Расчет аэродинамических характеристик маневренного летательного аппарата

Размещено на http://www.allbest.ru/

СОДЕРЖАНИЕ

Введение

1. Выбор размеров частей летательного аппарата

1.1 Фюзеляж

1.2 Крыло

1.3 Центр тяжести

2. Расчёт коэффициента нормальной силы ЛА

2.1 Коэффициент нормальной силы корпуса

2.2 Коэффициент нормальной силы в центре давления изолированных несущих поверхностей

2.3 Коэффициент нормальной силы несущих поверхностей с неотклонёнными органами управления

2.4 Коэффициенты нормальной силы несущих поверхностей с отклоненными

рулями

3. Расчёт коэффициента осевой силы ЛА

3.1 Профильное сопротивление

3.2 Донное сопротивление корпусов и крыльев

3.3 Волновое сопротивление несущих поверхностей

3.4 Расчет коэффициентов , и аэродинамического качества

4. Расчёт коэффициента момента тангажа

Заключение

Библиографический список

Приложение А

Приложение Б

ВВЕДЕНИЕ

Целью курсовой работы является расчет стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик, оценка устойчивости и управляемости в горизонтальном полете при заданной поперечной нагрузке, на основании которых можно заключить о пригодности рассчитываемого ЛА.

Задачи:

1)выбрать размеры частей ЛА;

2)рассчитать при заданном числе М зависимости аэродинамических коэффициентов сопротивления, нормальной силы и момента тангажа от углов атаки и углов отклонения рулей;

3)на основании расчетов построить графики зависимостей СХo= f(M), CУa = f(б, д), СХa=f(б, д), К=f(б, д), СУa=f(CХa), mz=f(б, д), с помощью которых определить балансировочный угол атаки, запас продольной статической устойчивости при балансировке, определить балансировочное значение аэродинамического качества.



1. ВЫБОР РАЗМЕРОВ ЧАСТЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

1.1 Фюзеляж

Габаритные размеры корпуса ЛА можно определить исходя из его массы и среднего удельного веса конструкции, которую в первом приближении можно взять в пределах Н/м3 [1].

Вес тела определяется по формуле:

, (1.1)

из которой можно определить объем ЛА через его массу и удельный вес:

. (1.2)

Полагая, что корпус вписывается в некоторый цилиндр, у которого длина и диаметр совпадают с длиной lф и диаметром миделя dм корпуса, можно записать следующее соотношение:

. (1.3)

Кроме того, исходя из образа прототипа ЛА, следует задаться удлинением корпуса:

. (1.4)



Решим совместно уравнения (1.3) и (1.4), для получения значений и .

, (1.5)

. (1.6)

Для свехзвуковых ЛА [2]. Соответственно удлинение каждой части берется в определенных пределах в соответствии со статистическими данными. Для от 2 до 3 а для от 1.5 до 1.8 [1].

Рассчитаем длины и удлинение частей фюзеляжа:

, (1.7)

, (1.8)

, (1.9)

, (1.10)

. (1.11)

Определим диаметр сечения фюзеляжа по формуле [3]:

. (1.12)

Выбранные и рассчитанные параметры сведем в таблицу 1.1.

Таблица 1.1 - Выбранные и рассчитанные параметры фюзеляжа

Н/м3		, м				, м	, м	, м	, м	, м
1	10	0,525	2,5	1,6	5,9	5,25	1,313	0,84	3,097	0,2625

Длины частей фюзеляжа, диаметр миделя и диаметр сечения фюзеляжа указаны на рисунке 1.

Рисунок 1 - Длины частей фюзеляжа, диаметр миделя и диаметр сечения фюзеляжа

1.2 Крыло

Площадь крыла следует выбирать из условия получения располагаемой поперечной перегрузки ЛА на заданной высоте полета, т. е.

, (1.13)

где G - вес ЛА;

- плотность стандартной атмосферы;

- поперечная перегрузка;

- коэффициент подъёмной силы;

- скорость;

- площадь крыла.

Значение плотности и значение скорости звука для заданной высоты полета Н определили по графику, представленному на рисунке 2.

Скорость определяется через значения числа Маха и скорости звука:

, (1.14)

где М - число Маха.

Рисунок 2 - Зависимости скорости звука, кинематического коэффициента вязкости и плотности воздуха от высоты [1]

Коэффициент подъёмной силы крыла для плоских крыльев простой формы в плане обычно не превышает значения . Таким образом, площадь крыла:

. (1.15)

После того как площадь крыла выбрана, крылу следует придать определенную форму, т.е. определить его размах, удлинение, сужение, углы стреловидности кромок, выбрать форму профиля. Эта задача решается на основе знаний теоретического курса аэродинамики с учетом, в первую очередь, заданного числа М полета, так как формы дозвуковых и сверхзвуковых крыльев существенно различаются.

Размах крыла рассчитывается по следующей формуле:

, (1.16)



где - удлинение крыла.

По статистике для сверхзвуковых ЛА удлинение крыла меняется от 1,5 до 3 [2].

Таблица 1.2 - Выбранные и рассчитанные параметры крыла

кг/м3		,		, м2		, м
0,09	295	590	1	5,08	2	3,56

Основные геометрические параметры крыла представлены на рисунке 3.

