Курсовая работа: Расчёт характеристик летательного аппарата

За принимается площадь кольца, заключенного между внешней окружностью донного среза и окружностью среза сопла.

,

м2.

определяется по рисунку 5.8. /1/ в зависимости от числа Маха набегающего потока .

Результаты расчетов по определению коэффициента сопротивления давления летательного аппарата приведены в таблице 5.

Таблица 5

Коэффициент сопротивления давления летательного аппарата

0.1	0,004	0	0,0432	0,04576
0.5	0,02	0	0,0432	0,056
0.9	0,1	0,01	0,0504	0,1244
1	0,24	0,02	0,0684	0,242
1.1	0,275	0,03	0,072	0,278
1.5	0,21	0,025	0,0666	0,226
2	0,18	0,022	0,054	0,1912
3	0,15	0,02	0,0378	0,1538
4	0,14	0,02	0,0252	0,1348

2.5 Расчет коэффициента продольной силы при нулевом угле атаки

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

.

Коэффициент зависит от числа Маха набегающего потока и высоты полета летательного аппарата. При нулевом угле атаки значения коэффициентов продольной силы и лобового сопротивления совпадают.

Результаты расчетов по определению коэффициента продольной силы летательного аппарата приведены в таблицах 6, 7, 8 и на рисунке 8.

Таблица 6

Коэффициент продольной силы летательного аппарата для высоты 0 км

0.1	0,111974	0,04576	0,157734
0.5	0,088363	0,056	0,144363
0.9	0,079028	0,1244	0,203428
1	0,077075	0,242	0,319075
1.1	0,075195	0,278	0,353195
1.5	0,068174	0,226	0,294174
2	0,060191	0,1912	0,251391
3	0,046748	0,1538	0,200548
4	0,03665	0,1348	0,17145

Таблица 7

Коэффициент продольной силы летательного аппарата для высоты 10 км

0.1	0,129936	0,04576	0,175696
0.5	0,10126	0,056	0,15726
0.9	0,090195	0,1244	0,214595
1	0,087903	0,242	0,329903
1.1	0,085706	0,278	0,363706
1.5	0,077547	0,226	0,303547
2	0,068343	0,1912	0,259543
3	0,052948	0,1538	0,206748
4	0,041441	0,1348	0,176241

Таблица 8

Коэффициент продольной силы летательного аппарата для высоты 20 км

0.1	0,154646	0,04576	0,200406
0.5	0,126329	0,056	0,182329
0.9	0,111732	0,1244	0,236132
1	0,10876	0,242	0,35076
1.1	0,105926	0,278	0,383926
1.5	0,095509	0,226	0,321509
2	0,083911	0,1912	0,275111
3	0,064734	0,1538	0,218534
4	0,050518	0,1348	0,185318

Рисунок 8 - Коэффициент продольной силы летательного аппарата для высот 0, 10, 20 км

2.6 Расчет производной коэффициента аэродинамической нормальной силы летательного аппарата по углу атаки

Величина производной коэффициента аэродинамической нормальной силы по углу атаки определяется следующим образом

,

где , - производные коэффициентов нормальных сил, действующих на носовую и переходную части корпуса;

, - площади оснований конических частей.

Носовая часть имеет коническую форму и значение определяется по рисунку 7.2. /1/.

Для расчета производной переходной части усеченный конус дополняется до полного длиной в результате образования псевдоконуса длиной (рисунок 9).

Рисунок 9 – Схема построения псевдоконуса