Способ моделирования в аэродинамических трубах влияния вертикального порыва ветра на ближнее поле летательного аппарата и на громкость звукового удара на земле Российский патент 2024 года по МПК G01M9/00 

Изобретение относится к области аэродинамики и предназначено для исследования ближнего поля давления модели при сверхзвуковом обтекании в аэродинамической трубе.

Наиболее полную информацию о параметрах звукового удара позволяет получить летный эксперимент, однако на стадии исследований по формированию компоновки самолета летные испытания чрезвычайно дороги.

В связи с этим ранее был разработан комплексный экспериментально-расчетный метод, основанный на измерении параметров потока в ближайшей зоне модели летательного аппарата, установленной в рабочей части аэродинамической трубы, и последующим расчетом эволюции измеренных профилей давления при удалении на большие расстояния.

Известно устройство (АС № 1074221, МПК G01M 9/00, 1981 г.) используемое для исследования ближнего поля давления модели в аэродинамической трубе, содержащее помещенный в поток генератор ударной волны (модель), координатное устройство модели, зонд с пневмодатчиками, координатное устройство зонда и аппаратуру, регистрирующую сигналы с датчиков.

Недостатком этого устройства являются низкая производительность и высокие требования стабильности режимов работы аэродинамической трубы.

Было предложено и другое устройство для исследования ближнего поля давления модели в аэродинамической трубе, [Чернышев С.Л., Иванов А.И., Киселев А.Ф. и др. Совершенствование методов физического моделирования явления звукового удара от сверхзвукового самолета. В сб.: Чернышев С.Л. (ред.) Результаты фундаментальных исследований в прикладных задачах авиастроения, с. 41-54. Российская академия наук ("Наука" РАН), Москва (2016)] далее в «Статье», содержащее генератор ударной волны (модель), измерительную поверхность (пластина) с нанесенным барочувствительным покрытием - люминесцентным преобразователем давления (ЛПД), расположенную параллельно потоку в ближнем поле давлений модели ЛА, поддерживающее устройство пластины, ультрафиолетовый излучатель и цифровые камеры для регистрации интенсивности люминесценции ЛПД покрытия.

Недостатком этого устройства является то, что измерительная пластина вносит в поток дополнительные возмущения, которые взаимодействуют с возмущениями, распространяющимися от модели, и приводят к искажениям распределения давления на измерительной поверхности и, как следствие, к неточностям при определении начальных данных для расчета звукового удара. Еще одним недостатком этого устройства является то, что при числах Маха М, при которых проводились исследования (М = 1,75; 2,0; 2,25) и рассматриваемом взаимном расположении измерительной пластины и модели часть зоны возмущений оказывается вне области измерений, что может также привести к искажениям результатов расчета волны звукового удара.

За прототип принято устройство, представленное в описании изобретения «Устройство для исследования ближнего поля давления модели в аэродинамической трубе» к патенту № 2697569, МПК G01M 9/06 2019 г. (далее Патент), для исследования ближнего поля давления модели в аэродинамической трубе. Устройство содержит барочувствительное покрытие, нанесенное на стенку рабочей части (измерительную) аэродинамической трубы, устройство (державку), поддерживающее модель летательного аппарата, ультрафиолетовый излучатель и регистратор сигнала от барочувствительного покрытия - цифровую камеру (одну или несколько) для регистрации интенсивности люминесценции барочувствительного покрытия. Ультрафиолетовый излучатель необходим для вызывания свечения (люминесценции) барочувствительного покрытия, а регистратор (цифровые камеры) для фиксации этого свечения на измерительной стенке. Локальная интенсивность люминесценции барочувствительного покрытия зависит от давления в локальной зоне. Таким образом получают распределение давления на измерительной стенке с нанесенным барочувствительным покрытием. Ультрафиолетовый излучатель и цифровые камеры предназначены для регистрации интенсивности люминесценции барочувствительного покрытия, расположены в проемах стенки рабочей части аэродинамической трубы. Длина участка рабочей стенки аэродинамической трубы с нанесенным барочувствительным покрытием больше длины модели L. При этом длина, ширина участка с нанесенным покрытием, а также кратчайшее расстояние от стенки рабочей части аэродинамической трубы до носика модели у₀, а также расстояние x от передней точки (носика) проекции модели на стенку трубы до участка с нанесенным барочувствительным покрытием определяются выражениями, изложенными в описании к Патенту, обеспечивая попадание звуковых волн от нижней поверхности модели ЛА на участок с нанесенным барочувствительным покрытием. Согласно схеме устройства, представленной в этом изобретении, модель крепится к поддерживающему устройству хвостовой державкой.