Рисунок 3 - Геометрические параметры стреловидного крыла ЛА [4]

Угол возмущения определим по формуле [4]:

. (1.17)

Угол стреловидности должен превосходить угол возмущения при сверхзвуковых скоростях, при этом у сверхзвуковых ЛА он колеблется в диапазоне 40…60, подберём его в соответствии с условиями.

При этом угол возмущения должен быть меньше угла стреловидности передней кромки крыла , чтобы поверхность возмущения не совпадала с передней кромкой крыла, которую в данном случае называют сверхзвуковой. Взаимодействие верхнего и нижнего течений около крыла через эту кромку полностью прекращается [4].

Из треугольника, представленного на рисунке 3 определим:

. (1.18)

Для нахождения величины воспользуемся формулой площади крыла:

, (1.19)

. (1.20)

Для нахождения воспользуемся формулой:

. (1.21)

Сужение крыла:

. (1.22)

Обратное сужение крыла:

. (1.23)

Выбранные и рассчитанные параметры сведем в таблицу 1.3.



Таблица 1.3 - Выбранные и рассчитанные параметры крыла

, град	, град	, град	, м	, м	, м
30	45	45	1,78	0,54	2,32	4,3	0,23

1.4 Центр тяжести

Поскольку в данной курсовой работе не требуется определение внутренней компоновки корпуса и крыльев, то допускается произвольно задавать положение центра масс в пределах от до . Выберем получим м. На основании полученных данных геометрических размеров частей построим схему летательного аппарата в масштабе. Схема приведена в приложении А.

2. РАСЧЕТ КОЭФФИЦИЕНТА НОРМАЛЬНОЙ СИЛЫ ЛА

Нормальную силу ЛА обычно предоставляют в виде суммы нормальных сил изолированного корпуса, передних несущих поверхностей с учетом их взаимной интерференции с корпусом и задних несущих поверхностей с учетом интерференции между ними, корпусом и передними несущими поверхностями:

. (2.1)

При расчетах схемы «бесхвостка» в данной и последующих формулах учитывать только одни несущие поверхности. В данном случае рассматриваем только передние несущие поверхности. Поэтому формула (2.1) примет вид:

, (2.2)

, (2.3)

, (2.4)

, (2.5)

, (2.6)

где - площадь консолей;

- площадь консолей крыла с подфюзеляжной частью.

После деления членов уравнения (2.2) на получаем выражение, связывающее коэффициент нормальной силы ЛА с соответствующими коэффициентами его частей:

. (2.7)

Коэффициент торможения потока .представляет собой отношение скоростных напоров в районе расположения задней несущей поверхности к скоростному напору набегающего потока.

2.1 Коэффициент нормальной силы корпуса

Коэффициент нормальной силы корпуса, имеющего форму тела вращения, рассчитывается по следующей формуле:

. (2.8)

Производная коэффициента нормальной силы корпуса записывается в виде суммы соответствующих коэффициентов носовой и кормовой частей:

летательный несущий волновой

. (2.9)

Так как носовая часть выбрана без затупления то для нахождения необходимо воспользоваться рисунком 2.1 или 2.2 в зависимости от формы носовой части [1].

Производная коэффициента нормальной силы кормовой части тела вращения:

. (2.10)

Эмпирический коэффициент определяется по графику рисунок 2.4 [1].

Коэффициент сопротивления и имперический коэффициент , определяются по рисунку 2.5 [1] в зависимости от чисел:



(2.11)

, (2.12)

где - кинематический коэффициент вязкости, определяемый по рисунку 2 исходя из значения высоты полета.

Площадь боковой поверхности определяется:

. (2.13)

Выбранные и рассчитанные параметры сведем в таблицы 2.1 и 2.2.

Таблица 2.1 - Выбранные и рассчитанные параметры корпуса

							, м2/с	, м2
1	0,7	2	3	0,2	-0,3	2,7	1,5?10-4	2,3	0,7

Таблица 2.2 - Коэффициент нормальной силы корпуса

, град.
0	0	1	0	0	0	0
5	0,087	0,996	0,174	1,8?105	0,51	0,263
10	0,173	0,985	0,346	3,6?105	0,70	0,615
15	0,259	0,966	0,518	5,3?105	1,00	1,173
20	0,342	0,940	0,684	7,1?105	1,35	2,039
25	0,423	0,906	0,846	8,7?105	1,42	2,919
30	0,500	0,866	1,000	10,3?105	1,43	3,820
35	0,574	0,819	1,148	11,9?105	1,41	4,714
40	0,643	0,766	1,286	13,3?105	1,40	5,621
45	0,707	0,707	1,414	14,6?105	1,39	6,501
50	0,766	0,643	1,532	15,8?105	1,37	7,290

Сила, обусловленная безотрывным обтеканием носовой и цилиндрических частей тела, приложена в точке с координатой . При дозвуковых скоростях это расстояние практически совпадает с расстоянием до точки приложения нормальной силы изолированной носовой части и может быть определено для конической носовой части [1]:

. (2.14)

С переходом в область сверхзвуковых скоростей точка приложения суммарной нормальной силы носовой и цилиндрической частей отодвигается назад на (рисунок 2.6) из-за появления дополнительной силы на цилиндрической части тела [1].

