Коэффициент лобового сопротивления корпуса бескрылого ЛА при сверхзвуковых скоростях и вариации одного из его геометрических параметров
Контрольная работа - Физика
Другие контрольные работы по предмету Физика
Содержание
Введение
Цель, порядок выполнения задания
Теоретическая часть
Исходные данные
Расчет лобового сопротивления бескрылого ЛА
Выводы
Введение
лобовое сопротивление бескрылый летательный аппарат
Фюзеляжи самолетов, беспилотных летательных аппаратов, корпуса снарядов и ракет представляют собой длинные тонкие тела вращения, обычно состоящие из конических (параболических) и цилиндрических отсеков.
В отличие от крыла, фюзеляж при малых углах атаки почти не создает подъемной силы. Основной составляющей аэродинамической силы для тел вращения является сила лобового сопротивления. В условиях установившегося полета она определяет тягу двигателей, необходимую для поддержания движения летательного аппарата (ЛА). Следовательно, формы фюзеляжей и корпусов ЛА должны обеспечивать минимальное, при данных размерах, лобовое сопротивление.
Сопротивление тел вращения при дозвуковых скоростях складывается примерно на 75% из сопротивления трения, а оставшиеся 25% приходятся на долю вихревого сопротивления давления. При около- и сверхзвуковых скоростях кроме этих видов сопротивлений появляется волновое сопротивление, которое может составлять до 2/3 и даже более от общей величины сопротивления.
Сверхзвуковое тело вращения, исходя из конструктивных и аэродинамических соображений, обычно представляют как совокупность трех частей: головной, цилиндрической и кормовой. Головная и кормовая части играют основную роль в образовании сопротивления давления (волнового и донного), а средняя - цилиндрическая часть создает основную долю сопротивления трения. Сила лобового сопротивления определяется по общей формуле аэродинамической силы
,
где - коэффициент лобового сопротивления корпуса ЛА, отнесенный к площади миделя ; - скоростной напор набегающего потока.
Составляющие аэродинамической силы определяют либо расчетным путем по полуэмпирическим зависимостям, либо экспериментальным путем, при исследовании моделей или натурных образцов ЛА в аэродинамических трубах или в полетных условиях. Теоретическое исследование проводят для нахождения распределений давлений и касательных напряжений с последующим вычислением нужных силовых характеристик или для непосредственного их расчета. Исследования и расчеты подобного рода удобно проводить с помощью ЭВМ, используя аналитические решения и экспериментальные зависимости. Использование ЭВМ позволяет, в конечном счете, значительно сократить время для принятия основного решения при проектировании перспективных ЛА.
Цель, порядок выполнения задания
Цель задания: провести численный расчет коэффициента лобового сопротивления при осесиметричном (угол атаки a=0) обтекании корпуса бескрылого ЛА, совершающего полет в атмосфере на высотах до 80 км со скоростями, соответствующими числам Маха от 1,5 до 5, при вариации размеров некоторых элементов форм головной или кормовой частей ЛА, сделать анализ полученных результатов.
Корпус ЛА простейшей формы имеет головную часть в виде заостренного конуса или параболоида, среднюю - цилиндрическую часть и кормовую - расширяющуюся оконечность параболической формы.
В данном задание следует принимать значения геометрических параметров ЛА, не изменяемых в процессе исследований, исходя из следующих рекомендаций:
длину конической головной части - ;
длину цилиндрической части - ;
длину кормовой части - ;
диаметр цилиндра (миделя) - ;
диаметр кормового среза - (не нарушая условия - ): для расширяющейся .
На значение переменного геометрического параметра эти рекомендации не распространяются. Числовые значения указанных переменных выбирались самостоятельно и согласовывались с преподавателем.
Расчетным путем устанавливаем влияние переменного геометрического параметра и числа М (и высоты полета, если она переменна) на величину коэффициента лобового сопротивления ЛА и его отдельных составляющих.
По результатам расчета строят следующие графики:
1. зависимость каждой из составляющих коэффициента сопротивления, на которую влияет переменный геометрический параметр, от величины этого параметра для нескольких чисел . Для приведенного примера это графики , и ;
. для одного из значений переменного геометрического параметра зависимость каждой из составляющих коэффициента сопротивления от числа на одном графике;
. для каждого значения переменной геометрической величины зависимость .
Теоретическая часть
Методика расчета коэффициента лобового сопротивления
Коэффициент лобового сопротивления тела вращения (бескрылого ЛА) в диапазоне сверхзвуковых скоростей можно представить в виде суммы трех составляющих:
,
где - коэффициент волнового сопротивления корпуса ЛА;
- коэффициент донного сопротивления;
- коэффициент сопротивления трения.
1. Волновое сопротивление
Рис. 2. Скачки уплотнения у кормовых частей
Рис. 1. Скачки уплотнения у головных частей
Волновое сопротивление обусловлено необратимыми потерями механической энергии в скачках уплотнения, возникающих около головной (рис.1) и кормовой (рис.2) частей рассматриваемой упрощенной конфигурации ЛА. Поэтому, полный коэффициент волнового сопротивления тела вращения представляем в виде суммы коэффициентов волнового сопротивления голов