Недостатком этого устройства является деформация ближнего поля давления в области, соответствующего кормовой части модели летательного аппарата, из-за изменения задней части модели для стыковки с хвостовой державкой. При таком способе крепления модели к поддерживающему устройству происходит так же частичное затенение поддерживающим устройством части участка рабочей части АДТ с нанесенным барочувствительным покрытием, что приводит к неточностям при определении начальных данных для расчета звукового удара.

Задачей предлагаемого решения является получение для заданной скорости полета М сверхзвукового ЛА, при заданном законе изменения по времени скорости вертикального порыва ветра W_yg(t) зависимость от времени давления в ближнем поле модели Р_бп(x,z,t) на измерительной плоскости и, как следствие, нахождение в различных метриках Х зависимость громкости звукового удара на земле от времени L_X(М, t) ЛА.

Техническим результатом предлагаемого способа является повышение точности прогнозирования возникновения превышения допустимой громкости звукового удара при сверхзвуковом режиме полета сверхзвукового гражданского самолета (СГС), обусловленного вертикальным порывом ветра определенного масштаба (длины) и величины (амплитуды) с заданным законом поведения по времени на высоте полета ЛА.

Технический результат достигается признаками способа проведения испытаний в аэродинамических трубах (АДТ) с определением ближнего поля давления модели летательного аппарата (ЛА) и громкости звукового удара на земле под влиянием вертикального порыва ветра с заданным законом изменения по времени. Способ включает нанесение барочувствительного покрытия на участок измерительной стенки рабочей части аэродинамической трубы, длина, ширина и расположение по длине рабочей части которого таковы, что возмущения, исходящие от нижней поверхности модели ЛА, попадают на участок с нанесенным барочувствительным покрытием. Испытания проводят с моделированием начального момента влияния ступенчатого вертикального порыва ветра на ближнее поле модели, которая удерживается в определенной области рабочей части ножевой державкой, прикрепленной одним концом к центральной части верхней поверхности фюзеляжа модели, а другим к крепежной стенке рабочей части АДТ, противоположной к измерительной стенке рабочей части. Моделирование влияния ступенчатого вертикального порыва ветра на высоте полета летательного аппарата на ближнее поле давлений производят путем изменения угла атаки модели на угол Δα в градусах, соответствующий моделируемой скорости вертикального порыва W_yg и скорости полета U ЛА, Δα=57.3×W_yg/U, что достигается путем установления между моделью и нижней частью ножевой державки детали, изменяющей угол атаки модели на Δα, или применением ножевой державки, с конфигурацией нижней части, изменяющей угол атаки на Δα. Модель располагают относительно крепежной и измерительной стенок рабочей части так, чтобы отраженные от крепежной и измерительной стенок рабочей части скачки, идущие от носовой части модели, не попадали на модель, что достигается при выполнении условий и или и где y₀ – расстояние от носика модели до измерительной стенки рабочей части АДТ, y₁ – расстояние от носика модели до крепежной стенки рабочей части АДТ, L – длина модели, М – число Маха. Измеряют давление в ближнем поле модели, посредством барочувствительного покрытия, последовательно меняя n деталей, изменяющих угол атаки на Δα_j, где j=1,2,…n, или применением n ножевых державок, с конфигурацией нижней части, изменяющей угол атаки на Δα_j, что соответствует интересующему диапазону изменений вертикального порыва ветра W_ygj. Из моделирования динамики движения ЛА под воздействием вертикального порыва ветра со скоростью W_yg(t) находят зависимость изменения по времени угла атаки α_дин(t) и, соответственно, при равенстве угла атаки в эксперименте углу атаки при моделировании динамики движения ЛА α_j(t) = α_дин(t_j) находят зависимость давления в ближнем поле от времени. Используя зависимость от времени давления в ближнем поле модели находят в различных метриках зависимость громкости звукового удара на земле от времени L_X(α_j(t), М) ЛА при заданном законе изменения по времени скорости вертикального порыва ветра W_yg(t).