В этом случае:

. (2.15)

Расстояние от передней точки тела до точки приложения нормальной силы кормы определяется формулой теории тонкого тела:

, (2.16)

где - объем кормовой части, для усеченного конуса:

, (2.17)

где - длина кормы;

- диаметр донного среза;

- диаметр миделя тела.

Сила, обусловленная вязким поперечным обтеканием тела, приложена в центре проекции тела вращения. Расстояние до этой точки , выраженное в долях длины тела вращения , может быть подсчитано по формуле:

. (2.18)

Выбранные и рассчитанные параметры сведем в таблицу 2.3.

Таблица 2.3 - Выбранные и рассчитанные параметры корпуса

, м					, м	, м
0,952	0,7	2	0,4	0,525	1,477	4,8	0,5

2.2 Коэффициент нормальной силы в центре давления изолированных несущих поверхностей

Коэффициент нормальной силы изолированного крыла:

, (2.19)

где - компонент коэффициента нормальной силы, обусловленной безотрывным обтеканием крыла;

- компонент коэффициента нормальной сил, обусловленный отрывом потоками вихрями над верхней поверхностью крыла;

- производная от коэффициента нормальной силы данного крыла по углу атаки при ;

А - эмпирический коэффициент, учитывающий прирост нормальной силы крыла при больших докритических углах атаки из - за разрежения под вихрями над верхней поверхностью крыла;

- коэффициент сопротивления крыла, установленного поперек потока.

(2.20)

Значения коэффициентов , , берутся из графиков на рисунках 2.7 - 2.12 [1] в зависимости от формы крыла и числа Маха. Считается, что эти коэффициенты не зависят от взаимной интерференции крыла с корпусом. Относительную толщину профиля крыла принять равной 0,05. Критический угол атаки определяется по рисунку 2.13.

Выбранные и рассчитанные параметры сведем в таблицу 2.4.

Таблица 2.4 - Выбранные и рассчитанные параметры корпуса

								, град.
3,5	2	0,05	1	0,925	1,85	0,5	1,66	45

По формуле 2.19 подсчитаем коэффициент в диапазоне углов атаки . При этот коэффициент подсчитывается по следующей формуле:

, (2.21)

. (2.22)

Расчеты сведем в таблицу 2.5.



Таблица 2.5 - Коэффициент нормальной силы изолированного крыла

, град.			о
0	0	1	1	0,500	0
5	0,087	0,996	1	0,507	0,164
10	0,173	0,985	1	0,528	0,331
15	0,259	0,966	1	0,562	0,501
20	0,342	0,940	1	0,609	0,666
25	0,423	0,906	1	0,669	0,829
30	0,500	0,866	1	0,740	0,986
35	0,574	0,819	1	0,822	1,140
40	0,643	0,766	1	0,911	1,288
45	0,707	0,707	1	1,006	1,428
50	0,766	0,643	0,5	1,107	1,561

Найдем с помощью графиков 2.14-2.17 [1] расстояние от начала САХ до точки приложения силы, обуславливаемой безотрывным обтеканием крыла и определяемой коэффициентом .

Длина САХ и расстояние между передними точками осевой хорды и САХ для крыльев простой формы в плане и прямолинейными кромками:

, (2.23)

, (2.24)

где Sкр, lкр, з, - соответственно площадь, размах, сужение крыла и угол стреловидности передней кромки крыла.

Рассчитанные параметры сведем в таблицу 2.6.

Таблица 2.6 - Результаты расчета расстояния

, м	, м			, м
0,291	0,705	3,5	2	0,48



Найдем расстояние - это расстояние до точки приложения компонента нормальной силы в центре площади крыла.

, (2.25)

, (2.26)

, (2.27)

, (2.28)

. (2.29)

Рассчитанные параметры сведем в таблицу 2.7.

Таблица 2.7 - Результаты расчета расстояния

, м2	, м2	, м2	, м
1,584	0,961	2,545	1,143

2.3 Коэффициент нормальной силы несущих поверхностей с неотклонёнными органами управления д = 0?

Предполагается, что на корпусе расположены четыре консоли расположенные по схеме «плюс». С учетом интерференции между корпусом и крылом коэффициент нормальной силы несущих поверхностей рассчитывается по формуле:

, (2.30)

где - коэффициент нормальной силы консолей крыла с учетом влияния корпуса;

- коэффициент нормальной силы, возникающей из - за интерференции на участке корпуса, примыкающего к крылу, со средним d.

При установке крыла на теле вращения между ними возникает аэродинамическая интерференция, приводящая к увеличению нормальной силы консолей крыла и корпуса.

Формула для расчета коэффициента нормальной силы консолей крыла с учетом влияния корпуса, получена в с учетом: перевода угла атаки на средний угол ; коэффициентом, учитывающим уменьшения влияния интерференции на несущие свойства консолей крыльев и корпуса, наблюдаемое при сверхзвуковых скоростях; значения угла ш для схем «плюс» и «икс».

, (2.31)

. (2.32)

Коэффициент о выбирается согласно условию (2.22). Коэффициент определяется по рисунку 2.18 пособия [1].

Коэффициент нормальной силы, возникающей из - за интерференции на участке корпуса, примыкающего к крылу определяется по формуле:

. (2.33)

В этой формуле коэффициент интерференции корпуса можно принять независимым от углов атаки и равным его значению, полученному в теории тонкого тела:

, (2.34)

kк - коэффициент интерференции крыла определяется по рисунку 2.19 пособия [1].

