Министерство образования и науки РФ

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования

«Южно-Уральский государственный университет»

Национальный исследовательский институт

Аэрокосмический факультет

Кафедра «Летательные аппараты и автоматические установки»

 

 

 

Курсовая работа

по тему:

«Расчет аэродинамических характеристик летательного аппарата»

 

 

 

                                                                            

                                                                 Руководитель:    

Сидельников Р.В.

_______________

                                                                    Автор работы: 

Малов Е. В.                                                        

                                                                                               группа АК-310

_______________

Аннотация

В работе приведен расчет аэродинамических характеристик ракеты заданной геометрией. Окончательные характеристики заданной ракеты приведены в таблице и в виде графиков в зависимости от числа Маха, угла атаки и высоты полета.

 

 

Оглавление

Введение. 7

Параметры торможения. 10

Коэффициент давления полного торможения. 10

Давление в точке полного торможения. 11

Температура в точке полного торможения. 11

Расчет аэродинамических характеристик фрагментов летательного аппарата  12

Притупленный конус. 12

Площадь боковой поверхности: 12

Коэффициент продольной силы от давления: 13

Коэффициент нормальной силы.. 13

Производная от коэффициента нормальной силы по углу атаки α. 13

Координата центра давления относительно теоретической вершины ЛА: 13

Цилиндр. 14

Площадь боковой поверхности: 14

Коэффициент продольной силы от давления: 14

Коэффициент нормальной силы.. 14

Производная от коэффициента нормальной силы по углу атаки α. 14

Координата центра давления: 15

Оперение ЛА.. 16

Площадь лопасти оперения в плане. 16

Производная от коэффициента нормальной силы по углу атаки  изолированной лопасти оперения: 16

Производная от коэффициента нормальной силы по углу атаки  оперения: 16

Коэффициент нормальной силы.. 17

Коэффициент силы продольного сопротивления от давления. 17

Координата центра давления. 17

Крылья. 17

Площадь лопасти крыла в плане. 17

Производная от коэффициента нормальной силы по α изолированной лопасти крыла  18

Производная от коэффициента нормальной силы по углу атаки  крыла. 18

Коэффициент нормальной силы.. 19

Коэффициент силы продольного сопротивления от давления. 19

Координата центра давления: 19

Корпус  летательного аппарата (усеченный конус + цилиндрическая часть) 20

Коэффициент нормальной силы ЛА.. 20

Производная коэффициента нормальной силы по α. 20

Коэффициент силы трения. 20

Коэффициент силы донного сопротивления. 20

Коэффициент силы продольного сопротивления. 21

Коэффициент центра давления относительно теоретической вершины корпуса  21

Коэффициент аэродинамического давления. Ошибка! Закладка не определена.

Коэффициент лобового сопротивления корпуса. 21

Коэффициент подъёмной силы корпуса. 21

Аэродинамическое качество корпуса. 22

Моментные характеристики корпуса. 22

Координата центра давления корпуса. 22

Коэффициент аэродинамического давления корпуса. 22

Коэффициент запаса статической устойчивости. 22

Коэффициент аэродинамического момента относительно центра тяжести. 22

Производная коэффициента аэродинамического момента по углу атаки α. 22

Производная коэффициента аэродинамического момента относительно центра тяжести по углу атаки α. 23

Расчёт аэродинамических коэффициентов ЛА (конус + цилиндр + оперение) 24

Коэффициент и абсолютное значение нормальной силы ЛА.. 24

Производная коэффициента нормальной силы ЛА по углы атаки. 24

Коэффициент и абсолютное значение продольной силы ЛА.. 24

Коэффициент и абсолютное значение лобового сопротивления ЛА.. 24

Коэффициент и абсолютное значение подъёмной силы ЛА.. 24

Аэродинамическое качество ЛА.. 25

Моментные характеристики ЛА: 25

Координата центра давления ЛА.. 25

Коэффициент центра давления. 25

Коэффициент аэродинамического момента. 25

Коэффициент запаса статической устойчивости. 25

Производная коэффициента аэродинамического момента относительно центра тяжести. 25

