеристик трансзвукового флатеру аеродинамічних поверхонь керування надзвукових літаків та аерокосмічних систем.
Estimation of aerodynamic surface characteristics in transonic airflow using theoretical methods remains an urgent scientific problem that needs to be addressed on the way of improvement of methods for investigating the aeroelastic characteristics of supersonic airplanes and aerospace systems at transonic flight speeds.Difficulties in solving the problem are due to the need to take into account the effect of air compression on the change in the characteristics of the aerodynamic profiles of supersonic airplanes in the transonic flight speed range. In some papers, the effect of air compression on changing the characteristics of the aerodynamic profiles is taken into account by various corrections. But the error in estimating the pressure coefficient of the local supersonic flow on the surface of an aerodynamic profile with the use of the air compression corrections can be very considerable, even for engineering approximate estimates.Additional difficulties in estimation of the characteristics of aerodynamic surfaces of supersonic airplanes at transonic flight speeds arise under formation of shock waves on the surface of an aerodynamic profile the impact of which cannot be determined by the abovementioned corrections.In the article, for estimation of the characteristics of aerodynamic profiles of supersonic airplanes at transonic flight speeds, the authors propose a method based on a joint analysis of the Bernoulli equations for compressed gas and the change patterns of the supersonic flow parameters of the Prandtl–Meyer expansion fan that make it possible to estimate, with sufficient engineering precision, the pressure change of a local supersonic flow on the aerodynamic control surface profile in case of transonic flutter.Comparing the values of changes in the pressure of the local supersonic flow on aerodynamic control surface profiles obtained by the proposed method with the results received during flight and laboratory studies, it is concluded that it is possible to use the proposed method for preliminary approximate estimation of some characteristics of transonic flutter of aerodynamic control surfaces of supersonic aircraft and aerospace systems.