Диссертация (Методика формирования облика беспилотных летательных аппаратов с силовой установкой на солнечной энергии), страница 10

Рассмотримопределение коэффициента аэродинамического сопротивления каждого элементав отдельности.Исходными данными для определения аэродинамических характеристик ЛАявляются:Масса полезной нагрузки [кг]    Площадь крыла [м2] Удлинение крыла  (для определения объема ф‐жа и его омываемой)var* var* Относительная толщина профиля крыла Относительная толщина профиля оперения Удлинение центрального тела Удлинение ВО Удлинение ГО Статический момент ГО Статический момент ВО Площадь ГО относительная Высота полета [км] Плотность воздуха на высоте [кг/м3] Скорость полета  [м/с] Динамическая вязкость воздуха [Па∙с] Коэффициент подъемной силы Су   *Символом var отмечены параметры варьируемые в процессе расчета78ФюзеляжВ принятой аэродинамической компоновке обособленный фюзеляж вгоризонтальном полете создает только силу аэродинамического сопротивления.Для определения коэффициента сопротивления фюзеляж рассматриваемого типаЛА можно разбить на две составные части, плавно сопряженные радиусом R:центральное тело, где размещается целевая нагрузка, оборудование, необходимоедля функционирования ЛА и хвостовая балка, назначение которой обеспечитьзаданный вынос хвостового оперения для обеспечения устойчивости иуправляемости ЛА (рис.

4.5). Геометрические характеристики центрального телазависят от размещаемой в нем полезной нагрузки, а хвостовой балки – отзаданного статического момента оперения АГО, BВО и относительных площадейоперения SГО SВО . Обеспечение центровки в заданном диапазоне прорабатываетсяна последующих этапах проектирования.Для проведения параметрического анализа необходимо связать массуполезной нагрузки с геометрическими размерами фюзеляжа. Одним изупрощенных подходов может быть пересчет массы полезной нагрузки в ее объемчерез заданное значение плотности. Анализ существующих целевых нагрузокпоказывает, что плотность их компоновки составляет примерно 350 кг/м3.

Принявв первом приближении форму полезной нагрузки в виде куба, можно определитьдиаметр центрального тела фюзеляжа (рис. 3.3).Рис. 3.3(1) Основные геометрические параметры фюзеляжа79Рис. 3.3(2) Основные геометрические параметры фюзеляжаСторона куба а , определяющая габариты полезной нагрузки вычисляетсяпо формуле:а  3m ПН цн,где  ПН - плотность компоновки полезной нагрузки.Диаметр центрального тела фюзеляжа, необходимый для вычислениямиделевого сечения, определяется как сумма диагонали поперечного сечениякуба, зазоров до конструкции и толщины самой конструкции:Dцт  2  а  констр зазор  dмид_ цт ,где  констр - толщина конструкции фюзеляжа; зазор – зазоры между полезной нагрузкой и конструкцией фюзеляжа.Для упрощения расчетов фюзеляж принят осесимметричным телом вращения.Длина центрального тела фюзеляжа определяется через его удлинение:lцт  цт  d мид _ цтгде d мид _ цт - диаметр миделевого сечения центрального тела фюзеляжа;цт - удлинение центрального тела фюзеляжа.Площадь омываемой поверхности центрального тела фюзеляжа определяетсяпо формуле:S ом _ цт  0.7  d мид _ цт  lцт  80Площадь омываемой поверхности хвостовой балки фюзеляжа определяется поформуле:S ом _ хб  l хб  d ср   ,где l хб - длина хвостовой балкиd ср - средний диаметр хвостовой балки, может быть связан с d мид _ цтсоотношением d ср  0.15 d мид _ цт .Длина хвостовой балки может быть вычислена через статический моментгоризонтального оперения:l хб Аго  baS гоКоэффициент лобового сопротивления фюзеляжа определяется по формуле[16]:с xфa  с x f  cгдеFфS кр с xф ,сx f - коэффициент поверхностного трения плоской пластинки при числеРейнольдса фюзеляжа (рис.

3.5);c - коэффициент, учитывающий переход от коэффициента поверхностноготрения плоской пластинки к коэффициенту сопротивления фюзеляжа (рис. 3.4);Fф- площадь полной поверхности фюзеляжа;сxф -увеличениекоэффициенталобовогосопротивленияфюзеляжа,обусловленное наличием выступающих за теоретический контур антенн,воздухозаборников охлаждения и прочих элементов.Число Рейнольдса фюзеляжа:Re  Н Vlф,где l ф  l цт  l хб , - динамическая вязкость воздуха [ Па  с ]81ƞc32.521.51234567891011λф12Рис.

