Коэффициент сопротивления трения летательного аппарата для высоты 20 км ,
Re | Тип пограничного слоя | ||||||
0,1 | 5164693,38 | 0,114 | 0,006246 | 0,999335 | 0,154646 | Смешанный | |
0,5 | 25823466,9 | 0 | 0,005183 | 0,983689 | 0,126329 | Турбулентный | |
0,9 | 46482240,4 | 0 | 0,00475 | 0,949450 | 0,111732 | Турбулентный | |
1 | 51646933,8 | 0 | 0,004677 | 0,938496 | 0,10876 | Турбулентный | |
1,1 | 56811627,2 | 0 | 0,004613 | 0,926750 | 0,105926 | Турбулентный | |
1,5 | 77470400,7 | 0 | 0,004413 | 0,873577 | 0,095509 | Турбулентный | |
2 | 103293868 | 0 | 0,004237 | 0,799243 | 0,083911 | Турбулентный | |
3 | 154940801 | 0 | 0,004006 | 0,652154 | 0,064734 | Турбулентный | |
4 | 206587735 | 0 | 0,003853 | 0,529210 | 0,050518 | Турбулентный |
2.4 Расчет коэффициента сопротивления давления летательного аппарата
Коэффициент сопротивления давления летательного аппарата, схема которого приведена на рисунке 2.1. определяется по формуле
,
где - коэффициент сопротивления давления носовой части летательного аппарата;
- коэффициент сопротивления давления усеченного конуса;
- коэффициент сопротивления донной части летательного аппарата;
, - площади миделя носовой части и корпуса соответственно.
2.4.1 Сопротивление носовых частей
Первая носовая часть имеет коническую форму. Коэффициент сопротивления давления определяется по рисунку 5.1. /1/ в зависимости от числа Маха и удлинения конуса.
Коэффициент сопротивления давления переходника в виде усеченного конуса рассчитывается по формуле
,
где - коэффициент сопротивления достроенного конуса с удлинением
,
- площади оснований усеченного конуса.
2.4.2 Сопротивление донной части
Так как летательный аппарат не имеет сужающейся кормовой части, коэффициент донного сопротивления определяется по формуле
где - коэффициент донного давления для тел вращения без сужающейся кормовой части; - площадь донного среза.
За принимается площадь кольца, заключенного между внешней окружностью донного среза и окружностью среза сопла.
,
м2.
определяется по рисунку 5.8. /1/ в зависимости от числа Маха набегающего потока .
Результаты расчетов по определению коэффициента сопротивления давления летательного аппарата приведены в таблице 5.
Таблица 5
Коэффициент сопротивления давления летательного аппарата
0.1 | 0,004 | 0 | 0,0432 | 0,04576 | |
0.5 | 0,02 | 0 | 0,0432 | 0,056 | |
0.9 | 0,1 | 0,01 | 0,0504 | 0,1244 | |
1 | 0,24 | 0,02 | 0,0684 | 0,242 | |
1.1 | 0,275 | 0,03 | 0,072 | 0,278 | |
1.5 | 0,21 | 0,025 | 0,0666 | 0,226 | |
2 | 0,18 | 0,022 | 0,054 | 0,1912 | |
3 | 0,15 | 0,02 | 0,0378 | 0,1538 | |
4 | 0,14 | 0,02 | 0,0252 | 0,1348 |
2.5 Расчет коэффициента продольной силы при нулевом угле атаки
Коэффициент продольной силы летательного аппарата при нулевом угле атаки определяется как сумма коэффициентов трения летательного аппарата и коэффициента давления летательного аппарата при нулевом угле атаки:
.
Коэффициент зависит от числа Маха набегающего потока и высоты полета летательного аппарата. При нулевом угле атаки значения коэффициентов продольной силы и лобового сопротивления совпадают.
Результаты расчетов по определению коэффициента продольной силы летательного аппарата приведены в таблицах 6, 7, 8 и на рисунке 8.