Изобретение иллюстрируется следующими фигурами:

Фиг. 1 – схема предлагаемого стенда;

Фиг. 2 – расположение детали, меняющей угол атаки;

Фиг. 3 – заданная зависимость от времени скорости вертикального порыва ветра;

Фиг. 4 – зависимость угла атаки α_дин(t) ЛА от времени при заданной W_yg(t) из моделирования динамики движения ЛА.

Позициями на чертежах обозначены:

1 – зона дренирования и/или нанесения барочувствительного покрытия на стенку рабочей части;

2 – измерительная стенка рабочей части аэродинамической трубы;

3 – устройство (державка), поддерживающее модель, крепится к крепежной стенке рабочей части;

4 – модель летательного аппарата;

5 – ультрафиолетовый излучатель;

6 – регистратор сигнала от барочувствительного покрытия (цифровая камера (одна или несколько) для регистрации интенсивности люминесценции ЛПД покрытия);

7 – вставка между моделью и державкой;

8 – ударная волна, идущая от носовой части модели к измерительной стенке рабочей части;

9 – ударная волна, идущая от кормовой части модели к измерительной стенке рабочей части;

10 – ударная волна, идущая от носовой части модели к крепежной стенке рабочей части;

11 – ударная волна, отраженная от крепежной стенки рабочей части;

12 – крепежная стенка рабочей части;

13 – ударная волна, отраженная от измерительной стенки рабочей части.

В настоящем изобретении предлагается способ измерения давления ближнего поля модели 4 барочувствительным покрытием 1 на измерительной стенке 2 с моделированием влияния вертикального порыва ветра. Для избежания деформации кормовой части модели, предлагается удерживать ее в определенной области рабочей части АДТ ножевой державкой 3 (поддерживающим устройством), прикрепленной одним концом к центральной части верхней поверхности фюзеляжа модели, а другим к крепежной стенке рабочей части 12, противоположной к измерительной стенке 2 (фиг. 1). Ультрафиолетовый излучатель 5 необходим для вызывания свечения (люминесценции) барочувствительного покрытия 1, а регистратор 6 (цифровые камеры) для фиксации этого свечения на измерительной стенке. Локальная интенсивность люминесценции барочувствительного покрытия зависит от давления в локальной зоне. Таким образом получают распределение давления на измерительной стенке 2 с нанесенным барочувствительным покрытием 1. Ультрафиолетовый излучатель 5 и цифровые камеры 6 предназначены для регистрации интенсивности люминесценции барочувствительного покрытия. При этом ударные волны 8 и 9 должны попадать на барочувствительное покрытие 1. Барочувствительное покрытие 1 наносится на измерительную стенку 2 рабочей части.

Длина участка l стенки рабочей части аэродинамической трубы с нанесенным барочувствительным покрытием больше длины модели L.

Длина l, ширина измерительной поверхности Δz с нанесенным барочувствительным покрытием, кратчайшее расстояние y₀ от носика модели до стенки рабочей части АДТ и расстояние x от передней точки (носика) проекции модели на стенку трубы до участка с нанесенным барочувствительным покрытием определяются выражениями:

;

l > L;

;

;

где Δz – ширина измерительной поверхности Δz с нанесенным барочувствительным покрытием;

L – длина модели;

l – длина участка стенки с нанесенным покрытием;

y ₀ – кратчайшее расстояние от носика модели до стенки рабочей части аэродинамической трубы;

x – расстояние от передней точки (носика) проекции модели на стенку трубы до участка с нанесенным барочувствительным покрытием;

М – число Маха набегающего потока;

К ₁=1,0 ÷ 2,0;

К ₂ =0,7 ÷ 0,8.

