148337 (Расчёт характеристик летательного аппарата), страница 2

коэффициент сопротивления давления при нулевом угле атаки

коэффициент аэродинамической продольной силы для нулевого угла атаки ;

производную коэффициента нормальной силы по углу атаки ;

производную коэффициента подъемной силы по углу атаки ;

коэффициент индуктивного сопротивления ;

координату фокуса летательного аппарата .

Значения коэффициентов определить для дискретных значений чисел Маха набегающего потока высот, км и углов атаки, град .

Зависимости , , , представить в табличном виде и на рисунках.

Рисунок 6 - Схема летательного аппарата

2.2 Геометрические параметры летательного аппарата

Летательный аппарат, схема которого приведена на рисунке 6, имеет следующие геометрические параметры:

Геометрические размеры элементов конструкции летательного аппарата м, м, м, м, м, м, м;

удлинение элементов конструкции летательного аппарата

,

,

,

,

,

,

,

;

площади поперечных сечений элементов конструкции летательного аппарата

, м2,

, м2.

Геометрические размеры летательного аппарата представлены на рисунке 7.

Рисунок 7 – Геометрические размеры летательного аппарата

2.3 Расчет коэффициента сопротивления трения летательного аппарата при нулевом угле атаки

Пренебрегая влиянием кривизны поверхности на силу трения, а также наклоном отдельных элементов поверхности к оси корпуса, коэффициент сопротивления трения определяют следующим образом

,

где - площадь смоченной поверхности корпуса (без площади донного сечения);

- коэффициент трения плоской пластины в несжимаемом потоке;

- коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости на сопротивление трения.

Площадь , состоящая из боковых площадей двух носовых и двух цилиндрических частей, определяется по формуле

,

где

- длина фиктивного конуса.

м,

.

Коэффициент трения плоской пластины в несжимаемом потоке определяется в зависимости от типа пограничного слоя на ее поверхности по следующим формулам:

Для ламинарного пограничного слоя, возникающего при

;

для турбулентного пограничного слоя, возникающего при

;

для смешанного пограничного слоя, возникающего при

,

где - относительная координата точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный.

Число Рейнольдса определяется по формуле

,

где - число Маха набегающего потока;

- длина корпуса;

- коэффициент кинематической вязкости;

- скорость звука на заданной высоте.

Значения скорости звука и кинематической вязкости определяются по таблице стандартной атмосферы /1/ для каждой заданной высоты полета ЛА.

Координата вычисляется по формуле

,

,

где - средняя высота бугорков шероховатости поверхности;

- длина носовой части.

Высота бугорков поверхности корпуса зависит от материала и чистоты его обработки и определяется по таблице 4.1 /1/. В данной курсовой работе принимается, что обшивка ЛА сделана из дюралюминиевых анодированных листов, поэтому =8 мкм.

Значения коэффициента для различных чисел Маха определяются по формулам:

Для ламинарного режима течения

;

для турбулентного режима течения

.

Для смешанного пограничного слоя коэффициент для различных чисел и относительной координаты перехода определяется по рисунку 4.2. /1/.

Результаты расчетов по определению коэффициента сопротивления трения летательного аппарата приведены в таблицах 2, 3, 4.

Таблица 2

Коэффициент сопротивления трения летательного аппарата для высоты 0 км ,

Таблица 3

Коэффициент сопротивления трения летательного аппарата для высоты 10 км ,

Таблица 4

Коэффициент сопротивления трения летательного аппарата для высоты 20 км ,

2.4 Расчет коэффициента сопротивления давления летательного аппарата

Коэффициент сопротивления давления летательного аппарата, схема которого приведена на рисунке 2.1. определяется по формуле