3.4 Влияние удлинения фюзеляжа на коэффициент отличия сопротивленияфюзеляжа от коэффициента поверхностного трения плоской пластинки [16]КрылокЛобовое сопротивление крыла c xa может быть вычислено по известнойформуле:c x  c x0 кac уa2e,где  - удлинение крыла, безразмерная величина;c x 0 - коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе,безразмерная величина;e - коэффициент Освальда, учитывающий отличие формы в планереального крыла от эллиптического и степень реализации подсасывающей силы.Он может быть определен по формуле [39]:e  1  (0.0016  0.00996  (  0.25) 2 )  (  2.5)Коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе крылапри малых числах М образуется преимущественно за счет трения, которое малозависит от угла атаки и может быть вычислено по формуле [10]:c xo  2C f  c ,где Cf - коэффициент трения плоской пластины82c- поправочный коэффициент, учитывающий толщину профиля,вычисляется по следующей формуле [13]: c  1  2.7с  100с 4Коэффициент трения плоской пластины – величина, зависящая от числаРейнольдса, а также от относительной координаты точки перехода ламинарногопограничного слоя в турбулентный (рис.

3.5).Число Re – безразмерный параметр, характеризующий соотношениеинерционных и вязких сил воздушного потока, определяется по формуле:Re НVb,где b - характерный линейный размер объекта, м, - динамическая вязкость воздуха.Зависимость относительной координаты точки перехода ламинарногопотока в турбулентный от других параметров представлена в работе [10].Рис. 3.5 Зависимость удвоенного коэффициента трения плоской пластинки отчисла Re и точки перехода для несжимаемого потока [10].83Зависимость удвоенного коэффициента трения плоской пластинки от числаRe для полностью турбулентного обтекания может быть аппроксимированаследующей формулой:2C f  11026 Re3  3 1018 Re2  2 1010 Re 0.0092График, приведенный на рис. 3.6, подтверждает приемлемую сходимостьзначений с исходным графиком рис.

3.5.2сf 0.00950.0090.00852C f  1 10 26 Re 3  3 10 18 Re 2  2 10 10 Re  0.00920.0080.00750.0070.00650.0060.0055Re0.005030000000Рис. 3.6 Зависимость удвоенного коэффициента трения плоской пластинкиот числа Re для полностью турбулентного потокаПрименение винглетов на концах крыла снижает его индуктивноесопротивление. Уменьшение сопротивления может быть выражено через приростэффективного удлинения [39]:С _ винглетами    (1  1 .9hвинглета)lкрВеличина коэффициента аэродинамической подъемной силы крыласyaтакже является неизвестной. В первом приближении для крыла большогоудлинения это значение можно принять равным значению коэффициентааэродинамической подъемной силы для выбранного профиля.

При болеедетальной проработке следует уделить особое внимание проектированиюпрофиля.84Для рассматриваемого типа ЛА необходим профиль крыла, реализующиймаксимально возможные значения коэффициента мощностис3у/ 2схпри заданномчисле Re. На рис. 3.7 изображен график зависимости коэффициента мощности отчисла Re для разных аэродинамических профилей.Cy³'² /Cx70Eppler E374 (B)60Eppler E387Selig S4083 (B)Selig S4083 (A)50Selig S7012 (B)Selig S8025Selig S7075 (A)40Selig S5010Selig S1223Drela AG1230201050000Re 100000150000200000250000300000Рис.

3.7 Зависимость коэффициента мощности от числа Re для разныхаэродинамических профилейОдним из вариантов аэродинамического профиля по вышеприведенномукритериюможетбытьпрофильSeligпредставлены на рис. 3.8.851223.ХарактеристикипрофиляПри выборе профиля необходимо также учитывать его моментныехарактеристики. Чрезмерно большой момент, возникающий при работе профиляна требуемых режимах, неизбежно приведет к потерям аэродинамическогокачества для ЛА в целом вследствие потерь на балансировку.Рис. 3.8 Аэродинамические характеристики профиля Selig 1223Хвостовое оперениеКоэффициент аэродинамического сопротивления вертикального оперенияопределяется аналогично крылу:c во c xво0 xaвогде c z a - коэффициент боковой силы,86c zвоa2 во e,c xво0 - коэффициент лобового сопротивления вертикального оперения принулевой боковой силе.В случае прямолинейного горизонтального полета без скольжения и приотсутствии бокового ветра из уравнения исключается индуктивная составляющаясопротивления и оно принимает вид:c во c xво0 ,xaвогде cx0  2C f c SвоSкрКоэффициент трения плоской пластинки C f берется при этом для числа Reоперения.Коэффициент аэродинамического сопротивления горизонтального оперениятакже определяется аналогично крылу:c xa  c гогоx0cyгоa2гоe,где c yго - коэффициент подъемной силы ГО,ac xго0 - коэффициент лобового сопротивления ГОпри нулевой подъемнойсиле.В случае принятой концепции нулевой степени продольной статическойустойчивости ЛА, индуктивным сопротивлением ГО можно пренебречь:c гоxa  c xго0 ,гогде cx0  2C f c SгоSкрКоэффициент трения плоской пластинки C f берется при этом для числа ReГО.Аэродинамический профиль оперения выбирается из условия минимальноголобового сопротивления при удовлетворении требованиям балансировки иуправления ЛА.87Гондолы двигателейКоэффициент лобового сопротивления гондолы двигателя определяетсяаналогично центральному телу фюзеляжа.