2.3 Расчёт объёмно-поверхностных характеристик ла
Суммарная площадь поверхности ЛА:
SΣ = Sсф + SК1 + SК2 = 2,594 + 13,170 + 30.742 = 50,022 м2.
Суммарный объём ЛА:
VΣ = Vсф + VК1 + VК2 =0.194+ 4.959+17.208 = 22,323 м3.
Центр тяжести поверхности ЛА:
XS = (XSсф·Sсф + (Lсф + LK1 + XSK1)·SK1 + (Lсф + LK1 + LK2 + XSK2)·SK2 + (Lсф + LK1 + LK2 + XSц)·Sц + LΣ·Sд)/( Sсф + SК1 + SК2 +Sц + Sд) = 4.619 м.
Центр тяжести объёма ЛА:
XV = (XVсф·Vсф + (Lсф + LK1 + XVK1)·VK1 + (Lсф + LK1 + LK2 + XVK2)·VK2 + (Lсф + LK1 + LK2 + XVц)·Vц)/( Vсф + VК1 + VК2 +Vц) = 4.748 м.
2.4 Расчет коэффициента заполнения
По рассчитанным ранее данным определим коэффициент заполнения:
Результаты расчётов сведены в таблицу – приложение № 2.
3 Определение аэродинамических характеристик ла
3.1 Определение аэродинамических характеристик составных частей
Рассматриваем изменение угла атаки α от 0 до 90º.
Определение аэродинамических характеристик сферического сегмента.
Коэффициент силы лобового сопротивления.
Если α<Θ, то
Если α>Θ, то
Коэффициент подъёмной силы.
Если α<Θ, то
Если α>Θ, то
Пересчитаем коэффициенты относительно аппарата в целом:
По этим результатам построим график:
Рис. 4
Определение аэродинамических характеристик усечённого конуса 1.
Коэффициент силы лобового сопротивления.
Если α<Θ, то
Если α>Θ, то
Коэффициент подъёмной силы.
Если α<Θ, то
Если α>Θ, то
Пересчитаем коэффициенты относительно аппарата в целом:
Полученные результаты занесём в таблицу (см. приложение 3).
По этим результатам построим график:
Рис. 5
Определение аэродинамических характеристик усечённого конуса 2.
DK2 =D
Коэффициент силы лобового сопротивления.
Если α<Θ, то
Если α>Θ, то
Коэффициент подъёмной силы.
Если α<Θ, то
Если α>Θ, то
Полученные результаты занесём в таблицу (см. приложение 3).
По этим результатам построим график:
Рис. 6
3.2 Определение аэродинамических характеристик ла в связанной системе координат
Полученные результаты занесём в таблицу (см. приложение 3).
По этим результатам построим графики:
Рис. 7
3.3 Определение характеристик ла в скоростной системе координат
Полученные результаты занесём в таблицу (см. приложение 3).
По этим результатам построим графики:
Рис. 8
3.3 Определение аэродинамического качества
Полученные результаты занесём в таблицу (см. приложение 3).
По этим результатам построим графики:
Рис. 9
3.4 Определение центра давления ла.
Определение положения центра давления сферического сегмента.
Xcd сф.=Ro
Определение положения центра давления усечённого конуса 1.
Определение положения центра давления усеченного конуса 2.
Определение положения центра давления цилиндра.
Определение положения центра давления ЛА.
Полученные результаты занесём в таблицу (см. приложение 3).
По этим результатам построим графики:
Рис. 10
Рис. 11
3.5 Определение центра масс летательного аппарата.
Для динамически устойчивого полёта аппарата на заданном угле атаки необходимо, чтобы положение центра давления ЛА находилось за центром масс по линии действия аэродинамических потоков на расстоянии большем или равном 1% длины аппарата.
Примем
,
тогда:
.
Результаты расчёта приведены в приложение № 3.
Схема действия сил при приведена в приложение № 4.