11. Расчет площади крыла

Выбираем форму крыла:

Найдем время и скорость, с которой ракета придет в расчетную точку траектории при полете на минимальную дальность:

Принимаем

Зададим:

Из-за сложности определения площади крыла и размаха решим задачу методом последовательного приближения.

Предположим

Уточняем :

Определение параметров крыла:

12. Расчет коэффициента массового совершенства двигателя.

Коэффициент массового совершенства рассчитывается по формуле:

,

Масса обечайки двигателя равна:

Масса соплового блока:

, (10.3)

где - коэффициент, учитывающий тепловые потери;

- сила топлива;

- коэффициент, учитывающий отличие эффективной площади критического сечения от расчётной;

- комплекс.

Масса ТЗП:

Масса бронировки топлива:

Масса конструкции двигателя:

(12.2)

Коэффициент массового совершенства двигателя будет равен:

13. Компоновка и центровочный расчет

Расчет объема гирокоординатора:

; L=80 – 100 мм; D=60 – 80мм;

.

Расчет объема бортового источника питания:

;

.

Приемник ИК лазера:

;

Проведем центровочный расчет:

(ЛКУ): ;

(ОКУ): ;

(ДУ): ;

(АО): ;

(БИП): ;

(ПР):

Координата центра масс ракеты: .

Определим центр масс ракеты на старте:

Определим центр масс ракеты в конце работы стартового двигателя:

Определим центр масс ракеты в конце работы двигателя:

14. Расчет коэффициента лобового сопротивления.

Коэффициент лобового сопротивления летательного аппарата представим в виде трёх слагаемых:

где C_xа0 – коэффициент сопротивления при

C_xаi – коэффициент индуктивного сопротивления;

где 1.05 – поправка на неучтенные детали;

– отношение суммарной площади всех консолей передней несущей поверхности к характерной площади;

– то же для задней несущей поверхности;

C_xa0ф, C_xaI, C_xa0II – коэффициенты C_xа0 изолированных частей летательного аппарата.

С_xa0ф = С_xатр + С_ханос + С_хакорм + С_хадн;

здесь С_хатр – коэффициент трения, который определяется следующим образом:

где F_ф – площадь обтекаемой потоком поверхности корпуса (без площади донного среза):

2c_f – удвоенный коэффициент трения плоской пластинки, длина которой равна l_ф, который определяется по графикам [1, рис. 4.2, стр. 205] в виде зависимости от числа Re_ф и . - это граница перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный, мы принимаем слой полностью турбулентным т. е. =0. Тогда получим:

Здесь  = 1.460710^-5 – коэффициент вязкости воздуха;

Увеличение числа М приводит к снижению коэффициента трения пластинки, тогда запишем:

Следовательно:

Сопротивление носовой части определим по графикам [1, рис. 4.13, стр. 214] в зависимости от числа М, тогда будем иметь .

Для определения сопротивления кормовой части запишем следующие исходные данные _корм=1, _корм=0,75. Тогда по графикам [1, рис. 4.24, стр. 227] получаем С_хакорм=0,056.

Коэффициент донного сопротивления подсчитывается по формуле:

где – коэффициент донного давления, который зависит от числа М и определяется по графику [1, рис. 4.26, стр. 228], тогда он будет равен 0,11;

k_ – коэффициент донного разряжения, определяется в зависимости от параметра по графикам [рис. 4.27, стр. 230], следовательно k_=1;

Учитывая все выше сказанное получим:

Тогда:

С_xa0ф = 0,08+ 0,058 + 0,056 + 0,062 = 0,256

Коэффициент лобового сопротивления несущих поверхностей определяется по формуле:

где С_хар – коэффициент профильного сопротивления;

C_xaв - коэффициент волнового сопротивления(возникает при М>M_кр).

Для задних несущих поверхностей (крыльев) будем иметь:

.

Поправочный коэффициент _с который определяется по графику [1, рис. 4.28, стр. 232], как зависимость от и с, тогда будем иметь _с=1,17.

Следовательно:

Для передних несущих поверхностей коэффициент лобового сопротивления будет:

Тогда:

.

Коэффициент индуктивного сопротивления определяется по следующей зависимости:

Коэффициент индуктивного сопротивления корпуса определяется по зависимости:

где =0,035 – коэффициент подъемной силы фюзеляжа, который определяется по графикам [1, рис. 3.4, стр. 154];

 = -0,1 – коэффициент, который определяется графически [1, рис. 4.40, стр. 245]

 = 5^о – балансировочный угол атаки;

Тогда получаем:

Коэффициент индуктивного сопротивления задних несущих поверхностей определяется по зависимости:

где =0,05 – коэффициент подъемной силы задних несущих поверхностей, который определяется по графикам [1, рис. 3.5, стр. 156];

Тогда получаем:

Коэффициент индуктивного сопротивления передних несущих поверхностей

=0,024

.

Следовательно, коэффициент лобового сопротивления будет равен: