148337 (692301), страница 2
Текст из файла (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 
, 
|
| Re |
|
|
|
| Тип пограничного слоя |
| 0,1 | 65227904,4 | 0 | 0,004522 | 0,999335 | 0,111974 | Турбулентный |
| 0,5 | 326139522 | 0 | 0,003626 | 0,983689 | 0,088363 | Турбулентный |
| 0,9 | 587051140 | 0 | 0,003359 | 0,94945 | 0,079028 | Турбулентный |
| 1 | 652279044 | 0 | 0,003315 | 0,938496 | 0,077075 | Турбулентный |
| 1,1 | 717506949 | 0 | 0,003275 | 0,92675 | 0,075195 | Турбулентный |
| 1,5 | 978418566 | 0 | 0,00315 | 0,873577 | 0,068174 | Турбулентный |
| 2 | 1304558089 | 0 | 0,00304 | 0,799243 | 0,060191 | Турбулентный |
| 3 | 1956837133 | 0 | 0,002893 | 0,652154 | 0,046748 | Турбулентный |
| 4 | 2609116177 | 0 | 0,002795 | 0,52921 | 0,03665 | Турбулентный |
Таблица 3
Коэффициент сопротивления трения летательного аппарата для высоты 10 км 
, 
|
| Re |
|
|
|
| Тип пограничного слоя |
| 0,1 | 23798251,6 | 0 | 0,005248 | 0,999335 | 0,129936 | Турбулентный |
| 0,5 | 118991258 | 0 | 0,004155 | 0,983689 | 0,10126 | Турбулентный |
| 0,9 | 214184264 | 0 | 0,003834 | 0,94945 | 0,090195 | Турбулентный |
| 1 | 237982516 | 0 | 0,00378 | 0,938496 | 0,087903 | Турбулентный |
| 1,1 | 261780767 | 0 | 0,003733 | 0,92675 | 0,085706 | Турбулентный |
| 1,5 | 356973774 | 0 | 0,003583 | 0,873577 | 0,077547 | Турбулентный |
| 2 | 475965032 | 0 | 0,003451 | 0,799243 | 0,068343 | Турбулентный |
| 3 | 713947548 | 0 | 0,003277 | 0,652154 | 0,052948 | Турбулентный |
| 4 | 951930064 | 0 | 0,003161 | 0,52921 | 0,041441 | Турбулентный |
Таблица 4
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
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