Моделирование влияния ступенчатого вертикального порыва ветра на высоте полета летательного аппарата на ближнее поле давлений производится путем изменения угла атаки ЛА на угол Δα (см. фиг. 2), соответствующий скорости вертикального порыва W_yg (см. фиг. 3, верхняя кривая) и скорости полета ЛА U (U= M×a, где М – скорость в числах Маха, а – скорость звука), Δα=57.3 × W_yg /U (ступенчатое изменение угла атаки в градусах под влиянием вертикального порыва). Для моделирования вертикального порыва ветра в АДТ предлагается производить изменение угла атаки модели на угол Δα (см. фиг.2) путем установления между моделью и ножевой частью поддерживающего устройства детали (вставки) 7, изменяющей угол атаки модели на Δα без поворота модели вокруг ее оси, или применением ножевой державки, с конфигурацией нижней части, изменяющей угол атаки на Δα (на фиг. условно не показана). Частным случаем вставки может быть клин 7, в том числе имеющий трапециевидную форму в сечении плоскостью перпендикулярной к крепежной стенке 12, проходящей через ось рабочей части АДТ. Деталь 7 должна в общем случае обеспечивать изменение угла атаки модели на угол Δα, а в частном случае иметь угол в направлении потока между верхней и нижней поверхностью вставки равный Δα (см. фиг. 2). Количество деталей при проведении эксперимента или изменений угла атаки стойкой равно количеству моделируемых значений скорости вертикального порыва ветра плюс одно для нулевой скорости порыва, когда не изменяется угол атаки. По сравнению со случаем использования ножевой державки 3, с конфигурацией нижней части, изменяющей угол атаки на Δα, изменение угла атаки вставками позволяет осуществлять это с большей точностью и лучшим контролем. Чем подробнее необходимо определить зависимость ближнего поля давлений (громкости звукового удара на земле) от величины вертикального порыва ветра и больше максимальная величина вертикального порыва, тем больше Δα_j должно быть реализовано в эксперименте. В общем случае достаточно n = 5-10.

Расположение модели относительно измерительной 2 и противоположной к ней стенок рабочей части и длина модели L, должны быть такими, чтобы ударные волны 8, 10, отраженные от крепежной 12 и измерительной 2 стенок рабочей части (волны 11 и 13), идущие от носовой части модели, не попадали на модель, что достигается при выполнении условий (см. фиг. 1) и или и где М – число Маха, y₀ – расстояние от носика модели 4 до измерительной стенки 2 рабочей части АДТ, y₁ – расстояние от носика модели 4 до крепежной стенки 12 рабочей части АДТ, то есть соответствия расстояний от модели до измерительной и противоположной к ней стенок рабочей части y₀ и y₁ длине модели L. Максимальный размер L возможен при расположении модели на оси трубы в рабочей части. Соотношение y₀ и y₁ зависит от требуемого расстояния от измерительной стенки 2 до модели 4 ЛА в ее длинах L. Изменение y₀ и, соответственно y₁, осуществляется путем приближения к крепежной стенке 12 рабочей части или изменения размера модели (обычно y₀ = (3 ÷5) L).

Способ моделирования влияния порыва ветра на высоте полета летательного аппарата на ближнее поле давлений модели распространяется далее с использованием квазистационарного подхода на получение зависимости давления в ближнем поле ЛА от времени под воздействием изменяющегося по времени вертикального порыва (фиг. 3) с заданными максимальной скоростью, законом поведения от времени и масштабом (длиной зоны вертикального порыва). Для этого используются данные о давлении в ближнем поле для нескольких углов атаки и зависимость угла атаки ЛА от времени (фиг. 4) из моделирования динамики движения ЛА под воздействием заданного вертикального порыва.

Сначала, получаются давления в ближнем поле для заданного М в испытаниях для нескольких дискретных значений углов атаки, при j=1,2…n, α_j = α₁ + Δα_j, где α₁ - крейсерский угол атаки, а Δα_j соответствуют значениям скоростей вертикального порыва ветра W_ygj и W_yg0=0 (Δα₁=0 фиг. 2). Дискретные углы атаки α_j получаются в испытаниях путем установки между моделью и державкой вставок c разными Δα_j, (см. фиг. 2), или применением j ножевых державок, с конфигурацией нижней части, изменяющей угол атаки на Δα_j.

Из моделирования динамики движения ЛА при наличии на высоте полета вертикального порыва ветра со скоростью W_yg(t)=W_ygmax f(t) (фиг. 3, здесь W_yg(t) – (большее значение) скорость вертикального порыва ветра на высоте полета ЛА, а W_yg-i(t) – (меньшее значение) индикаторная скорость порыва у земли) c определенной максимальной скоростью W_ygmax, зависимостью от времени f(t) и масштабом L_масш = U T, где Т – длительность для одиночного вертикального порыва, период для периодического порыва (f(t₁)=0, f(t₂)=0, где t₁ – время начала, t₂ – время конца одиночного порыва, время начала и конца периода периодического порыва и Т=(t₂ - t₁)), находится зависимость изменения по времени угла атаки α_дин(t) (на фиг. 3 W_ygmax=2.5 м/с, f(t)=(1-cos(2π t/T))/2, L_масш =60 м, М=1.8).

