Коэффициент сопротивления давления ЛА

Коэффициент сопротивления давления ЛА при нулевом угле атаки определяется по формуле

(11)

При М_∞ = 0, 1 и Н = 10 км по формуле (11) получено следующее значение:

Значения в зависимости от чисел Маха на высоте 10 км представлены в таблице 4, на высотах 0, 20, 30, 40, 60 км и графики зависимостей от чисел Маха и высоты – в Приложении Б (таблица Б.6).

Графики зависимостей от чисел Маха представлены на рисунке 4.

Рисунок 4 – Зависимость коэффициента продольной силы давления ЛА от числа Маха

Расчёт коэффициента продольной силы при нулевом угле атаки

Коэффициент продольной силы ЛА при нулевом угле атаки определяется как сумма коэффициентов сопротивления трения ЛА и коэффициента сопротивления давления ЛА при нулевом угле атаки :

(12)

При М_∞ = 0, 1 и Н = 10 км по формуле (12) получено следующее значение:

Коэффициент продольной силы является функцией числа Маха М_∞ набегающего потока воздуха. При нулевом угле атаки значения коэффициентов продольной силы и лобового сопротивления совпадают.

Значения в зависимости от чисел Маха на высоте 10 км представлены в таблице 5, на высотах 0, 20, 30, 40, 60 км – в Приложении Б (таблицы Б.6 – Б.10). Графики зависимостей от чисел Маха и высоты также приведены в Приложении Б (рисунок Б.1).

Таблица 4 –Коэффициент сопротивления давления ЛА и коэффициента продольной силы ЛА при нулевом угле атаки при H = 10 км

М_∞
0, 1	0, 0725	0, 0831	0, 156
0, 3	0, 0620	0, 0886	0, 151
0, 5	0, 0574	0, 0912	0, 149
0, 7	0, 0542	0, 1329	0, 187
0, 9	0, 0514	0, 1940	0, 245
1, 0	0, 0502	0, 2147	0, 265
1, 1	0, 0490	0, 2253	0, 274
1, 3	0, 0466	0, 2563	0, 303
1, 5	0, 0444	0, 2972	0, 342
2, 0	0, 0392	0, 2190	0, 258
2, 5	0, 0346	0, 2004	0, 235
3, 0	0, 0305	0, 1916	0, 222
3, 5	0, 0269	0, 1826	0, 210
4, 0	0, 0239	0, 1834	0, 207
4, 5	0, 0213	0, 1842	0, 206
5, 0	0, 0191	0, 1849	0, 204

РАСЧЁТ ПРОИЗВОДНОЙ КОЭФФИЦИЕНТА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ НОРМАЛЬНОЙ СИЛЫ ЛА ПО УГЛУ АТАКИ

4.1 Расчет производной коэффициента нормальной силы
изолированного корпуса по углу атаки

Производная коэффициента нормальной силы изолированного корпуса по углу атаки для носовой части в виде конуса с цилиндром определяется по рисунку 20 [2, c. 36]

Производная коэффициента нормальной силы изолированного корпуса по углу атаки для переходной части корпуса определится следующим образом:

(13)

Производные с^α_{у н}' и с^α_{у н}" определяются по рисункам 20 и 21 [2, с. 34], для носовой части в виде продленного конуса с примыкающим к нему цилиндром и достроенного псевдоконуса без цилиндра.

При М_∞ = 0, 1 по формуле (13) получено следующее значение:

Производная коэффициента нормальной силы изолированного корпуса

по углу атаки вычисляется по формуле:

(14)

При М_∞ = 0, 1 по формуле (14) получено следующее значение:

Таблица 5 – Производная коэффициента нормальной силы изолированного корпуса по углу атаки