Производная коэффициента аэродинамического момента по углу атаки α. 26

Производная коэффициента аэродинамического момента относительно центра тяжести по углу атаки α. 26

Расчёт аэродинамических коэффициентов ЛА (конус + цилиндр + оперение + крыло) 27

Коэффициент и абсолютное значение нормальной силы ЛА.. 27

Производная коэффициента нормальной силы ЛА по углы атаки. 27

Коэффициент и абсолютное значение продольной силы ЛА.. 27

Коэффициент и абсолютное значение лобового сопротивления ЛА.. 27

Коэффициент и абсолютное значение подъёмной силы ЛА.. 27

Аэродинамическое качество ЛА.. 28

Моментные характеристики ЛА: 28

Координата центра давления ЛА.. 28

Коэффициент центра давления. 28

Коэффициент аэродинамического момента. 28

Коэффициент запаса статической устойчивости. 28

Коэффициент аэродинамического момента относительно центра тяжести. 28

Производная коэффициента аэродинамического момента по углу атаки α. 29

Производная коэффициента аэродинамического момента относительно центра тяжести по углу атаки α. 29

 

 

 

Введение

    Расчет аэродинамических характеристик помогает решить многие задачи при проектировании и отработке летательного аппарата (далее по тексту ЛА), а именно:

• при выборе оптимальной аэродинамической схемы;
• при проведении баллистических расчетов, определении сил и моментов относительно центра масс при движении по траектории в плотных слоях атмосферы с изменяющейся высотой (плотностью среды), скоростью и углами атаки;
• при проведении расчетов органов управления для обеспечения требуемых управляющих усилий и моментов;
• при проведении расчетов прочности корпуса ракеты на активном участке полета при действии переменной аэродинамической нагрузки;
• при проведении расчетов прочности и разогрева ЛА, на участке спуска в плотных слоях атмосферы;
• при решении других задач, возникающих во время проектирования ЛА.

Задача определения аэродинамических характеристик ЛА является достаточно сложной, т. к. геометрические формы (внешняя геометрия) современных аппаратов далеки от элементарных (сфера, конус, цилиндр). В связи с этим возникает задача представления геометрии ЛА в более простом виде, применимом для проведения расчетов. При проведении данного расчета полагалось, что ЛА можно представить в виде набора простейших тел вращения (полусферический сегмент, цилиндр, конус усеченный) с присоединенными к ним элементами стабилизации (стабилизаторы и крылья). Такой набор составных элементов позволяет с достаточной точностью аппроксимировать внешнюю геометрию большинства современных ракет.

Целью данной работы является овладение методом приближенного аэродинамического расчета и исследование зависимости основных аэродинамических характеристик от параметров обтекающего потока, таких как угол атаки, число Маха и высота полета.

 

 

 

Задание для расчета

Вариант	Параметры
	Корпус			ГЧ	Оперение			Струя	Крылья
26	1.5	0.746	9.38	0.836	2	0.6	0	0.8	4	0.8	0

Относительные размеры представлены в таблице 1.

Таблица 1

Таким образом, получаем абсолютные размеры в метрах указанные в таблице 2.

 

Таблица 2
Вариант	Параметры
	Корпус			ГЧ	Оперение			Струя	Крылья
26	1,5	14.07	10,5	3,135	3	0,9	0	1,2	6	1,2	0

 

r= 0,225 – радиус затупления конуса;

= 3,023 – длина притупленного конуса;

 – угол полураствора конуса (рассчитан с помощью встроенной функции  приложения «КОМПАС-3D V13» - измерить угол).

 

Дополнительные данные: ; H=10 км; М=0,3

Рисунок 1 – Схема ЛА

Координата центра тяжести  ЛА вычислена как координата центра объема ЛА (при ) пренебрегая объемами крыльев и оперения и равна =7.38 м.

;

;

(м³);

(м³);

(м);

(м);

(м);

Для воздуха k=1,4.

