
- •Оглавление
- •Глава 1. Геометрические характеристики летательного аппарата и его основных частей . . . . . . 13
- •Глава 2. Коэффициент лобового сопротивления летательного аппарата при . . . . . . . . . . . . . . 26
- •Глава 3. Производная от коэффициента подъёмной силы по углу атаки и положение фокуса по углу атаки летательного аппарата и его частей при и . . 52
- •Глава 4. Аэродинамические характеристики летательного аппарата при . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 76
- •Предисловие
- •Основные обозначения и сокращения
- •– Характерный размер летательного аппарата;
- •Введение
- •Глава 1 геометрические характеристики летательного аппарата и его основных частей
- •Общие сведения о рассматриваемых летательных аппаратах
- •Геометрические характеристики корпуса
- •Геометрические характеристики несущих поверхностей
- •1.3.2. Общие сведения о трапециевидных несущих поверхностях
- •Геометрические характеристики летательного аппарата
- •Глава 2 коэффициент лобового сопротивления летательного аппарата при
- •Общая характеристика лобового сопротивления. Составные части сопротивления
- •Коэффициент сопротивления трения летательного аппарата
- •2.2.1. Общие сведения о сопротивлении трения
- •2.2.2. Коэффициент сопротивления трения корпуса
- •2.2.3. Коэффициент торможения потока в районе первых несущих поверхностей
- •2.2.4. Коэффициент сопротивления трения первых несущих поверхностей
- •2.2.5. Коэффициент торможения потока в районе вторых несущих поверхностей
- •2.2.6. Коэффициент сопротивления трения вторых несущих поверхностей
- •Коэффициент донного сопротивления летательного аппарата
- •2.3.1. Общие сведения о донном сопротивлении
- •2.3.2. Коэффициент донного сопротивления корпуса
- •2.3.3. Коэффициент донного сопротивления несущих поверхностей, имеющих профиль с плоским торцом на задней кромке
- •Критическое число несущих поверхностей, корпуса и летательного аппарата
- •Коэффициент волнового сопротивления летательного аппарата
- •2.5.1. Общие сведения о волновом сопротивлении
- •2.5.2. Коэффициент волнового сопротивления корпуса
- •2.5.3. Коэффициент волнового сопротивления несущих поверхностей
- •Глава 3
- •Производные от коэффициентов подъёмной силы и продольного момента корпуса по углу атаки при
- •3.3. Производные от коэффициентов подъёмной силы и продольного момента изолированных несущих поверхностей по углу атаки при
- •3.4. Интерференция корпуса и несущей поверхности
- •3.5. Скос потока в районе вторых несущих поверхностей
- •Глава 4 аэродинамические коэффициенты летательного аппарата при
- •4.1. Особенности определения аэродинамических коэффициентов при больших углах атаки
- •4.2. Определение нелинейных составляющих для корпуса
- •4.3. Определение нелинейных составляющих для несущих поверхностей
- •4.4. Определение третьих производных по углу атаки от аэродинамических коэффициентов
- •4.5. Коэффициент индуктивного сопротивления и поляра летательного аппарата
- •О выборе аэродинамической компоновки летательного аппарата
- •К расчёту аэродинамических характеристик летательного аппарата
- •Первая часть расчётно-графической работы
- •Вторая часть расчётно-графической работы
- •Некоторые рекомендации по работе с графиками Графики для расчёта коэффициента волнового сопротивления несущей поверхности с ромбовидным профилем
- •Графики для расчёта производной несущих поверхностей
- •Графики для определения относительного размаха
- •Третья часть расчётно-графической работы
- •1. Краткие сведения о ла
- •2. Расчёт и анализ аэродинамических характеристик ла
- •2.1. Коэффициент лобового сопротивления ла при .
- •Производная от коэффициента подъёмной силы по углу атаки и фокус ла при .
- •2.2.2. Интерференция корпуса и несущих поверхностей.
- •2.2.3. Скос потока в районе вторых несущих поверхностей.
- •Аэродинамические характеристики ла при .
- •Примеры подписей к рисункам пояснительной записки
- •Библиографический список
2.2.2. Коэффициент сопротивления трения корпуса
Для
приближенного определения коэффициента
сопротивления трения корпуса можно
использовать рассмотренный выше метод,
если большая часть корпуса является
цилиндрической и отношение толщины
вытеснения пограничного слоя к радиусу
цилиндра не превышает
.
В этом случае
. (2.11)
Здесь
определяется по графикам на рис. 2.1, а
коэффициент
,
учитывающий влияние числа
,
– по графику на рис. 2.2; величина отношения
площади боковой («смоченной») поверхности
к площади миделя приближённо определяется
по (1.12). Коэффициент
зависит от геометрии корпуса и может
быть приближённо определён через его
удлинение:
. (2.12)
Число
корпуса вычисляется по его длине
и параметрам полёта
и
:
. (2.13)
При
наличии на корпусе полностью турбулентного
пограничного слоя (
)
для определения коэффициентов
и
можно использовать формулы (2.9) и (2.10).
Отсюда коэффициент трения корпуса, отнесённый к характерной площади ЛА, определяется по формуле
. (2.14)
2.2.3. Коэффициент торможения потока в районе первых несущих поверхностей
При
дозвуковых скоростях полёта передние
несущие поверхности обтекаются
практически невозмущённым потоком.
Однако при полёте со сверхзвуковыми
скоростями перед носовой частью корпуса
возникает скачок уплотнения, что приводит
к потере полного давления и уменьшению
скорости потока перед несущей поверхностью.
По размаху консоли эти величины будут
изменяться, поэтому удобно их усреднить
по размаху. Степень торможения потока
можно охарактеризовать средним
коэффициентом торможения
,
для которого скоростной напор
находят по некоторой осредненной
величине числа
возмущённого потока перед несущей
поверхностью (
– скоростной напор невозмущённого
потока). Полагая давление в возмущённом
и невозмущённом потоках одинаковыми
(
),
осреднённый коэффициент торможения
можно выразить отношением
.
Этот коэффициент для первых несущих
поверхностей при дозвуковых скоростях
полёта незначительно отличается от
единицы, а при сверхзвуковых скоростях
его величина зависит от характера и
интенсивности скачка уплотнения,
возникающего перед головной частью ЛА.
К сожалению, по данному вопросу
систематические исследования пока
отсутствуют.
П
Рис.
2.3. График для определения коэффициента
торможения потока
,
а при сверхзвуковых скоростях использовать
график рис. 2.3, построенный по материалам
теоретических расчетов, приведенным в
работе [8]. На этом графике изображена
зависимость коэффициента торможения
потока
от числа
для различных значений коэффициента
волнового сопротивления головной части
корпуса (см. подразд. 2.5.2). Если коэффициент
волнового сопротивления головной части
и число
не очень велики, то в первом приближении
можно и при сверхзвуковых скоростях
полёта принимать
.
2.2.4. Коэффициент сопротивления трения первых несущих поверхностей
Коэффициент сопротивления трения передних несущих поверхностей по рассмотренной ранее методике определяется по формуле
, (2.15)
г
Рис.
2.4. График для определения коэффициента
Число
определяется по параметрам потока в
области передних несущих поверхностей
и по средней хорде её консоли
:
. (2.16)
При
обтекании поверхности турбулентным
пограничным слоем (
)
для определения коэффициентов
и
можно использовать формулы (2.9) и (2.10), а
величину коэффициента
при
вычислять по следующей формуле:
, (2.17)
где
– относительная толщина профиля передних
несущих поверхностей.
Отсюда коэффициент трения передних консолей, отнесённый к характерной площади ЛА:
. (2.18)