По известным из испытаний давлениям в ближнем поле Р_бпj(x,z,α_i) (x – координата по длине измерительной рабочей части, z – по ширине) в зависимости от моделируемых углов атаки α_j в трубных испытаниях и зависимости угла атаки ЛА от времени α_дин(t) из моделирования динамики движения ЛА под воздействием заданного вертикального порыва. При α_j=α_дин(t_j) находим, какому времени t_j соответствует полученное давление Р_бпj(x,z,α_i), то есть зависимость давления в ближнем поле от времени Р_бпj(x,z,t_j).

При использовании полученной зависимости давления в ближнем поле от времени Р_бпj(x,z,t_j) можем получить зависимость громкости звукового удара на земле от времени L_Xj(t_j) в различных метриках, здесь X – выбранная метрика, А, С и др. (С учитывает больший вклад низких частот в громкость звукового удара чем А), с учетом влияния вертикального нестационарного порыва ветра со скоростью W_yg(t). Таким образом, без необходимости моделирования в АДТ меняющегося по времени вертикального порыва W_yg(t) и измерения нестационарного давления в ближнем поле модели Р_бп(x,z, t) можно получить зависимость давления в ближнем поле модели от времени. Используя эту зависимость можем получить величины изменения громкости звукового удара на земле по времени при наличии известного нестационарного вертикального порыва ветра на высоте полета сверхзвукового летательного аппарата.

Достоинством проведения измерений давления в ближнем поле в квазистационарной постановке с моделированием динамики движения ЛА является возможность получения данных о влиянии на давление в ближнем поле модели и, соответственно, на громкость звукового удара на земле вертикального порыва различной формы, длительности (масштаба, длины зоны с порывом) и амплитуды с использованием более дешевого оборудования (видеокамеры (регистратор) с меньшей на порядок скоростью съемки и ультрафиолетовый излучатель на порядок меньшей мощности), затратой трубного времени на порядок меньше, чем при проведении испытаний с меняющимся по времени высокочастотным вертикальным порывом ветра. Необходимость моделирования в АДТ высокочастотного вертикального порыва W_yg(t) и измерения высокочастотного нестационарного давления в ближнем поле модели, требует сохранение числа Струхаля. Следствием этого является то, что при моделировании в испытаниях нестационарных процессов с переходом от натурных масштабов ЛА к трубным размерам модели требуется увеличения частоты процессов во столько раз, во сколько меньше длина модели длины ЛА.

Был проведен расчет, который показал, что на высоте 15 км при скорости полета М=1.8, скорости звука, а=295 м/с и скорости вертикального порыва 2,5 м/с (Δα=0.27°) увеличение громкости звукового удара СГС достигает 2.0 дБ, а при 1,0 м/с (Δα=0.11°) 1.0 дБ. Расчеты по динамике движения сверхзвукового гражданского самолета (СГС) на той же высоте и скорости показали, что при форме порыва W_yg(t)=W_ygmax×(1-cos(2πt/T))/2, где W_ygmax = 2.5 м/с, T=0.11 с, (масштаб порыва S= U T в приведенном примере S=60 м рис. 3) угол атаки ЛА меняется α(t) (рис. 4) от крейсерского α_кр = 3.48° до максимального α_динмах = 3.75 (Δα=0.27°). Длительность изменения Δt громкости звукового удара на земле на 1.0÷2.0 дБ, когда Δα=0.11÷0.27° равна Δt=0.08 с. При скорости полета U = 531 м/с ширина полосы по направлению движения, когда Δα=0.11÷0.27°, с изменением громкости звукового удара на 1.0÷2.0 дБ около 42 м. Такое событие может случаться каждые 200 км полета. Изменение угла атаки в квазистационарном подходе и с учетом динамики совпадают для порыва малого масштаба. Однако при увеличении масштаба порыва изменение угла атаки с учетом динамики может оказаться существенно меньше.

