148337 (692301), страница 4
Текст из файла (страница 4)
Производная коэффициента аэродинамической подъемной силы летательного аппарата по углу атаки определяется по формуле
,
где 
- производная коэффициента аэродинамической нормальной силы по углу атаки;
- коэффициент лобового сопротивления при нулевом угле атаки.
Результаты расчетов по определению производной коэффициента аэродинамической подъемной силы по углу атаки представлены в таблицах 10, 11, 12 и на рисунке 10.
Таблица 10
Производная коэффициента аэродинамической подъемной силы по углу атаки для высоты 0 км
|
|
|
|
|
| 0.1 | 0,03764 | 0,157734 | 0,034887 |
| 0.5 | 0,03814 | 0,144363 | 0,035621 |
| 0.9 | 0,038944 | 0,203428 | 0,035394 |
| 1 | 0,042264 | 0,319075 | 0,036696 |
| 1.1 | 0,046144 | 0,353195 | 0,03998 |
| 1.5 | 0,048384 | 0,294174 | 0,04325 |
| 2 | 0,050704 | 0,251391 | 0,046317 |
| 3 | 0,052528 | 0,200548 | 0,049028 |
| 4 | 0,052127 | 0,17145 | 0,049135 |
Таблица 11
Производная коэффициента аэродинамической подъемной силы по углу атаки для высоты 10 км
|
|
|
|
|
| 0.1 | 0,03764 | 0,175696 | 0,034574 |
| 0.5 | 0,03814 | 0,15726 | 0,035395 |
| 0.9 | 0,038944 | 0,214595 | 0,035199 |
| 1 | 0,042264 | 0,329903 | 0,036507 |
| 1.1 | 0,046144 | 0,363706 | 0,039797 |
| 1.5 | 0,048384 | 0,303547 | 0,043087 |
| 2 | 0,050704 | 0,259543 | 0,046174 |
| 3 | 0,052528 | 0,206748 | 0,04892 |
| 4 | 0,052127 | 0,176241 | 0,049051 |
Таблица 12
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
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