Таблица 2.8 - Выбранные и рассчитанные параметры

0,8	2,31	1,12	0,197	1

Результаты расчётов коэффициента нормальной силы несущих поверхностей с неотклонёнными органами управления занесём в таблицу 2.9.

Таблица 2.9 - Коэффициент нормальной силы передних несущих поверхностей с неотклонёнными органами управления (д = 0?)

, град.	, град.		о
0	0	0,500	1	0,000	0,000	0,000
5	6	0,507	1	0,197	0,032	0,229
10	11	0,528	1	0,214	0,062	0,277
15	17	0,562	1	0,556	0,091	0,647
20	23	0,609	1	0,741	0,117	0,858
25	28	0,669	1	0,891	0,139	1,030
30	33	0,740	1	1,040	0,158	1,198
35	39	0,822	1	1,189	0,171	1,360
40	44	0,911	1	1,321	0,179	1,501
45	49	1,006	1	1,446	0,182	1,628
50	54	1,107	0,5	1,125	0,179	1,305

2.4 Коэффициенты нормальной силы несущих поверхностей с отклоненными рулями

Коэффициент нормальной силы несущих поверхностей с отклоненными рулями с учетом интерференции между корпусом и крылом рассчитывается по формуле (2.30). Отклонение рулей на угол д=15? изменяет нормальную силу несущей поверхности. Отклонение органов управления на угол д эквивалентно изменению угла установки несущей поверхности.

В результате угол атаки консолей крыла равен:

, (2.35)

где n - коэффициента относительной эффективности рулей;

- коэффициент интерференции отклонённых консолей крыла с корпусом (рисунок 2.21 [1]).

Коэффициент нормальной к оси корпуса силы консолей, отклоненных на угол, представлен в виде суммы коэффициентов потенциальной силы и силы, обусловленной отрывом потока от верхней поверхности консолей:

. (2.36)

В нашем случае запишется в виде:

, (2.37)

, (2.38)

. (2.39)

Расчет коэффициента относительной эффективности рулей n, расположенный вдоль задней кромки при сверхзвуковой скорости определяем по формулам:



, (2.40)

где - производная от коэффициента нормальной силы изолированного руля;

- площадь рулей, как правило ;

- площадь консолей вместе с рулями;

- угол стреловидности оси вращения руля;

- коэффициент, учитывающий влияние щели между консолями и рулем на интерференцию корпуса и консоли, равен 0,8…0,85 при М? < Мкр или 0,95…1 при М? > 1,4;

- поправочный коэффициент, учитывающий влияние стабилизатора на несущие свойства руля.

, (2.41)

где , - коэффициенты, определяющие давление на поверхности профиля по теории второго приближения (рисунок 2.24[1]);

, - относительная толщина и хорда руля, , .

Таблица 2.10 - Выбранные и рассчитанные параметры

		, м2	, м2								n
0,96	2,31	1,016	10,16	45?	0,95	1,25	1,5	0,05	0,16	0,67	0,045

Коэффициент нормальной силы, возникающей на корпусе из - за интерференции с крыльями определяется формулой:



, (2.42)

где (т.к. схема «плюс»), .

Результаты расчетов коэффициента нормальной силы несущих поверхностей с отклоненными рулями на угол с учетом интерференции между корпусом и крылом сведём, соответственно, в таблицу 2.11 .

Таблица 2.11 - Коэффициент нормальной силы передних несущих поверхностей с отклонёнными органами управления

, град.	, град.	, град.		о
0	0	1	0,500	1	0,039	0	0,031	-0,018	0,013
5	6	7	0,507	1	0,280	0,006	0,229	0,014	0,243
10	11	12	0,528	1	0,469	0,023	0,394	0,044	0,438
15	17	18	0,562	1	0,678	0,053	0,585	0,073	0,658
20	23	24	0,609	1	0,858	0,099	0,766	0,099	0,865
25	28	29	0,669	1	0,979	0,163	0,914	0,122	1,036
30	33	34	0,740	1	1,069	0,252	1,056	0,140	1,196
35	39	40	0,822	1	1,137	0,366	1,202	0,153	1,355
40	44	45	0,911	1	1,153	0,506	1,328	0,162	1,490
45	49	50	1,006	1	1,137	0,673	1,448	0,164	1,612
50	54	55	1,107	0,5	0,543	0,867	1,128	0,162	1,290



3 .РАСЧЕТ КОЭФФИЦИЕНТА ОСЕВОЙ СИЛЫ ЛА

Коэффициент осевой силы включает две части - коэффициент сопротивления при нулевой нормальной силе и коэффициент, зависящий от нормальной силы и, соответственно, от угла атаки.

, (3.1)

где - коэффициент сопротивления при нулевой нормальной силе;

- коэффициент подсасывающей силы, возникающий при небольших углах атаки.

Коэффициент сопротивления ЛА простой формы при нулевой нормальной силе обычно подсчитывается в виде суммы коэффициентов отдельных частей.

, (3.2)

где - площадь несущей поверхности;

S - площадь проекции двух консолей крыльев вместе с подфюзеляжной частью.

Коэффициент включат в себя компоненты профильного сопротивления , волнового сопротивления и донного сопротивления .

