Расчёт характеристик летательного аппарата (стр. 4 из 7)
- коэффициент сопротивления донной части летательного аппарата; 
, 
- площади миделя носовой части и корпуса соответственно.2.4.1 Сопротивление носовых частей
Первая носовая часть имеет коническую форму. Коэффициент сопротивления давления
определяется по рисунку 5.1. /1/ в зависимости от числа Маха 
и удлинения конуса.Коэффициент сопротивления давления переходника в виде усеченного конуса рассчитывается по формуле
,где
- коэффициент сопротивления достроенного конуса с удлинением 
, 
- площади оснований усеченного конуса.2.4.2 Сопротивление донной части
Так как летательный аппарат не имеет сужающейся кормовой части, коэффициент донного сопротивления определяется по формуле
где
- коэффициент донного давления для тел вращения без сужающейся кормовой части; 
- площадь донного среза.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
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
Тогда производная будет определяться следующим образом
,где
, 
- производные коэффициентов аэродинамической нормальной силы достроенного конуса и псевдоконуса; , - площади оснований усеченного конуса.Результаты расчетов по определению производной коэффициента аэродинамической нормальной силы по углу атаки представлены в таблице 9.
Таблица 9
Производная коэффициента аэродинамической нормальной силы по углу атаки
| | | | | |  |
| 0.1 | 0,035 | 0,037 | 0,034 | 0,01524 | 0,03764 |
| 0.5 | 0,035 | 0,0375 | 0,034 | 0,01574 | 0,03814 |
| 0.9 | 0,036 | 0,0376 | 0,0339 | 0,015904 | 0,038944 |
| 1 | 0,039 | 0,039 | 0,0339 | 0,017304 | 0,042264 |
| 1.1 | 0,0435 | 0,04 | 0,0339 | 0,018304 | 0,046144 |
| 1.5 | 0,047 | 0,04 | 0,0339 | 0,018304 | 0,048384 |
| 2 | 0,0475 | 0,042 | 0,0339 | 0,020304 | 0,050704 |
| 3 | 0,044 | 0,046 | 0,0338 | 0,024368 | 0,052528 |
| 4 | 0,041 | 0,0475 | 0,03377 | 0,025887 | 0,052127 |