коэффициент сопротивления 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
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
0,003626
0,983689
0,088363
0,9
587051140
0,003359
0,94945
0,079028
1
652279044
0,003315
0,938496
0,077075
1,1
717506949
0,003275
0,92675
0,075195
1,5
978418566
0,00315
0,873577
0,068174
2
1304558089
0,00304
0,799243
0,060191
3
1956837133
0,002893
0,652154
0,046748
4
2609116177
0,002795
0,52921
0,03665
Таблица 3
Коэффициент сопротивления трения летательного аппарата для высоты 10 км ,
23798251,6
0,005248
0,129936
118991258
0,004155
0,10126
214184264
0,003834
0,090195
237982516
0,00378
0,087903
261780767
0,003733
0,085706
356973774
0,003583
0,077547
475965032
0,003451
0,068343
713947548
0,003277
0,052948
951930064
0,003161
0,041441
Таблица 4
Коэффициент сопротивления трения летательного аппарата для высоты 20 км ,
Страницы: 1, 2, 3, 4, 5, 6