Производная коэффициента аэродинамической подъемной силы по углу атаки для высоты 20 км
0.1 | 0,03764 | 0,200406 | 0,034143 | |
0.5 | 0,03814 | 0,182329 | 0,034958 | |
0.9 | 0,038944 | 0,236132 | 0,034823 | |
1 | 0,042264 | 0,35076 | 0,036143 | |
1.1 | 0,046144 | 0,383926 | 0,039444 | |
1.5 | 0,048384 | 0,321509 | 0,042773 | |
2 | 0,050704 | 0,275111 | 0,045903 | |
3 | 0,052528 | 0,218534 | 0,048714 | |
4 | 0,052127 | 0,185318 | 0,048893 |
Рисунок 10 - Производная коэффициента аэродинамической подъемной силы по углу атаки для высот 0, 10, 20 км
2.8 Расчет коэффициента индуктивного сопротивления летательного аппарата
Коэффициент индуктивного сопротивления летательного аппарата определяется по формуле
,
где - производная коэффициента аэродинамической нормальной силы по углу атаки;
- коэффициент, учитывающий перераспределение давления по расширяющимся частям корпуса;
- угол атаки.
Коэффициент определяется по следующей формуле
,
где - коэффициент, учитывающий перераспределение давления на носовой части летательного аппарата;
- коэффициент, учитывающий перераспределение давление на конической переходной части;
- площадь основания носовой части.
Коэффициент для конической носовой части определяется по рисунку 9.1. /1/. Коэффициент для переходной части, представляющей собой усеченный конус, определяется по формуле
,
где - коэффициент учитывающий перераспределение давления по конической носовой части продленного конуса длиной ;
, - площади верхнего и нижнего оснований усеченного конуса.
Коэффициент определяется по рисунку 9.1. /1/.
Результаты расчетов по определению коэффициента индуктивного сопротивления летательного аппарата представлены в таблицах 13, 14, 15, 16, 17 и на рисунке 11.
Таблица 13
Коэффициент индуктивного сопротивления летательного аппарата для угла атаки
0.1 | 0,035 | -0,25 | -0,17 | -0,1088 | -0,2688 | 0,001788 | |
0.5 | 0,03618 | -0,25 | -0,16 | -0,1024 | -0,2624 | 0,001886 | |
0.9 | 0,037936 | -0,2 | -0,15 | -0,096 | -0,224 | 0,002102 | |
1 | 0,0408 | -0,15 | -0,15 | -0,096 | -0,192 | 0,00238 | |
1.1 | 0,043592 | -0,12 | -0,147 | -0,09408 | -0,17088 | 0,002627 | |
1.5 | 0,048428 | -0,08 | -0,145 | -0,0928 | -0,144 | 0,00303 | |
2 | 0,051544 | 0,01 | -0,11 | -0,0704 | -0,064 | 0,003442 | |
3 | 0,05648 | 0,17 | -0,1 | -0,064 | 0,0448 | 0,004052 | |
4 | 0,0603 | 0,3 | -0,08 | -0,0512 | 0,1408 | 0,004552 |
Таблица 14
Коэффициент индуктивного сопротивления летательного аппарата для угла атаки
0.1 | 0,035 | -0,25 | -0,17 | -0,1088 | -0,2688 | 0,007153 | |
0.5 | 0,03618 | -0,25 | -0,16 | -0,1024 | -0,2624 | 0,007545 | |
0.9 | 0,037936 | -0,2 | -0,15 | -0,096 | -0,224 | 0,00841 | |
1 | 0,0408 | -0,15 | -0,15 | -0,096 | -0,192 | 0,009521 | |
1.1 | 0,043592 | -0,12 | -0,147 | -0,09408 | -0,17088 | 0,010507 | |
1.5 | 0,048428 | -0,08 | -0,145 | -0,0928 | -0,144 | 0,012119 | |
2 | 0,051544 | 0,01 | -0,11 | -0,0704 | -0,064 | 0,013769 | |
