Содержание

Содержание……………………………………………………2

Введение……………………………………………………….3

Расчет аэродинамических характеристик…………………...4

Определение коэффициента ……………………………...6

Лобовое сопротивление…………………………………...…10

Момент тангажа………………………………………………11

Заключение……………………………………………………16

Список литературы………………………………………...…17

Введение

Аэродинамический расчет является важнейшим элементом аэродинамического исследования ЛА или его отдельных частей (корпуса, крыльев, оперения, управляющих устройств). Результаты такого расчета используются при траекторных вычислениях, при решении задач, связанных с прочностью движущихся объектов, при определении летно-технических характеристик ЛА.

При рассмотрении аэродинамических характеристик можно использовать принцип расчленения характеристик на отдельные компоненты для изолированных корпусов и несущих поверхностей (крылья и оперение), а также их комбинации. В последнем случае аэродинамические силы и моменты определяются в виде суммы соответствующих характеристик (для изолированных корпуса, крыльев и оперения) и интерференционных поправок, обусловленных эффектами взаимодействия.

Расчет аэродинамических характеристик.

Аэродинамические силы и моменты можно определить с использованием аэродинамических коэффициентов.

По представлению полной аэродинамической силы и полного аэродинамического момента в проекциях на оси соответственно скоростной и связанной систем координат приняты следующие названия аэродинамических коэффициентов: – аэродинамические коэффициенты лобового сопротивления, подъем боковой силы; – аэродинамические коэффициенты моментов крена , рысканья и тангажа.

Приведенная методика определения аэродинамических характеристик является приближенной. На рисунке приведена схема ракеты, а все размеры в табл. 3.1, здесь L – длина ЛА, D – диаметр корпуса ЛА, , – длины носовой и цилиндрической частей. , – удлинение носовой и цилиндрической частей корпуса, Для исследования динамики ЛА необходимо учесть действующие силы и моменты, в том числе и аэродинамические. Полную аэродинамическую силу , зависящую от ряда факторов можно представить составляющими по скоростным осям координат (x, y, z) или по связанным ( ), а полный аэродинамический момент М – разложенным по осям ( ). В случае симметричного ЛА подъемная сила Y и боковая сила Z имеют одинаковую зависимости соответственно от углов атаки  и скольжения  .

Исходные данные: высота – 10000 м., угол атаки – 0.

Т а б л и ц а 3.1

Величина	Значение
	6.17
	0.37
	2.325
	3.845
	6.283
	10.391

Подъемная сила

Подъемная сила определяется по формуле

,

где – скоростной напор, – плотность воздуха, – характерная площадь, (например, площадь поперечного сечения фюзеляжа ), – коэффициент подъемной силы.

Коэффициент принято определять в скоростной системе координат 0xyz. Наряду с коэффициентом далее рассматривается и коэффициент нормальной силы , определяется в связанной системе координат .

Эти коэффициенты связаны между собой соотношением

. (1)

Представляем ЛА в виде совокупности следующих основных частей: корпуса (фюзеляжа), передних (I) и задних (II) несущих поверхностей. При небольших углах атаки и углах отклонения несущих поверхностей зависимости и близки к линейным, т. е. могут быть представлены в виде

;

;

здесь и – углы отклонения передних и задних несущих поверхностей соответственно; и – значения и при ; , , , , , – частные производные коэффициентов и по углам , и , взятые при .

Значения и у беспилотных ЛА в большинстве случаев близки к нулю, поэтому в дальнейшем они не рассматриваются. В качестве органов управления принимаются задние несущие поверхности.