. (3.3)



3.1 Профильное сопротивление

Известно, что под влиянием вязкости происходит вытеснение линий тока от поверхности обтекаемых тел, в результате чего тело как бы утолщается, особенно в своей хвостовой части. Изменение формы тела вызывает изменение картины давления в кормовой части и на донном срезе. В результате появляется дополнительное сопротивление давления, которое в сумме с силой трения составляют профильное сопротивление тел . Для коэффициентов этих сил можно записать следующее соотношение:

. (3.4)

Важнейшей частью профильного сопротивления является сопротивление трения. Коэффициент трения любой части ЛА:

, (3.5)

где - коэффициент трения плоской пластины;

- поправочный коэффициент, учитывающий влияние формы и толщины обтекаемого тела на трение по сравнению с трением плоской пластины;

- площадь омываемой поверхности рассматриваемой части ЛА;

- характерная площадь этой части.

Для плоского изолированного крыла =2, для тела вращения (корпуса) .

Поправочный коэффициент рассчитывается по формулам:

- для крыла:



, (3.6)

- для корпуса:

. (3.7)

Относительная толщина профиля .

Коэффициент трения плоской пластины для смешанного сжимаемого пограничного слоя плоской пластины:

, (3.8)

, (3.9)

, (3.10)

. (3.11)

Безразмерное расстояние от носка пластины до точки перехода ламинарного слоя в турбулентный определяется через критическое число Рейнольдса:

, (3.12)

. (3.13)

Здесь кинематический коэффициент вязкости определяется для заданной высоты полёта по графику на рисунке 1. В качестве характерного линейного размера L при расчёте числа Рейнольдса для корпуса берется его длина , а для крыла - средняя хорда . Критическое число Рейнольдса определяется по графику представленному на рисунке 3.1 [1].

Для корпуса уравнение (3.8) примет вид:

. (3.14)

Результаты вычислений коэффициентов трения корпуса и крыла ЛА занесём в таблицы 3.1 - 3.3.

Таблица 3.1 - Выбранные и рассчитанные параметры

, м2/с	()корп			()кр
1,5?10-4	3,6	1,115	1,15	2

Таблица 3.2 - Коэффициент трения для корпуса

			Re, 105
0,4	118	1,007	41,30	0,0035	0,0035	0,0140
0,6	177	1,016	61,95	0,0032	0,0032	0,0128
0,8	236	1,028	82,60	0,0031	0,0030	0,0119
1,0	295	1,044	103,25	0,0029	0,0028	0,0113
1,2	354	1,063	123,90	0,0028	0,0027	0,0107
1,5	443	1,098	154,88	0,0027	0,0025	0,0099
1,8	531	1,139	185,85	0,0026	0,0023	0,0092
2,0	590	1,171	206,50	0,0025	0,0022	0,0087
3,0	885	1,368	309,75	0,0023	0,0017	0,0069

Таблица 3.3 - Коэффициент трения для крыла

		Re, 105	Reкр, 105
0,4	118	11,2	4,0	3,6	2,1?10-4	22?10-4	0,0046	-0,0025	-0,0058
0,6	177	16,9	4,0	2,4	2,1 10-4	22?10-4	0,0042	-0,0006	-0,0013
0,8	236	22,5	4,0	1,8	2,1?10-4	22?10-4	0,0040	0,0004	0,0010
1,0	295	28,1	3,8	1,4	2,1?10-4	23?10-4	0,0038	0,0008	0,0019
1,2	354	33,7	3,7	1,1	2,1?10-4	23?10-4	0,0037	0,0013	0,0031
1,5	443	42,2	3,6	0,9	2,2?10-4	23?10-4	0,0035	0,0015	0,0034
1,8	531	50,6	3,4	0,7	2,2?10-4	23?10-4	0,0034	0,0017	0,0040
2,0	590	56,2	3,2	0,6	2,3?10-4	23?10-4	0,0033	0,0018	0,0041
3,0	885	84,4	3,0	0,4	2,4?10-4	24?10-4	0,0030	0,0016	0,0036

Вытеснение линий тока от поверхности обтекаемых тел под влиянием вязкости на толщину вытеснения :

, (3.15)

где - расстояние вдоль тела, отсчитываемого от его передней точки;

- местное число Рейнольдса.

Учитываем, что для корпуса , для консолей крыла , для оперения . Для расчета коэффициента дополнительного профильного сопротивления крыла используется эмпирическую формулу:

, (3.16)

где - относительная толщина вытеснения;

- коэффициент донного сопротивления, определяемый в соответствии с рисунком 3.2 [1].

Расчет коэффициента дополнительного профильного сопротивления кормовой части тел вращения проводится по следующей формуле:

, (3.17)



где - угол наклона прямой линии, стягивающей крайние точки образующей кормовой части тела вращения. В данном случае .

Результаты вычислений сведём в таблицы 3.4 - 3.5.