3 | 0,05648 | 0,17 | -0,1 | -0,064 | 0,0448 | 0,016208 | |
4 | 0,0603 | 0,3 | -0,08 | -0,0512 | 0,1408 | 0,01821 |
Таблица 15
Коэффициент индуктивного сопротивления летательного аппарата для угла атаки
0.1 | 0,03618 | -0,25 | -0,16 | -0,1024 | -0,2624 | 0,016977 | |
0.5 | 0,037936 | -0,2 | -0,15 | -0,096 | -0,224 | 0,018922 | |
0.9 | 0,0408 | -0,15 | -0,15 | -0,096 | -0,192 | 0,021423 | |
1 | 0,043592 | -0,12 | -0,147 | -0,09408 | -0,17088 | 0,02364 | |
1.1 | 0,048428 | -0,08 | -0,145 | -0,0928 | -0,144 | 0,027268 | |
1.5 | 0,051544 | 0,01 | -0,11 | -0,0704 | -0,064 | 0,03098 | |
2 | 0,05648 | 0,17 | -0,1 | -0,064 | 0,0448 | 0,036467 | |
3 | 0,0603 | 0,3 | -0,08 | -0,0512 | 0,1408 | 0,040972 | |
4 | 0,03618 | -0,25 | -0,16 | -0,1024 | -0,2624 | 0,016977 |
Таблица 16
Коэффициент индуктивного сопротивления летательного аппарата для угла атаки
0.1 | 0,035 | -0,25 | -0,17 | -0,1088 | -0,2688 | 0,028613 | |
0.5 | 0,03618 | -0,25 | -0,16 | -0,1024 | -0,2624 | 0,030181 | |
0.9 | 0,037936 | -0,2 | -0,15 | -0,096 | -0,224 | 0,033639 | |
1 | 0,0408 | -0,15 | -0,15 | -0,096 | -0,192 | 0,038086 | |
1.1 | 0,043592 | -0,12 | -0,147 | -0,09408 | -0,17088 | 0,042027 | |
1.5 | 0,048428 | -0,08 | -0,145 | -0,0928 | -0,144 | 0,048477 | |
2 | 0,051544 | 0,01 | -0,11 | -0,0704 | -0,064 | 0,055076 | |
3 | 0,05648 | 0,17 | -0,1 | -0,064 | 0,0448 | 0,064831 | |
4 | 0,0603 | 0,3 | -0,08 | -0,0512 | 0,1408 | 0,07284 |
Таблица 17
Коэффициент индуктивного сопротивления летательного аппарата для угла атаки
0.1 | 0,035 | -0,25 | -0,17 | -0,1088 | -0,2688 | 0,044708 | |
0.5 | 0,03618 | -0,25 | -0,16 | -0,1024 | -0,2624 | 0,047157 | |
0.9 | 0,037936 | -0,2 | -0,15 | -0,096 | -0,224 | 0,052561 | |
1 | 0,0408 | -0,15 | -0,15 | -0,096 | -0,192 | 0,059509 | |
1.1 | 0,043592 | -0,12 | -0,147 | -0,09408 | -0,17088 | 0,065668 | |
1.5 | 0,048428 | -0,08 | -0,145 | -0,0928 | -0,144 | 0,075745 | |
2 | 0,051544 | 0,01 | -0,11 | -0,0704 | -0,064 | 0,086056 | |
3 | 0,05648 | 0,17 | -0,1 | -0,064 | 0,0448 | 0,101298 | |
4 | 0,0603 | 0,3 | -0,08 | -0,0512 | 0,1408 | 0,113812 |
Рисунок 11 - Коэффициент индуктивного сопротивления летательного аппарата для углов атаки 2, 4, 6, 8, 10 градусов
2.9 Расчет координаты фокуса летательного аппарата
Фокусом летательного аппарата называют точку приложения той доли нормальной силы, которая пропорциональна углу атаки.
Координата фокуса летательного аппарата может быть найдена по формуле
,
где , - координаты фокусов носовой и переходной части;
, , - производные коэффициентов аэродинамических нормальных сил действующих на носовую, переходную части и на весь летательный аппарат.
Координата фокуса комбинации конической носовой части с цилиндром определяется по формуле
,
где - длина конической части;
- объем конической части;
- площадь основания цилиндрической части;
- смещение фокуса носовой части при увеличении числа Маха.