Таблица 6
Коэффициент продольной силы летательного аппарата для высоты 0 км
0.1 | 0,111974 | 0,04576 | 0,157734 | |
0.5 | 0,088363 | 0,056 | 0,144363 | |
0.9 | 0,079028 | 0,1244 | 0,203428 | |
1 | 0,077075 | 0,242 | 0,319075 | |
1.1 | 0,075195 | 0,278 | 0,353195 | |
1.5 | 0,068174 | 0,226 | 0,294174 | |
2 | 0,060191 | 0,1912 | 0,251391 | |
3 | 0,046748 | 0,1538 | 0,200548 | |
4 | 0,03665 | 0,1348 | 0,17145 |
Таблица 7
Коэффициент продольной силы летательного аппарата для высоты 10 км
0.1 | 0,129936 | 0,04576 | 0,175696 | |
0.5 | 0,10126 | 0,056 | 0,15726 | |
0.9 | 0,090195 | 0,1244 | 0,214595 | |
1 | 0,087903 | 0,242 | 0,329903 | |
1.1 | 0,085706 | 0,278 | 0,363706 | |
1.5 | 0,077547 | 0,226 | 0,303547 | |
2 | 0,068343 | 0,1912 | 0,259543 | |
3 | 0,052948 | 0,1538 | 0,206748 | |
4 | 0,041441 | 0,1348 | 0,176241 |
Таблица 8
Коэффициент продольной силы летательного аппарата для высоты 20 км
0.1 | 0,154646 | 0,04576 | 0,200406 | |
0.5 | 0,126329 | 0,056 | 0,182329 | |
0.9 | 0,111732 | 0,1244 | 0,236132 | |
1 | 0,10876 | 0,242 | 0,35076 | |
1.1 | 0,105926 | 0,278 | 0,383926 | |
1.5 | 0,095509 | 0,226 | 0,321509 | |
2 | 0,083911 | 0,1912 | 0,275111 | |
3 | 0,064734 | 0,1538 | 0,218534 | |
4 | 0,050518 | 0,1348 | 0,185318 |
Рисунок 8 - Коэффициент продольной силы летательного аппарата для высот 0, 10, 20 км
2.6 Расчет производной коэффициента аэродинамической нормальной силы летательного аппарата по углу атаки
Величина производной коэффициента аэродинамической нормальной силы по углу атаки определяется следующим образом
,
где , - производные коэффициентов нормальных сил, действующих на носовую и переходную части корпуса;
, - площади оснований конических частей.
Носовая часть имеет коническую форму и значение определяется по рисунку 7.2. /1/.
Для расчета производной переходной части усеченный конус дополняется до полного длиной в результате образования псевдоконуса длиной (рисунок 9).
Рисунок 9 - Схема построения псевдоконуса
Тогда производная будет определяться следующим образом
,
где , - производные коэффициентов аэродинамической нормальной силы достроенного конуса и псевдоконуса;
, - площади оснований усеченного конуса.
Результаты расчетов по определению производной коэффициента аэродинамической нормальной силы по углу атаки представлены в таблице 9.
Таблица 9
Производная коэффициента аэродинамической нормальной силы по углу атаки
0.1 | 0,035 | 0,037 | 0,034 | 0,01524 | 0,03764 | |
0.5 | 0,035 | 0,0375 | 0,034 | 0,01574 | 0,03814 | |
0.9 | 0,036 | 0,0376 | 0,0339 | 0,015904 | 0,038944 | |
1 | 0,039 | 0,039 | 0,0339 | 0,017304 | 0,042264 | |
1.1 | 0,0435 | 0,04 | 0,0339 | 0,018304 | 0,046144 | |
1.5 | 0,047 | 0,04 | 0,0339 | 0,018304 | 0,048384 | |
2 | 0,0475 | 0,042 | 0,0339 | 0,020304 | 0,050704 | |
3 | 0,044 | 0,046 | 0,0338 | 0,024368 | 0,052528 | |
4 | 0,041 | 0,0475 | 0,03377 | 0,025887 | 0,052127 |
2.7 Расчет производной коэффициента аэродинамической подъемной силы летательного аппарата по углу атаки
Производная коэффициента аэродинамической подъемной силы летательного аппарата по углу атаки определяется по формуле
,
где - производная коэффициента аэродинамической нормальной силы по углу атаки;
- коэффициент лобового сопротивления при нулевом угле атаки.
Результаты расчетов по определению производной коэффициента аэродинамической подъемной силы по углу атаки представлены в таблицах 10, 11, 12 и на рисунке 10.
Таблица 10
Производная коэффициента аэродинамической подъемной силы по углу атаки для высоты 0 км
0.1 | 0,03764 | 0,157734 | 0,034887 | |
0.5 | 0,03814 | 0,144363 | 0,035621 | |
0.9 | 0,038944 | 0,203428 | 0,035394 | |
1 | 0,042264 | 0,319075 | 0,036696 | |
1.1 | 0,046144 | 0,353195 | 0,03998 | |
1.5 | 0,048384 | 0,294174 | 0,04325 | |
2 | 0,050704 | 0,251391 | 0,046317 | |
3 | 0,052528 | 0,200548 | 0,049028 | |
4 | 0,052127 | 0,17145 | 0,049135 |
Таблица 11
Производная коэффициента аэродинамической подъемной силы по углу атаки для высоты 10 км
0.1 | 0,03764 | 0,175696 | 0,034574 | |
0.5 | 0,03814 | 0,15726 | 0,035395 | |
0.9 | 0,038944 | 0,214595 | 0,035199 | |
1 | 0,042264 | 0,329903 | 0,036507 | |
1.1 | 0,046144 | 0,363706 | 0,039797 | |
1.5 | 0,048384 | 0,303547 | 0,043087 | |
2 | 0,050704 | 0,259543 | 0,046174 | |
3 | 0,052528 | 0,206748 | 0,04892 | |
4 | 0,052127 | 0,176241 | 0,049051 |