По соответствующим таблицам находим параметры атмосфера на высоте H=10 км [1]:

   - плотность на высоте 10 км;

 К – температура на высоте 10 км;

 Па – давление на высоте 10 км;

   – кинематическая вязкость потока на высоте 10 км;

 м/сек – скорость звука на высоте 10 км;

Число Рейнольдса:

для 0,3:

Параметры торможения

Коэффициент давления полного торможения

Для дозвуковых скоростей полета:

при 0,3:

Давление в точке полного торможения

 

Скорость набегающего потока:

;

Скоростной напор:

;

Давление в точке полного торможения:

;

при 0,3:

 м/c;

  ;

 Па;

Температура в точке полного торможения

Температура в точке полного торможения находится по формуле:

.

при 0,3:

 К.

 

 

Расчет аэродинамических характеристик фрагментов летательного аппарата

За характерную площадь примем площадь крыльев в плане, включая подфюзеляжную часть.

   ( )

Рисунок 2 – Аэродинамическая схема притупленного конуса ЛА

  Притупленный конус

 

Имеем, что .

Площадь боковой поверхности:

где  м

;

Коэффициент продольной силы от давления:

при =0,3

;

где

Коэффициент нормальной силы

при =0,3:

;

Производная от коэффициента нормальной силы по углу атаки α

при =0,3:

;

Координата центра давления относительно теоретической вершины ЛА:

=2.929 м,

где

 м

               м;

А – расстояние от начала притупленного конуса до теоретической вершины ЛА.

Имеем, что  А= .

 

Рисунок 3 –  Аэродинамическая схема цилиндрической части ЛА

Цилиндр

Площадь боковой поверхности:

Коэффициент продольной силы от давления:

;

Коэффициент нормальной силы

при =0,3:

;

Производная от коэффициента нормальной силы по углу атаки α

при =0,3:

;

Координата центра давления:

здесь  –  расстояние от начала цилиндра до теоретической вершины ЛА.

Имеем, что =3.135 (м);

 м.

Оперение ЛА

Площадь лопасти оперения в плане

Рисунок 4 - оперение

 (м²);

 

где _М –  размах одной лопасти;

 м – удлинение оперения;

 – относительная площадь оперения;

Производная от коэффициента нормальной силы по углу атаки  изолированной лопасти оперения:

для =0,3:

=0.146;

Производная от коэффициента нормальной силы по углу атаки  оперения:

для =0,3:

;

Где k=3 – количество лопастей оперения

θ_i – угол отклонения от вертикали;

Коэффициент нормальной силы

при =0,3:

;

Коэффициент силы продольного сопротивления от давления

при =0,3:

;

где

;

Координата центра давления

 м;

Где  - расстояние от задней кромки лопастей оперения до теоретической вершины ЛА. Для нашего случая м.

Крылья

Площадь лопасти крыла в плане

=2.7;

 

Рисунок 5 - крылья

где

м – размах одной лопасти;

м – удлинение лопасти крыла;

м² – относительная площадь крыла;

Производная от коэффициента нормальной силы по α изолированной лопасти крыла

при =0,3:

=0.997;

Производная от коэффициента нормальной силы по углу атаки  крыла

=0,3:

Где k=2 – количество лопастей крыла,

θ – угол отклонения от вертикали.

=1.993;

Коэффициент нормальной силы

при =0,3:

;

Коэффициент силы продольного сопротивления от давления

при   =0,3:

=0.012;

 

где

;

Координата центра давления:

 м;

где  м;

 

 

Корпус  летательного аппарата (усеченный конус + цилиндрическая часть)

Коэффициент нормальной силы ЛА

при =0,3:

;

Н;

Производная коэффициента нормальной силы по α

при =0,3:

;

где ;

Коэффициент силы трения

при =0,3:

;

Коэффициент силы донного сопротивления

для =0,3:

;

Где

                                                  

Коэффициент силы продольного сопротивления

при =0,3:

;

где

;

 - коэффициент, учитывающий форму ЛА;

 - фиктивное удлинение корпуса;