Относительная величина смещения фокуса зависит от числа Маха, удлинения носовой и цилиндрической части и определяется по рисунку 11.2. /1/.
Координата фокуса усеченного конуса переходной части определяется следующим образом
,
где , - координаты фокусов достроенного и фиктивного конусов.
Координата фокуса продленного конуса, за которым следует цилиндрическая часть, определяется по формуле
,
где - длина достроенного конуса;
- объем достроенного конуса;
- площадь основания цилиндрической части;
- относительное смещение фокуса за счет влияния цилиндрической части.
Координата фокуса фиктивного конуса, за которым отсутствует цилиндрическая часть, вычисляется по формуле
,
где - длина фиктивного конуса;
- объем фиктивного конуса;
- площадь основания фиктивного конуса.
Координата фокуса переходной части относительно носка летательного аппарата находится по формуле
,
где - расстояние вершины фиктивного конуса от носка летательного аппарата.
Для летательного аппарата, представленного на рисунке 6. =-8 м.
Результаты расчетов по определению координаты фокуса летательного аппарата представлены в таблице 18 и на рисунке 12.
Таблица 18
Координаты фокуса летательного аппарата
0.1 | 0,07 | 2,357333 | 0,09 | 15,13333 | 10,6 | 21,60612 | 13,60612 | 6,911835 | |
0.5 | 0,075 | 2,373333 | 0,095 | 15,23333 | 10,6 | 21,63875 | 13,63875 | 7,022458 | |
0.9 | 0,09 | 2,421333 | 0,097 | 15,27333 | 10,6 | 21,64862 | 13,64862 | 7,006346 | |
1 | 0,11 | 2,485333 | 0,11 | 15,53333 | 10,6 | 21,71881 | 13,71881 | 7,084615 | |
1.1 | 0,15 | 2,613333 | 0,113 | 15,59333 | 10,6 | 21,512 | 13,512 | 6,93652 | |
1.5 | 0,2 | 2,773333 | 0,125 | 15,83333 | 10,6 | 22,03647 | 14,03647 | 7,034256 | |
2 | 0,25 | 2,933333 | 0,32 | 19,73333 | 10,6 | 29,49282 | 21,49282 | 10,36533 | |
3 | 0,33 | 3,189333 | 0,4 | 21,33333 | 10,6 | 30,86154 | 22,86154 | 12,31537 | |
4 | 0,37 | 3,317333 | 0,5 | 23,33333 | 10,6 | 33,96418 | 25,96418 | 14,56412 |
Рисунок 12 - Фокус летательного аппарата
Заключение
В курсовом проекте были получены теоретический профиль НЕЖ и зависимости основных аэродинамических коэффициентов от числа Маха: коэффициент сопротивления трения корпуса при нулевом угле атаки , коэффициент сопротивления давления корпуса при нулевом угле атаки , коэффициент продольной силы летательного аппарата при нулевом угле атаки , производную коэффициента нормальной силы изолированного корпуса по углу атаки , производную коэффициента подъемной силы летательного аппарата по углу атаки , коэффициента индуктивного сопротивления корпуса по углу атаки , координату фокуса изолированного корпуса летательного аппарата .
Величина коэффициента сопротивления трения для турбулентного пограничного слоя на неизменной высоте полета монотонно убывает по мере возрастания числа Маха. Это связано с увеличением числа Рейнольдса, от которого обратно пропорционально зависит коэффициент трения плоской пластины.
Величина коэффициента сопротивления трения при фиксированном числе Маха с возрастанием высоты полета возрастает. К этому приводит уменьшение числа Рейнольдса, вызванное увеличением коэффициента кинематической вязкости воздуха.
Полученные аэродинамические характеристики позволяют определить динамическое воздействие внешней среды на летательный аппарат на активном участке его полета.
Список использованных источников
1. В.В. Васильев, Л.В. Морозов, В.Г. Шахов. Расчет аэродинамических характеристик летательных аппаратов. Учебное пособие для курсового проектирования. Самара 1993 год. 79 стр.