М_∞	, 1/град	, 1/град	, 1/град	, 1/град	, 1/град
0, 1	0, 0165	0, 0283	0, 0335	0, 0377	0, 038
0, 3	0, 0165	0, 0283	0, 0335	0, 0377	0, 038
0, 5	0, 0166	0, 0285	0, 0338	0, 0380	0, 038
0, 7	0, 0166	0, 0286	0, 0339	0, 0381	0, 038
0, 9	0, 0178	0, 0306	0, 0362	0, 0408	0, 041
1, 0	0, 0197	0, 0338	0, 0400	0, 0450	0, 045
1, 1	0, 0208	0, 0358	0, 0424	0, 0477	0, 048
1, 3	0, 0223	0, 0384	0, 0455	0, 0512	0, 051
1, 5	0, 0228	0, 0392	0, 0465	0, 0523	0, 052
2, 0	0, 0240	0, 0413	0, 0489	0, 0550	0, 055
2, 5	0, 0247	0, 0424	0, 0503	0, 0565	0, 057
3, 0	0, 0250	0, 0430	0, 0510	0, 0573	0, 057
3, 5	0, 0254	0, 0436	0, 0516	0, 0581	0, 058
4, 0	0, 0257	0, 0442	0, 0523	0, 0589	0, 059
4, 5	0, 0260	0, 0447	0, 0530	0, 0596	0, 060
5, 0	0, 0262	0, 0450	0, 0533	0, 0600	0, 060

Производная коэффициента нормальной силы ЛА по углу атаки

Производная коэффициента нормальной силы ЛА по углу атаки определяется по формуле

(15)

При М_∞ = 0, 1 по формуле (15) получено следующее значение :

График зависимости производной коэффициента нормальной силы ЛА по углу атаки от числа Маха представлен на рисунке 6.

4.3 Расчет производной коэффициента аэродинамической
подъемной силы ЛА по углу атаки

Коэффициент лобового сопротивления при нулевом угле атаки и производная коэффициента нормальной силы ЛА по углу атаки позволяют определить продольную X и нормальную Y силы, действующие на летательный аппарат (рисунок 3):

(16)

Скоростной напор вычисляется по формуле

(17)

где ρ – плотность воздуха на заданной высоте, определяемая по таблице стандартной атмосферы, кг/м³ [2, с. 62].

Рисунок 5 – Состав действующих на аппарат аэродинамических сил

При нулевом угле скольжения β = 0 подъёмная сила выражается через нормальную и продольную силы:

Для малых углов атаки sin α ≈ α и cos α ≈ 1 это выражение примет вид:

где α – угол атаки, выраженный в рад.

Представляя подъёмную силу Y_a через производную коэффициента подъёмной силы по углу атаки

(18)

с учетом (17) производная коэффициента подъёмной силы , имеющая размерность 1/град, будет определяться по формуле:

(19)

При М_∞ = 0, 1 и Н = 10 км по формуле (19) получено следующее значение :

Таблица 6 –Производная коэффициента подъёмной силы ЛА по углу атаки при Н = 10 км

М_∞	, 1/град		, 1/град
0, 1	0, 0377	0, 1556	0, 035
0, 3	0, 0377	0, 1507	0, 035
0, 5	0, 0380	0, 1486	0, 035
0, 7	0, 0381	0, 1871	0, 035
0, 9	0, 0408	0, 2454	0, 036
1, 0	0, 0450	0, 2648	0, 040
1, 1	0, 0477	0, 2742	0, 043
1, 3	0, 0512	0, 3029	0, 046
1, 5	0, 0523	0, 3416	0, 046
2, 0	0, 0550	0, 2583	0, 050
2, 5	0, 0565	0, 2350	0, 052
3, 0	0, 0573	0, 2221	0, 053
3, 5	0, 0581	0, 2095	0, 054
4, 0	0, 0589	0, 2074	0, 055
4, 5	0, 0596	0, 2055	0, 056
5, 0	0, 0600	0, 2040	0, 056

Расчетные данные для производной коэффициента подъёмной силы ЛА по углу атаки и график зависимости коэффициента подъёмной силы ЛА от числа Маха при Н = 0, 20, 30, 40, 60 км представлены в Приложении В (таблица В.1, рисунок В.1). График зависимости коэффициента подъёмной силы ЛА от числа Маха при Н = 10 км представлен на рисунке 6.

⇐ Предыдущая 1 2 345 6 Следующая ⇒