Расчёт характеристик летательного аппарата

Подставляем численные значения и получаем: .

2 Расчёт сквозных характеристик летательного аппарата

2.1 Постановка задачи

Для летательного аппарата, расчетная схема которого приведена на рисунке 2.1, а основные параметры помещены в таблицу 2.1, определить следующие аэродинамические характеристики:

коэффициент сопрот

ивления трения при нулевом угле атаки

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

 Скачать реферат