Расчёт характеристик летательного аппарата
Курсовой проект - Транспорт, логистика
Другие курсовые по предмету Транспорт, логистика
?фициент 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 ,
ReТип пограничного слоя0,165227904,400,0045220,9993350,111974Турбулентный 0,532613952200,0036260,9836890,088363Турбулентный 0,958705114000,0033590,949450,079028Турбулентный 165227904400,0033150,9384960,077075Турбулентный 1,171750694900,0032750,926750,075195Турбулентный 1,597841856600,003150,8735770,068174Турбулентный 2130455808900,003040,7992430,060191Турбулентный 3195683713300,0028930,6521540,046748Турбулентный 4260911617700,0027950,529210,03665Турбулентный
Таблица 3
Коэффициент сопротивления трения летательного аппарата для высоты 10 км ,
ReТип пограничного слоя0,123798251,600,0052480,9993350,129936Турбулентный 0,511899125800,0041550,9836890,10126Турбулентный 0,921418426400,0038340,949450,090195Турбулентный 123798251600,003780,9384960,087903Турбулентный 1,126178076700,0037330,926750,085706Турбулентный 1,535697377400,0035830,8735770,077547Турбулентный 247596503200,0034510,7992430,068343Турбулентный 371394754800,0032770,6521540,052948Турбулентный 495193006400,0031610,529210,041441Турбулентный
Таблица 4
Коэффициент сопротивления трения летательного аппарата для высоты 20 км ,
ReТип пограничного слоя0,15164693,380,1140,0062460,9993350,154646Смешанный 0,525823466,900,0051830,9836890,126329Турбулентный 0,946482240,400,004750,9494500,111732Турбулентный 151646933,800,0046770,9384960,10876Турбулентный 1,156811627,200,0046130,9267500,105926Турбулентный 1,577470400,700,0044130,8735770,095509Турбулентный 210329386800,0042370,7992430,083911Турбулентный 315494080100,0040060,6521540,064734Турбулентный 420658773500,0038530,5292100,050518Турбулентный
2.4 Расчет коэффициента сопротивления давления летательного аппарата
Коэффициент сопротивления давления летательного аппарата, схема которого приведена на рисунке 2.1. определяется по формуле
,
где - коэффициент сопротивления давления носовой части летательного аппарата;
- коэффициент сопротивления давления усеченного конуса;
- коэффициент сопротивления донной части летательного аппарата;
, - площади миделя носовой части и корпуса соответственно.
2.4.1 Сопротивление носовых частей
Первая носовая часть имеет коническую форму. Коэффициент сопротивления давления определяется по рисунку 5.1. /1/ в зависимости от числа Маха и удлинения конуса.
Коэффициент сопротивления давления переходника в виде усеченного конуса рассчитывается по формуле
,
где - коэффициент сопротивления достроенного конуса с удлинением
,
- площади оснований усеченного конуса.
2.4.2 Сопротивление донной части
Так как летательный аппарат не имеет сужающейся кормовой части, коэффициент донного сопротивления определяется по формуле
где - коэффициент донного давления для тел вращения без сужающейся кормовой части; - площадь донного среза.
За принимается площадь кольца, заключенного между внешней окружностью донного среза и окружностью среза сопла.
,
м2.
определяется по рисунку 5.8. /1/ в зависимости от числа Маха набегающего потока .
Результаты расчетов по определению коэффициента сопротивления давления летательного аппарата приведены в таблице 5.
Таблица 5
Коэффициент сопротивления давления летательного аппарата
0.10,00400,04320,045760.50,0200,04320,0560.90,10,010,05040,124410,240,020,06840,2421.10,2750,030,0720,2781.50,210,0250,06660,22620,180,0220,0540,191230,150,020,03780,153840,140,020,02520,1348
2.5 Расчет коэффициента продольной силы при нулевом угле атаки
Коэффициент продольной силы летательного аппарата при нулевом угле атаки определяется как сумма коэффициентов трения летательного аппарата и коэффициента давления летательного аппарата при нулевом угле атаки:
.
Коэффициент зависит от числа Маха набегающего потока и высоты полета летательного аппарата. При нулевом угле атаки значения коэффициентов продольной силы и лобового сопротивления совпадают.
Результаты расчетов по определению коэффициента продольной силы летательного аппарата приведены в таблицах 6, 7, 8 и на рисунке 8.
Таблица 6
Коэффициент продольной силы летательного аппарата для высоты 0 км
0.10,1119740,045760,1577340.50,0883630,0560,1443630.90,0790280,12440,20342810,0770750,2420,3190751.10,0751950,2780,3531951.50,0681740,2260,29417420,0601910,19120,25139130,0467480,15380,20054840,036650,13480,17145
Таблица 7
Коэффициент продольной силы летательного аппарата для высоты 10 км
0.10,1299360,045760,1756960.50,101260,0560,157260.90,0901950,12440,21459510,0879030,2420,3299031.10,0857060,2780,3637061.50,0775470,2260,30354720,0683430,19120,25954330,0529480,15380,20674840,0414410,13480,176241
Таблица 8
Коэффициент продольной силы летательного аппарата для высоты 20 км
0.10,1546460,045760,2004060.50,1263290,0560,1823290.90,1117320,12440,23613210,108760,2420,350761.10,1059260,2780,3839261.50,0955090,2260,32150920,0839110,19120,27511130,0647340,15380,21853440,0505180,13480,185318
Рисунок 8 - Коэффициент продольной силы летательного аппарата для высот 0, 10, 20 км
2.6 Расчет производной коэффициента аэродинамической нормальной силы летательного аппарата по углу атаки
Величина производной коэффициента аэродинамической нормальной силы по углу атаки определяется следующим образом
,
где , - производные коэффициентов нормальных сил, действующих на носовую и переходную части корпуса;
, - площади оснований конических частей.
Носовая часть имеет коническую форму и значение определяется по рисунку 7.2. /1/.
Для расчета производной переходной части усеченный конус дополняется до полного длиной в результате образования псевдоконуса длиной (рисунок 9).
Рисунок 9 Схема построения псевдоконуса
Тогда производная будет определяться следу