Таблица 3.4 - Коэффициент дополнительного профильного сопротивления кормовой части тел вращения

0,4	41,3?105	0,014	0,12	0,010	0,00056
0,6	61,9?105	0,014	0,12	0,010	0,00057
0,8	82,6?105	0,014	0,12	0,010	0,00059
1,0	103,3?105	0,015	0,18	0,010	0,00092
1,2	123,9?105	0,016	0,20	0,011	0,00108
1,5	154,9?105	0,017	0,20	0,012	0,00118
1,8	185,9?105	0,019	0,17	0,013	0,00110
2,0	206,5?105	0,020	0,16	0,014	0,00110
3,0	309,8?105	0,027	0,10	0,019	0,00094

Таблица 3.5 - Коэффициент дополнительного профильного сопротивления крыла

0,4	11,2?105	0,005	0,12	0,0034	0,00081
0,6	16,9?105	0,005	0,12	0,0034	0,00081
0,8	22,5?105	0,005	0,12	0,0035	0,00084
1,0	28,1?105	0,005	0,18	0,0037	0,00132
1,2	33,7?105	0,006	0,20	0,0039	0,00155
1,5	42,2?105	0,006	0,20	0,0042	0,00169
1,8	50,6?105	0,007	0,17	0,0046	0,00157
2,0	56,2?105	0,007	0,16	0,0049	0,00157
3,0	84,4?105	0,010	0,10	0,0067	0,00133

Проведем расчет профильного сопротивления , результаты занесем в таблицу 3.6.

Таблица 3.6 - Коэффициент профильного сопротивления корпуса и крыла

0,4	0,0140	0,000564	0,014564	-0,0058	0,00081	-0,0050
0,6	0,0128	0,000568	0,013368	-0,0013	0,00081	-0,0005
0,8	0,0119	0,000587	0,012487	0,0010	0,00084	0,0018
1,0	0,0113	0,000921	0,012221	0,0019	0,00132	0,0033
1,2	0,0107	0,001079	0,011779	0,0031	0,00155	0,0046
1,5	0,0099	0,001179	0,011079	0,0034	0,00169	0,0051
1,8	0,0092	0,001099	0,010299	0,0040	0,00157	0,0055
2,0	0,0087	0,001102	0,009802	0,0041	0,00157	0,0056
3,0	0,0069	0,000939	0,007839	0,0036	0,00133	0,0050

3.2 Донное сопротивление корпусов и крыльев

Донное сопротивление возникает в полёте из - за разряжения воздуха за донным срезом. Величина разряжения зависит от числа Маха, от формы тела и характера течения в пограничном слое перед донным срезом.

Экспериментальные данные показывают, что донное давление имеет постоянное значение по всему донному срезу. Поэтому коэффициент донного сопротивления выражается через коэффициент донного давления в виде:

, (3.18)

где - коэффициент донного давления при полностью турбулентном пограничном слое над донным срезом, определяется по графику, изображенному на рисунке 3.2 [1].

- площадь донного среза;

- характерная площадь (для крыла - площадь двух консолей, для тела вращения - площадь миделя);

- коэффициент, который учитывает влияние на донное разряжение сужения тела перед донным срезом, определяется по графику, изображенному на рисунке 3.3 [1].

Результаты вычислений донного сопротивления сведём в таблицы 3.7-3.8.

Таблица 3.7 - Выбранные и рассчитанные параметры

0,5	0,625	0,36	0,054

Таблица 3.8 - Коэффициент донного сопротивления

0,4	0,12	0,0108	0,000230
0,6	0,12	0,0108	0,000230
0,8	0,12	0,0108	0,000230
1,0	0,18	0,0162	0,000344
1,2	0,20	0,0180	0,000383
1,5	0,20	0,0180	0,000383
1,8	0,17	0,0153	0,000325
2,0	0,16	0,0144	0,000306
3,0	0,10	0,0090	0,000191

3.3 Волновое сопротивление несущих поверхностей

При переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полёта сопротивление любого ЛА резко возрастает. Рост коэффициента сопротивления начинается при достижении критического числа Маха.

Коэффициент волнового сопротивления крыла простой формы определяется формулой:

, (3.19)

где - коэффициент волнового сопротивления рассматриваемого крыла с ромбовидном профилем, выбирается по графикам, изображенным на рисунках 3.4-3.6 [1];

, - коэффициенты, учитывающие влияние формы профиля на волновое сопротивление крыла конечного размаха, выбираются: по графику на рисунке 3.7 [1], - по таблице 3.1 [1].

Результаты вычислений для крыла занесём в таблицу 3.9.

Таблица 3.9 - Коэффициент волнового сопротивления для крыла

M
0,4	-	-	-	-
0,6	-	-	-	-
0,8	-	-	-	-
1,0	0	0,0050	0	0,0050
1,2	1,33	0,0075	0,18	0,0079
1,5	2,24	0,0075	0,35	0,0084
1,8	2,99	0,0060	0,51	0,0070
2,0	3,46	0,0052	0,60	0,0062
3,0	5,66	0,0032	0,90	0,0042

(3.20)

Волновое сопротивление корпуса при нулевом угле атаки реализуется на его носовой и кормовой частях. Цилиндрическая часть корпуса не создает волнового сопротивления, так как результирующая сила давления перпендикулярна к оси и скорости набегающего потока.

Коэффициент волнового сопротивления корпуса определяется по формуле:

. (3.21)

Коэффициенты и определяются в соответствии с графиками на рисунках 3.8 и 3.12 соответственно[1].

Результаты вычислений занесём в таблицу 3.10.

