Расчёт характеристик летательного аппарата (стр. 3 из 7)

,

где

- площадь смоченной поверхности корпуса (без площади донного сечения);

- коэффициент трения плоской пластины в несжимаемом потоке;

- коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости на сопротивление трения.

Площадь

, состоящая из боковых площадей двух носовых и двух цилиндрических частей, определяется по формуле

,

где

- длина фиктивного конуса.

м,

.

Коэффициент трения плоской пластины в несжимаемом потоке определяется в зависимости от типа пограничного слоя на ее поверхности по следующим формулам:

Для ламинарного пограничного слоя, возникающего при

;

для турбулентного пограничного слоя, возникающего при

;

для смешанного пограничного слоя, возникающего при

,

где

- относительная координата точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный.

Число Рейнольдса определяется по формуле

,

где

- число Маха набегающего потока;

- длина корпуса;

- коэффициент кинематической вязкости;

- скорость звука на заданной высоте.

Значения скорости звука и кинематической вязкости определяются по таблице стандартной атмосферы /1/ для каждой заданной высоты полета ЛА.

Координата

вычисляется по формуле

,

,

где

- средняя высота бугорков шероховатости поверхности;

- длина носовой части.

Высота бугорков поверхности корпуса зависит от материала и чистоты его обработки и определяется по таблице 4.1 /1/. В данной курсовой работе принимается, что обшивка ЛА сделана из дюралюминиевых анодированных листов, поэтому

=8 мкм.

Значения коэффициента

для различных чисел Маха определяются по формулам:

Для ламинарного режима течения

;

для турбулентного режима течения

.

Для смешанного пограничного слоя коэффициент

для различных чисел и относительной координаты перехода определяется по рисунку 4.2. /1/.

Результаты расчетов по определению коэффициента сопротивления трения летательного аппарата приведены в таблицах 2, 3, 4.

Таблица 2

Коэффициент сопротивления трения летательного аппарата для высоты 0 км

,

	Re					Тип пограничного слоя
0,1	65227904,4	0	0,004522	0,999335	0,111974	Турбулентный
0,5	326139522	0	0,003626	0,983689	0,088363	Турбулентный
0,9	587051140	0	0,003359	0,94945	0,079028	Турбулентный
1	652279044	0	0,003315	0,938496	0,077075	Турбулентный
1,1	717506949	0	0,003275	0,92675	0,075195	Турбулентный
1,5	978418566	0	0,00315	0,873577	0,068174	Турбулентный
2	1304558089	0	0,00304	0,799243	0,060191	Турбулентный
3	1956837133	0	0,002893	0,652154	0,046748	Турбулентный
4	2609116177	0	0,002795	0,52921	0,03665	Турбулентный

Таблица 3

Коэффициент сопротивления трения летательного аппарата для высоты 10 км

,

	Re					Тип пограничного слоя
0,1	23798251,6	0	0,005248	0,999335	0,129936	Турбулентный
0,5	118991258	0	0,004155	0,983689	0,10126	Турбулентный
0,9	214184264	0	0,003834	0,94945	0,090195	Турбулентный
1	237982516	0	0,00378	0,938496	0,087903	Турбулентный
1,1	261780767	0	0,003733	0,92675	0,085706	Турбулентный
1,5	356973774	0	0,003583	0,873577	0,077547	Турбулентный
2	475965032	0	0,003451	0,799243	0,068343	Турбулентный
3	713947548	0	0,003277	0,652154	0,052948	Турбулентный
4	951930064	0	0,003161	0,52921	0,041441	Турбулентный

Таблица 4

Коэффициент сопротивления трения летательного аппарата для высоты 20 км

,

	Re					Тип пограничного слоя
0,1	5164693,38	0,114	0,006246	0,999335	0,154646	Смешанный
0,5	25823466,9	0	0,005183	0,983689	0,126329	Турбулентный
0,9	46482240,4	0	0,00475	0,949450	0,111732	Турбулентный
1	51646933,8	0	0,004677	0,938496	0,10876	Турбулентный
1,1	56811627,2	0	0,004613	0,926750	0,105926	Турбулентный
1,5	77470400,7	0	0,004413	0,873577	0,095509	Турбулентный
2	103293868	0	0,004237	0,799243	0,083911	Турбулентный
3	154940801	0	0,004006	0,652154	0,064734	Турбулентный
4	206587735	0	0,003853	0,529210	0,050518	Турбулентный

2.4 Расчет коэффициента сопротивления давления летательного аппарата

Коэффициент сопротивления давления летательного аппарата, схема которого приведена на рисунке 2.1. определяется по формуле

,

где

- коэффициент сопротивления давления носовой части летательного аппарата;

- коэффициент сопротивления давления усеченного конуса;