 - удлинение корпуса;

Коэффициент центра давления относительно теоретической вершины корпуса

при =0,3:

;

 

Коэффициент лобового сопротивления корпуса

при =0,3:

;

Коэффициент подъёмной силы корпуса

при =0,3:

;

Аэродинамическое качество корпуса

при =0,3:

 

Моментные характеристики корпуса

Координата центра давления корпуса

при =0,3:

 м;

Коэффициент аэродинамического давления корпуса

при =0,3:

;

Коэффициент запаса статической устойчивости

при =0,3:

;

Коэффициент аэродинамического момента относительно центра тяжести

при =0,3:

;

Производная коэффициента аэродинамического момента по углу атаки α

при =0,3:

;

Производная коэффициента аэродинамического момента относительно центра тяжести по углу атаки α

при =0,3:

;

Таблица 3

Число Маха
=0,3	0.016	0.289	0.034	0.035	0.014	0.409

 

 

Число Маха
=0,3	0.256	-0.0041	-0.267	0.00427	-0.075	0.077

 

 

 

Расчёт аэродинамических коэффициентов ЛА (конус + цилиндр + оперение)

Коэффициент и абсолютное значение нормальной силы ЛА

при =0,3:

;

 H;

Производная коэффициента нормальной силы ЛА по углы атаки

=0,3:

;

Коэффициент и абсолютное значение продольной силы ЛА

при =0,3:

;

 Н;

Коэффициент и абсолютное значение лобового сопротивления ЛА

при =0,3:

;

H;

Коэффициент и абсолютное значение подъёмной силы ЛА

при =0,3:

;

 H;

Аэродинамическое качество ЛА

при =0,3:

;

 

Моментные характеристики ЛА:

Координата центра давления ЛА

при =0,3:

 м;

Коэффициент центра давления

при =0,3:

;

Коэффициент аэродинамического момента

при =0,3:

;

Коэффициент запаса статической устойчивости

при =0,3:

;

Производная коэффициента аэродинамического момента относительно центра тяжести

при =0,3:

;

Производная коэффициента аэродинамического момента по углу атаки α

при =0,3:

;

Производная коэффициента аэродинамического момента относительно центра тяжести по углу атаки α

при =0,3:

;

 

 

 

Таблица 4

Число Маха
=0,3:	0.031	0.582	0.038	0.039	0.029	0.743

 

Число Маха
=0,3:	0.613	-0.019	0.089	-0.00277	-0.357	-0.052

 

 

 

Расчёт аэродинамических коэффициентов ЛА (конус + цилиндр + оперение + крыло)

Коэффициент и абсолютное значение нормальной силы ЛА

при =0,3:

;

 H;

Производная коэффициента нормальной силы ЛА по углы атаки

=0,3:

;

Коэффициент и абсолютное значение продольной силы ЛА

при =0,3:

;

 Н;

Коэффициент и абсолютное значение лобового сопротивления ЛА

при =0,3:

;

 H;

Коэффициент и абсолютное значение подъёмной силы ЛА

при =0,3:

;

 H;

Аэродинамическое качество ЛА

при =0,3:

;

 

Моментные характеристики ЛА:

Координата центра давления ЛА

при =0,3:

 м;

Коэффициент центра давления

при =0,3:

;

Коэффициент аэродинамического момента

при =0,3:

;

Коэффициент запаса статической устойчивости

при =0,3:

;

Коэффициент аэродинамического момента относительно центра тяжести

при =0,3:

;

Производная коэффициента аэродинамического момента по углу атаки α

при =0,3:

;

Производная коэффициента аэродинамического момента относительно центра тяжести по углу атаки α

при =0,3:

;

 

 

 

Таблица 5

Число Маха
=0,3:	0.135	2.575	0.05	0.057	0.132	2.312

 

Число Маха
=0,3:	0.565	-0.076	0.04	-0.00545	-1.455	-0.104

 

 

 

Схемы расположения точек приложения нормальной силы на ЛА.

 

 

 

 Скачать: kursovaya_rabota-1.docx