Расчётно-ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА

Стр 1 из 6Следующая ⇒

Расчётно-ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА

к курсовой работе по дисциплине
«Гидрогазоаэродинамика летательных аппаратов»

Расчет аэродинамических характеристик РН «Cатурн 5»

Выполнил: студент группы 1306 Сычков Я.В.

Руководитель проекта: Клементьев В.А.

Самара 2015

Задание кафедры КиПЛА на курсовой проект

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ И ОБОЗНАЧЕНИЙ

РН – ракета-носитель;

ЛА – летательный аппарат;

m_i – масса i-ой ступени ЛА, т;

m_к_i – масса конструкции i-ой ступени ЛА, т;

m_Т_i – масса топлива i-ой ступени ЛА, т;

g – ускорение свободного падения, м/c².

ВВЕДЕНИЕ

Целью курсовой работы является приобретение навыков практического использования знаний по курсу аэродинамики летательных аппаратов в процессе самостоятельной работы со специальной и справочной литературой по аэродинамике для определения аэродинамических характеристик ЛА.

Задачей курсовой работы является получение расчётным путем с привлечением экспериментальных данных аэродинамических характеристик ЛА в заданном диапазоне чисел Маха, углов атаки и высот полёта. Эти характеристики являются исходными данными для исследования траектории полёта, устойчивости и управляемости ЛА и используются в дальнейшем для выполнения курсовой работы по динамике полета.

Объект исследования – Сатурн 5 [1] – американская ракета-носитель семейства Сатурн. Ракета-носитель Сатурн 5 состоит из трех ступеней. Первая ступень работает на топливной паре жидкий кислород – керосин. Вторая и третья ступени работают на топливной паре жидкий кислород – жидкий водород. Первый пуск состоялся 9 ноября 1967 года. Последний – 14 мая 1973 года. В настоящее время ракета-носитель не используется.

Метод исследования – вычисление аэродинамических характеристик с помощью метода поэлементного расчета [2] летательного аппарата.

ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛА

Формирование расчетной схемы ЛА

Типичный ЛА можно рассматривать как совокупность корпуса летательного аппарата, одного или нескольких типов крыльев и одного или нескольких типов боковых ускорителей. Под ускорителями будем понимать корпусные элементы ЛА, носовые части которых явно выделяются из контура корпуса ЛА.

На рисунке 1 представлена схема РН, на рисунке 2 – его расчетная модель.

Геометрические характеристики с рисунка 2 занесены в таблицу 1.

Рисунок 1 – Схема РН Рисунок 2 – Расчетная модель РН

Таблица 1 – Геометрические характеристики расчетной модели РН

Обозначение	Название	Размерность	Величина
D₂	Диаметр второй ступени	м	10, 1
D₃	Диаметр третьей ступени	м	7, 58
D₁	Диаметр первой ступени	м	10, 1
D₄	Диаметр головного обтекателя	м	3, 79
D_C	Диаметр сопла корпуса	м	2, 53
L	Длина корпуса	м	110, 6
L₁	Длина первого переходного участка	м	6, 19
L₂	Длина второго переходного участка	м	9, 73
L₃	Длина третьего переходного участка	м	2, 65
L₄	Длина носовой части	м	0, 88
n	Количество сопел	шт

Геометрические характеристики летательного аппарата

Данный ЛА имеет следующие геометрические характеристики:

· площадь миделева сечения корпуса

· омываемая площадь поверхности корпуса ,
- площадь боковой поверхности цилиндрической части головного обтекателя; – площадь боковой поверхности первой переходной части корпуса,

– площадь боковой поверхности цилиндрической части первой ступени корпуса; - площадь боковой поверхности цилиндрической части третьей ступени; - площадь боковой поверхности цилиндрической части головного обтекателя; - площадь боковой поверхности второй переходной части корпуса;

- площадь боковой поверхности третьей переходной части;

Аэродинамические характеристики летательного аппарата

· удлинение носовой части корпуса

· удлинение первой переходной части корпуса

· удлинение второй переходной части корпуса

· удлинение третьей переходной части корпуса

РАСЧЁТ КОЭФФИЦИЕНТА СОПРОТИВЛЕНИЯ ТРЕНИЯ ЛА

Рисунок 3 – Зависимость коэффициента сопротивления трения ЛА от числа Маха и высоты полёта

РАСЧЁТ КОЭФФИЦИЕНТА СОПРОТИВЛЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ ЛА ПРИ НУЛЕВОМ УГЛЕ АТАКИ

Сопротивление донной части

Коэффициент донного сопротивления может быть приближенно найден по формуле:

(7)

где – коэффициент донного давления для тел вращения без сужающейся кормовой части.

За величину площади S_дн принята площадь кольца, заключенного между внешней окружностью донного среза и окружностью среза сопла.

При числах Маха М_∞< 0, 8 рассчитывается по формуле:

, (8)

где – коэффициент сопротивления трения плоской пластины, длина которой равна длине корпуса с учётом влияния сжимаемости.

Коэффициент сопротивления трения плоской пластины определяется по формуле

. (9)

При числах Маха М_∞ > 0, 8 определяется по графику [2, c. 26].

При Н = 10 км и М_∞ = 0, 1 формулы (7) – (9) дают следующие значения:

;

Значения , в зависимости от чисел Маха представлены в таблице 5.

РАСЧЁТ КООРДИНАТЫ ФОКУСА ЛА

Определение фокуса ЛА

Фокусом ЛА по углу атаки называют точку приложения той доли нормальной силы, которая пропорциональна углу атаки. Это значит, что момент аэродинамических сил относительно оси 0z, проходящей через фокус, не зависит от угла атаки. Знание положения фокуса необходимо для определения устойчивости и управляемости аппаратов.

Координата фокуса ЛА

Координата фокуса ЛА определяется по формуле:

(29)

При М_∞ = 0, 1 по формуле (29) получено следующее значение:

Зависимость координаты фокуса ЛА от числа Маха представлена на рисунке 11.

Рисунок 11 – Зависимость координаты фокуса ЛА от числа Маха и центр масс ЛА

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В данной работе выполнен расчет аэродинамических характеристик ЛА в заданном диапазоне чисел Маха, углов атаки и высот.

По полученным зависимостям можно сделать следующие выводы:

· коэффициент сопротивления трения монотонно убывает на высотах 0, 10, 20, 30 км, что связано с уменьшением числа Рейнольдса, которому обратно пропорционален коэффициент сопротивления трения плоской пластины; на высотах 40, 60 км наблюдается не монотонность, что объясняется изменением пограничного слоя;

· коэффициент индуктивного сопротивления квадратично зависит от угла атаки, следовательно, у зависящего от него коэффициента лобового сопротивления также наблюдается квадратичная зависимость от α . Максимальное значение с_ха достигается при α =8°, М_∞ = 1, 5 и составляет 0, 397;

· Координаты фокуса отдельных частей РН находятся в допустимых пределах. Значения координаты фокуса РН изменяются в диапазоне от 29, 095 до 35, 983 м. Зависимость медленно возрастает в диапазоне чисел Маха от 0 до 0, 9, в диапазоне чисел Маха от 0, 9 до 2 быстро возрастает, далее при увеличении чисел Маха снова медленно возрастает и стремится к значению 35, 983.

· Исходя из полученных результатов можно судить, что производная по углу атаки коэффициента подъемной силы будет иметь наибольшее значение ( С^α _у_a =0, 056) при значении числа Маха M_∞ = 4, 5.

ПРИЛОЖЕНИЕ А

ПРИЛОЖЕНИЕ Б

ПРИЛОЖЕНИЕ В