Лобовое сопротивление

Сила лобового сопротивления подсчитывается по формуле

.

Коэффициент лобового сопротивления ЛА представим в виде суммы двух слагаемых , где -коэффициент сопротивления при ; - коэффициент индуктивного сопротивления , под которым понимается сопротивление , зависящее от углов , и . Коэффициент ЛА может быть выражен в виде

,

где 1.05 – поправка на неучтенные детали; - отношение суммарной площади всех консолей передней несущей поверхности к характерной площади; - то же для задней несущей поверхности; , , - коэффициенты изолированных частей ЛА.

3.5. Коэффициент лобового сопротивления корпуса при

По физической природе лобовое сопротивление корпуса при можно разделить на сопротивления трения и давления . В соответствии с таким давлением можно выразить коэффициент лобового сопротивления корпуса при (отнесенный к площади миделя ) в следующем виде:

,

где последние три слагаемых представляют собой сопротивление давления.

3.6. Коэффициент лобового сопротивления

несущих поверхностей при

Методы расчета коэффициента передних и задних несущих поверхностей почти идентичны. Единственное отличие состоит в том , что расчет следует вести при числе Маха , а расчет при .

Лобовое сопротивление несущей поверхности с заостренными задними кромками при складывается из профильного и волнового сопротивления . В соответствии с этим можно написать

.

Профильное сопротивление обусловлено вязкостью воздуха . Оно определяется в основном силами трения и в незначительной степени – разностью давлений в носовой и хвостовой частях профиля .

Волновое сопротивление – сопротивление давления , обусловленное сжимаемостью воздуха . Оно возникает при , когда обтекание крыльев сопровождается появлением скачков уплотнения .

У ЛА с крестообразным расположением крыльев (++) сила лобового сопротивления создается двумя парами передних и задних несущих поверхностей , поэтому коэффициенты и должны перемножаться на соответствующие удвоенные безразмерные площади . Расчет смотри в табл.3.4.

Момент тангажа

При изучении моментов сил , действующих на ЛА , в частности моментов тангажа, будем пользоваться связанной системой координат 0x₁y₁z₁ Момент тангажа или продольный момент вызывается аэродинамическими и реактивными силами . Рассматривая момент аэродинамических сил, удобно ввести понятие безразмерного коэффициента

Величина аэродинамического момента при данной скорости и высоте полета зависит от ряда факторов и прежде всего от угла атаки и углов отклонения органов управления. Кроме того, на величину момента влияет угловая скорость вращения ЛА , а также скорости изменения угла атаки и отклонения рулей, характеризуемые производными и . Таким образом,

. (6)

При малых значениях аргументов выражение (6) можно представить в виде линейной функции

, (7)

где и т.д. – частные производные момента тангажа по соответствующим параметрам.

Безразмерный коэффициент момента является функцией только безразмерных параметров. Так как величины , и имеют размерность I/с, то вместо них вводят безразмерную угловую скорость и безразмерные производные , . Общее выражение коэффициента продольного момента при малых значениях параметров , и и т.д. имеет вид

(7)

Для упрощения записи величин, входящих в выражения (6) и (7),индекс “I” будем в дальнейшем опускать. Кроме того, будем опускать черточки в обозначениях частных производных

Момент тангажа при

Рассмотрим величину аэродинамического продольного момента, действующего на ЛА, при условии, что угловая скорость , а угол атаки и углы отклонения органов управления остаются неизменными по времени.

Введем понятие центра давления ЛА. Центр давления – это точка на продольной оси 0x₁ , через которую проходит равнодействующая – аэродинамических сил.

Момент аэродинамических сил относительно центра давления можно выразить в виде , а коэффициент момента

,

здесь - координата центра тяжести ЛА, - координата центра давления (отчет производится от носа корпуса).

По аналогии с понятием центра давления всего ЛА введем также понятие центров давления его частей как точек приложения нормальных сил, создаваемых этими частями.

Из условия равновесия имеем

.

Отсюда находим выражение для :

При малых углах атаки и углах отклонения рулей удобно пользоваться понятием аэродинамических фокусов ЛА. Фокусом ЛА по углу атаки называется точка приложения той части нормальной силы, которая пропорциональна углу атаки (т.е. ). Тогда при закрепленных органах управления момент аэродинамических сил относительно оси 0z₁ , проходящей через точку фокуса, не зависит от угла атаки. Аналогично можно показать, что момент относительно фокуса по не зависит от , а момент относительно фокуса по не зависит от .

Пользуясь понятием аэродинамических фокусов, можно записать следующее

выражение коэффициента момента тангажа ЛА при малых углах , и :

,

где

,

,

.

В этих выражениях , , - координаты фокусов по , и .

Расчет содержится в табл.3.5.

Таблица 3.5

Величина	М=1.5	М=3	М=5
	2,325
	0,0832
	0,177	0,45	0,779
	1,653
	0,125	0,2	0,285
	0,29	0,465	0,662
	1,841	2,016	2,213
	0,1074
	1,841	2,016	2,213
(I)	0,0802	0,101	0,109
	1,684	1,921	2,197
	0,758	0,995	1,271
	-0,00714	-0,00789	-0,00744