Расчёт характеристик летательного аппарата — страница 6

  • Просмотров 325
  • Скачиваний 5
  • Размер файла 531
    Кб

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