Расчёт характеристик летательного аппарата

Курсовой проект - Транспорт, логистика

Другие курсовые по предмету Транспорт, логистика

ющим образом

где , - производные коэффициентов аэродинамической нормальной силы достроенного конуса и псевдоконуса;

, - площади оснований усеченного конуса.

Результаты расчетов по определению производной коэффициента аэродинамической нормальной силы по углу атаки представлены в таблице 9.

Таблица 9

Производная коэффициента аэродинамической нормальной силы по углу атаки

0.10,0350,0370,0340,015240,037640.50,0350,03750,0340,015740,038140.90,0360,03760,03390,0159040,03894410,0390,0390,03390,0173040,0422641.10,04350,040,03390,0183040,0461441.50,0470,040,03390,0183040,04838420,04750,0420,03390,0203040,05070430,0440,0460,03380,0243680,05252840,0410,04750,033770,0258870,052127

2.7 Расчет производной коэффициента аэродинамической подъемной силы летательного аппарата по углу атаки

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

0.10,037640,1577340,0348870.50,038140,1443630,0356210.90,0389440,2034280,03539410,0422640,3190750,0366961.10,0461440,3531950,039981.50,0483840,2941740,0432520,0507040,2513910,04631730,0525280,2005480,04902840,0521270,171450,049135

Таблица 11

Производная коэффициента аэродинамической подъемной силы по углу атаки для высоты 10 км

0.10,037640,1756960,0345740.50,038140,157260,0353950.90,0389440,2145950,03519910,0422640,3299030,0365071.10,0461440,3637060,0397971.50,0483840,3035470,04308720,0507040,2595430,04617430,0525280,2067480,0489240,0521270,1762410,049051Таблица 12

Производная коэффициента аэродинамической подъемной силы по углу атаки для высоты 20 км

0.10,037640,2004060,0341430.50,038140,1823290,0349580.90,0389440,2361320,03482310,0422640,350760,0361431.10,0461440,3839260,0394441.50,0483840,3215090,04277320,0507040,2751110,04590330,0525280,2185340,04871440,0521270,1853180,048893

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