Таблица 16
Коэффициент индуктивного сопротивления летательного аппарата для угла атаки
0.1
0,035
-0,25
-0,17
-0,1088
-0,2688
0,028613
0.5
0,03618
-0,16
-0,1024
-0,2624
0,030181
0.9
0,037936
-0,2
-0,15
-0,096
-0,224
0,033639
1
0,0408
-0,192
0,038086
1.1
0,043592
-0,12
-0,147
-0,09408
-0,17088
0,042027
1.5
0,048428
-0,08
-0,145
-0,0928
-0,144
0,048477
2
0,051544
0,01
-0,11
-0,0704
-0,064
0,055076
3
0,05648
0,17
-0,1
0,0448
0,064831
4
0,0603
0,3
-0,0512
0,1408
0,07284
Таблица 17
0,044708
0,047157
0,052561
0,059509
0,065668
0,075745
0,086056
0,101298
0,113812
Рисунок 11 - Коэффициент индуктивного сопротивления летательного аппарата для углов атаки 2, 4, 6, 8, 10 градусов
2.9 Расчет координаты фокуса летательного аппарата
Фокусом летательного аппарата называют точку приложения той доли нормальной силы, которая пропорциональна углу атаки.
Координата фокуса летательного аппарата может быть найдена по формуле
,
где , - координаты фокусов носовой и переходной части;
, , - производные коэффициентов аэродинамических нормальных сил действующих на носовую, переходную части и на весь летательный аппарат.
Координата фокуса комбинации конической носовой части с цилиндром определяется по формуле
где - длина конической части;
- объем конической части;
- площадь основания цилиндрической части;
- смещение фокуса носовой части при увеличении числа Маха.
Относительная величина смещения фокуса зависит от числа Маха, удлинения носовой и цилиндрической части и определяется по рисунку 11.2. /1/.
Координата фокуса усеченного конуса переходной части определяется следующим образом
где , - координаты фокусов достроенного и фиктивного конусов.
Координата фокуса продленного конуса, за которым следует цилиндрическая часть, определяется по формуле
где - длина достроенного конуса;
- объем достроенного конуса;
- относительное смещение фокуса за счет влияния цилиндрической части.
Координата фокуса фиктивного конуса, за которым отсутствует цилиндрическая часть, вычисляется по формуле
где - длина фиктивного конуса;
- объем фиктивного конуса;
- площадь основания фиктивного конуса.
Координата фокуса переходной части относительно носка летательного аппарата находится по формуле
где - расстояние вершины фиктивного конуса от носка летательного аппарата.
Для летательного аппарата, представленного на рисунке 6. =-8 м.
Результаты расчетов по определению координаты фокуса летательного аппарата представлены в таблице 18 и на рисунке 12.
Таблица 18
Координаты фокуса летательного аппарата
0,07
2,357333
0,09
15,13333
10,6
21,60612
13,60612
6,911835
0,075
2,373333
0,095
15,23333
21,63875
13,63875
7,022458
2,421333
0,097
15,27333
21,64862
13,64862
7,006346
0,11
2,485333
15,53333
21,71881
13,71881
7,084615
0,15
2,613333
0,113
15,59333
21,512
13,512
6,93652
0,2
2,773333
0,125
15,83333
22,03647
14,03647
7,034256
0,25
2,933333
0,32
19,73333
29,49282
21,49282
10,36533
0,33
3,189333
0,4
21,33333
30,86154
22,86154
12,31537
0,37
3,317333
0,5
23,33333
33,96418
25,96418
14,56412
Рисунок 12 - Фокус летательного аппарата
Заключение
В курсовом проекте были получены теоретический профиль НЕЖ и зависимости основных аэродинамических коэффициентов от числа Маха: коэффициент сопротивления трения корпуса при нулевом угле атаки , коэффициент сопротивления давления корпуса при нулевом угле атаки , коэффициент продольной силы летательного аппарата при нулевом угле атаки , производную коэффициента нормальной силы изолированного корпуса по углу атаки , производную коэффициента подъемной силы летательного аппарата по углу атаки , коэффициента индуктивного сопротивления корпуса по углу атаки , координату фокуса изолированного корпуса летательного аппарата .
Величина коэффициента сопротивления трения для турбулентного пограничного слоя на неизменной высоте полета монотонно убывает по мере возрастания числа Маха. Это связано с увеличением числа Рейнольдса, от которого обратно пропорционально зависит коэффициент трения плоской пластины.
Величина коэффициента сопротивления трения при фиксированном числе Маха с возрастанием высоты полета возрастает. К этому приводит уменьшение числа Рейнольдса, вызванное увеличением коэффициента кинематической вязкости воздуха.
Полученные аэродинамические характеристики позволяют определить динамическое воздействие внешней среды на летательный аппарат на активном участке его полета.
Список использованных источников
1. В.В. Васильев, Л.В. Морозов, В.Г. Шахов. Расчет аэродинамических характеристик летательных аппаратов. Учебное пособие для курсового проектирования. Самара 1993 год. 79 стр.
Страницы: 1, 2, 3, 4, 5, 6