Таблица 3.10 - Коэффициент волнового сопротивления корпуса

M
0,4	-	-	-	-	-
0,6	-	-	-	-	-
0,8	-	-	-	-	-
1,0	-	0	2,50	0,245	0,245
1,2	0,18	0,208	1,40	0,137	0,317
1,5	0,24	0,350	1,00	0,098	0,338
1,8	0,22	0,468	0,90	0,088	0,308
2,0	0,20	0,542	0,76	0,075	0,275
3,0	0,18	0,885	0,80	0,078	0,258

3.4 Расчет коэффициентов , и аэродинамического качества

На основании полученных выше данных произведем расчет коэффициента сопротивления при нулевой нормальной силе при нулевом угле атаки для отдельных частей ЛА согласно формуле (3.3).

Результаты расчётов занесём в таблицу 3.11.

Таблица 3.11 - Коэффициент сопротивления при нулевой нормальной силе для отдельных частей ЛА

	корп	кр	корп	кр	корп	кр	корп	кр
0,4	0,0146	-0,0050	-	-	0,0108	0,000230	0,025	-0,005
0,6	0,0134	-0,0005	-	-	0,0108	0,000230	0,024	0
0,8	0,0125	0,0018	-	-	0,0108	0,000230	0,023	0,002
1,0	0,0122	0,0033	0,245	0,0050	0,0162	0,000344	0,273	0,009
1,2	0,0118	0,0046	0,317	0,0079	0,0180	0,000383	0,347	0,013
1,5	0,0111	0,0051	0,338	0,0084	0,0180	0,000383	0,367	0,014
1,8	0,0103	0,0055	0,308	0,0070	0,0153	0,000325	0,334	0,013
2,0	0,0098	0,0056	0,275	0,0062	0,0144	0,000306	0,299	0,012
3,0	0,0078	0,0050	0,258	0,0042	0,0090	0,000191	0,275	0,009

Произведем расчет коэффициента сопротивления при нулевой нормальной силе при нулевом угле атаки для ЛА согласно формуле (3.2).

Результаты расчётов занесём в таблицу 3.12.

Таблица 3.12 - Коэффициент сопротивления ЛА

0,4	0,00088	-0,00815	-0,008
0,6	0,00084	0	0,001
0,8	0,00081	0,00326	0,004
1,0	0,00098	0,00652	0,025
1,2	0,01215	0,02119	0,035
1,5	0,01285	0,02282	0,037
1,8	0,01169	0,02119	0,035
2,0	0,01047	0,01956	0,032
3,0	0,00963	0,01467	0,026

Произведем расчет коэффициента осевой силы летательного аппарата при не отклоненных и отклоненных органах управления. Результаты расчётов занесём в таблицы 3.13 -3.14.

Таблица 3.13 - Коэффициент осевой силы при

<...

, град.
0	0,030

Подобные документы

• Расчёт характеристик летательного аппарата

  Особенности построения теоретического профиля НЕЖ с помощью конформного отображения Н.Е. Жуковского. Геометрические параметры и сопротивление летательного аппарата. Методика определения сквозных и аэродинамических характеристик летательного аппарата.
  
  курсовая работа [399,0 K], добавлен 19.04.2010
  

• Расчет аэродинамических коэффициентов крылатой ракеты типа Tомагавк

  Вычисление аэродинамических характеристик исследуемой ракеты: подъемная сила, производная коэффициента подъемной силы летательного аппарата, лобовое сопротивление, момент тангажа. Структура системы SolidWorks 2014 Выбор углов атаки и скорости потока.
  
  курсовая работа [1,5 M], добавлен 20.12.2015
  

• Проектирование летательного аппарата класса "поверхность-воздух" с детальной проработкой боевой части

  Определение габаритов корпуса летательного аппарата, площади и габариты крыла, габаритов двигательной установки и топливного заряда, удельной нагрузки на оперение. Компоновка и центровка летательного аппарата. Расчет нагрузок, действующих на корпус.
  
  дипломная работа [1,7 M], добавлен 16.06.2017
  

• Лобовое сопротивление воздуха

  Расчет лобовых сопротивлений несущих элементов, фюзеляжа, мотогондол и подвесных баков летательного аппарата в условиях полностью турбулентного пограничного слоя. Зависимость лобового сопротивления ЛА по углу атаки. Расчет и построение поляры крыла.
  
  курсовая работа [1,9 M], добавлен 03.12.2013
  

• Исследование динамических характеристик управляемого полета летательного аппарата

  Управляемый полет летательного аппарата. Математическое описание продольного движения. Линеаризация движений продольного движения летательного аппарата. Имитационная модель для линеаризованной системы дифференциальных уравнений продольного движения.
  
  курсовая работа [2,5 M], добавлен 04.04.2015
  

• Исследование и проектирование механизма управления рулем летательного аппарата

  Структурный анализ механизма управления рулем летательного аппарата, его размеры. Расчет зависимости для кинематического исследования механизма. Исследование движения механизма под действием сил. Расчет геометрических параметров смещенного зацепления.
  
  курсовая работа [186,3 K], добавлен 30.05.2012
  

• Отсек летательного аппарата класса "Воздух -Воздух"

  Проектировочный расчет фланцевого соединения отсеков корпуса. Силовые приводы аэродинамических органов управления. Конструкция и проектирование рычага механизма управления. Нагрузки, действующие на крыло и на корпус. Расчет деталей штампа на прочность.
  