Изобретение относится к области аэродинамики и предназначено для исследования ближнего поля давления модели при сверхзвуковом обтекании в аэродинамической трубе. Способ включает нанесение барочувствительного покрытия на участок измерительной стенки рабочей части аэродинамической трубы, длина, ширина и расположение по длине рабочей части которого таковы, что возмущения, исходящие от нижней поверхности модели ЛА, попадают на участок с нанесенным барочувствительным покрытием. Испытания проводят с моделированием начального момента влияния ступенчатого вертикального порыва ветра на ближнее поле модели, которая удерживается в определенной области рабочей части ножевой державкой. Моделирование влияния ступенчатого вертикального порыва ветра на высоте полета летательного аппарата на ближнее поле давлений производят путем изменения угла атаки модели, что достигается путем установления между моделью и нижней частью ножевой державки детали, изменяющей угол атаки модели. Измеряют давление в ближнем поле модели, посредством барочувствительного покрытия, последовательно изменяя угол атаки, что соответствует интересующему диапазону изменений вертикального порыва ветра. Из моделирования динамики движения ЛА под воздействием вертикального порыва ветра со скоростью находят зависимость изменения по времени угла атаки и, соответственно, при равенстве угла атаки в эксперименте углу атаки при моделировании динамики движения ЛА находят зависимость давления в ближнем поле от времени. Используя зависимость от времени давления в ближнем поле модели, находят в различных метриках зависимость громкости звукового удара на земле от времени при заданном законе изменения по времени скорости вертикального порыва ветра. Технический результат заключается в повышении точности прогнозирования возникновения превышения допустимой громкости звукового удара при сверхзвуковом режиме полета сверхзвукового гражданского самолета. 4 ил.

Способ проведения испытаний в аэродинамических трубах (АДТ) с определением ближнего поля давления модели летательного аппарата (ЛА) и громкости звукового удара на земле под влиянием вертикального порыва ветра с заданным законом изменения по времени, включающий нанесение барочувствительного покрытия на участок измерительной стенки рабочей части аэродинамической трубы, длина, ширина и расположение по длине рабочей части которого таковы, что возмущения, исходящие от нижней поверхности модели ЛА, попадают на участок с нанесенным барочувствительным покрытием, отличающийся тем, что:

- испытания проводят с моделированием начального момента влияния ступенчатого вертикального порыва ветра на ближнее поле модели, которая удерживается в определенной области рабочей части ножевой державкой, прикрепленной одним концом к центральной части верхней поверхности фюзеляжа модели, а другим к крепежной стенке рабочей части АДТ, противоположной к измерительной стенке рабочей части;

- моделирование влияния ступенчатого вертикального порыва ветра на высоте полета летательного аппарата на ближнее поле давлений производят путем изменения угла атаки модели на угол Δα в градусах, соответствующий моделируемой скорости вертикального порыва W_yg и скорости полета U ЛА, Δα=57,3×W_yg/U, что достигается путем установления между моделью и нижней частью ножевой державки детали, изменяющей угол атаки модели на Δα, или применением ножевой державки, с конфигурацией нижней части, изменяющей угол атаки на Δα;

- модель располагают относительно крепежной и измерительной стенок рабочей части так, чтобы отраженные от крепежной и измерительной стенок рабочей части скачки, идущие от носовой части модели, не попадали на модель, что достигается при выполнении условий и или и где

y₀ – расстояние от носика модели до измерительной стенки рабочей части АДТ,

y₁ – расстояние от носика модели до крепежной стенки рабочей части АДТ,

L – длина модели,

М – число Маха;

- измеряют давление в ближнем поле модели, посредством барочувствительного покрытия, последовательно меняя n деталей, изменяющих угол атаки на Δα_j, где j=1, 2, … n, или применением n ножевых державок, с конфигурацией нижней части, изменяющей угол атаки на Δα_j, что соответствует интересующему диапазону изменений вертикального порыва ветра W_ygj;

- из моделирования динамики движения ЛА под воздействием вертикального порыва ветра со скоростью W_yg (t) находят зависимость изменения по времени угла атаки α_дин(t) и, соответственно, при равенстве угла атаки в эксперименте углу атаки при моделировании динамики движения ЛА α_j(t) = α_дин(t_j) находят зависимость давления в ближнем поле от времени;

- используя зависимость от времени давления в ближнем поле модели находят в различных метриках зависимость громкости звукового удара на земле от времени L_X(α_j(t), М) ЛА при заданном законе изменения по времени скорости вертикального порыва ветра W_yg(t).