  курсовая работа [4,1 M], добавлен 29.01.2013
  

• Система автоматического управления легкого маневренного самолета

  Выбор законов управления в канале руля направления. Закон управления рулем высоты при угловой стабилизации. Стабилизация летательного аппарата относительно трех осей. Управление с заданной перегрузкой. Оптимальные передаточные числа автопилота крена.
  
  курсовая работа [2,0 M], добавлен 10.05.2013
  

• Безотказность работы системы кондиционирования летательного аппарата

  Анализ надежности деталей системы кондиционирования параметрическим и непараметрическим методом. Анализ данных эксплуатационных наблюдений за отказами изделий летательного аппарата. Сбор и обработка информации об отказах. Поиск отказов и неисправностей.
  
  контрольная работа [862,5 K], добавлен 30.10.2013
  

• Безотказность невосстанавливаемых изделий летательного аппарата

  Анализ показателей безотказности невосстанавливаемых изделий летательного аппарата параметрическим и непараметрическим методом. Определение показателей надежности изделий. Методы поиска отказов и неисправностей. Сбор и обработка информации об отказах.
  
  контрольная работа [3,8 M], добавлен 30.10.2013
  

• Исследование процессов формирования и передачи аудиоинформации с борта летательного аппарата

  Средства передачи с борта и их характеристики. Методы и алгоритмы повышения разборчивости речи. Свойства речевых сигналов и слуха, влияющие на нее. Анализ акустических шумов в кабине летательного аппарата. Разработка модели формирования "очищенной" речи.
  
  дипломная работа [4,3 M], добавлен 19.03.2015
  

• Разработка виртуальной модели воздушного судна для анализа его свободного возмущенного движения (продольное движение)

  Общие понятия о равновесии, балансировке, устойчивости и управляемости летательного аппарата. Уравнения продольного возмущенного движения. Продольная статическая устойчивость самолета. Анализ сводного возмущенного движения летательного аппарата.
  
  курсовая работа [474,4 K], добавлен 29.10.2013
  

• Исследование аэродинамических характеристик самолета

  Исследование взлетно-посадочных характеристик самолета: определение размеров крыла и углов стреловидности; расчет критического числа Маха, аэродинамического коэффициента лобового сопротивления, подъемной силы. Построение взлётной и посадочной поляр.
  
  курсовая работа [1007,9 K], добавлен 24.10.2012
  

• Моделирование и расчет на прочность и устойчивость элерона

  Расчет элеронов летательного аппарата в среде COSMOS/M. Эквивалентные конечно-элементные модели для поясов и стенок лонжеронов, нервюр и обшивки. Расчет напряженно-деформированного состояния и проектирования с уменьшением затрат труда и времени.
  
  курсовая работа [2,1 M], добавлен 12.03.2012
  

• Авиационная управляемая боевая ракета класса "воздух-поверхность" - "AGM-158 Jassm"

  Разработка системы стабилизации ракеты. Основные геометрические параметры частей летательного аппарата (AGM-158 Jassm). Отладка рулевого привода. Амплитудные, фазовые характеристики. Конструкция испытательного стенда. Проверка и расчет мощности двигателя.
  
  дипломная работа [8,0 M], добавлен 22.04.2015
  

• Анализ состава системы управления и расчет режима разбега и взлета дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов

  Разработка и внедрение программы моделирования системы автоматического управления взлетом самолетного типа для беспилотного летательного аппарата. Обзор и анализ существующих БЛА среднего класса аэродромного базирования, выбор оптимального способа взлета.
  
  дипломная работа [4,9 M], добавлен 07.02.2013
  

• Расчет аэродинамических характеристик самолета Ан-255

  Построение докритической поляры самолета Ан-225. Рекомендуемые значения толщин профилей крыла и оперения. Расчёт полётных характеристик самолёта, построение зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки. Зависимость отвала поляры от числа Маха.
  
  курсовая работа [1,2 M], добавлен 17.06.2015
  

• Моделирование работы системы управления вентильным двигателем приводом несущего винта летательного аппарата типа "квадрокоптер"

  Изучение устройства квадрокоптера. Обзор вентильных двигателей и принципов работы электронных регуляторов хода. Описание основ управления двигателем. Расчет всех сил и моментов приложенных к квадрокоптеру. Формирование контура управления и стабилизации.
  
  курсовая работа [692,2 K], добавлен 19.12.2015
  

• Расчет летных и маневренных характеристик самолета

  Расчет видов лобового сопротивления самолета. Определение максимального коэффициента подъемной силы. Построение поляры самолета. Расчет маневренных характеристик. Определение возможности полета на заданной высоте. Расчет времени экстренного снижения.
  
  контрольная работа [391,7 K], добавлен 25.11.2016
  

• Расчёт прочности элементов конструкции летательного аппарата с использованием ЭВМ

  Описание общих герметических параметров проектируемого крыла. Построение эпюр погонных нагрузок, перерезывающих сил и изгибающих моментов при выборе конструктивно силовой схемы крыла. Определение толщины стенок лонжеронов и силовой расчет системы шасси.
  
  курсовая работа [1,5 M], добавлен 05.09.2015
  

• главная
• рубрики
• по алфавиту
• вернуться в начало страницы
• вернуться к началу текста
• вернуться к подобным работам