фіцієнт нормальної сили, визначається в зв'язаній системі координат.
Ці коефіцієнти пов'язані між собою співвідношенням
. (1)
Представляємо ЛА у вигляді сукупності наступних основних частин: корпусу (фюзеляжу), передніх (I) і задніх (II) несучих поверхонь. При невеликих кутах атаки і кутах відхилення несучих поверхонь залежності і близькі до лінійним, т. Е. Можуть бути представлені у вигляді
;
;
тут і - кути відхилення передніх і задніх несучих поверхонь відповідно; і - значення і при; ,,,,, - Приватні похідні коефіцієнтів і по кутках, і, взяті при.
Значення і у безпілотних ЛА в більшості випадків близькі до нуля, тому надалі вони не розглядаються. В якості органів управління приймаються задні несучі поверхні.
Визначення коефіцієнта
знайдемо похідну:
. (2)
При малих кутах атаки і при, можна покласти, тоді рівність (2) приймає вигляд. Уявімо нормальну силу ЛА у вигляді суми трьох доданків
(3)
кожне з яких висловимо через відповідний коефіцієнт нормальної сили:
;
;
.
Поділивши рівність (3) почленно на і вилучивши похідну по a, отримаємо в точці a=0
(4)
де;- Коефіцієнти гальмування потоку;
; ;- Відносні площі частин ЛА.
Розглянемо докладніше величини, що входять в праву частину рівності (4).
Перший доданок враховує власну нормальну силу фюзеляжу, і при малих кутах атаки воно дорівнює нормальній силі ізольованого фюзеляжу (без урахування впливу несучих поверхонь)
.
Другий доданок характеризує нормальну силу, створювану передньої несучою поверхнею і прикладену частково до консолей, а частково до корпусу в зоні їх впливу. Величина цієї сили виражається через нормальну силу ізольованих крил (т. Е. Крил, складених з двох консолей) за допомогою коефіцієнта інтерференції kaa:
.
Величини і kaaI підраховуються при числі Маха.
Третє складова у виразі (4) аналогічно другому. Єдина відмінність полягає в тому, що при визначенні кута атаки задньої несучої поверхні треба враховувати середній кут скосу потоку, що викликається передньої несучою поверхнею:. При малих кутах атаки залежність близька до лінійної. У тому випадку і похідну можна виразити у вигляді
(5)
Всі величини, що входять в (5), підраховуються при числі Маха.
Нижче дані таблиці з геометричними параметрами всіх складових частин ракети.
.2 Основні геометричні параметри частин літального апарату (AGM - 158 Jassm)
Крило Таблиця 2
Основні геометричні характеристики крила: обозначеніеНазваніеразмерbхорда крила0.27 мbкконцевая хорда0.27 мbббортовая хорда0.235 мb0корневая хорда0.235 мSплощадь крила в плане0.564 м2lразмах крила з подфюзеляжной частью2.4 м подовження крила з подфюзеляжной частью10.21 звуження крила з подфюзеляжной частью0.87lк=l-dмразмах консолей крила1.85 мSкплощадь консолей в плане0.434 м2bср.к=Sк/lксредняя геометрична хорда консолей крила0.234 м звуження консолей крила0.87 кут стреловідності передньої кромки крила39o Кут стріловидності крила (по лінії четвертого хорд) 39o
Корпус Таблиця 3
Основні геометричні характеристики ізольованого корпусу: обозначеніеНазваніеразмерdмдіаметр миделевого сеченіе0.55 мlфдліна фюзеляжа4.1 мlгдліна головний часті0.731 мlцдліна циліндричної часті3.128 мlкормдліна кормової часті0.263 мdддіаметр донного среза0.45 м полуугол при вершині конуса головного часті300 подовження корпусу (фюзеляжу) 7.45 подовження головного часті1.33 подовження цілінлріческой часті5.69 подовження кормової часті0.48Sмплощадь миделевого сеченія0.237 м2Sгплощадь головний часті0.24 м2Sцплощадь поверхні ціліндріческой1.72 м2Sкормплощадь бічній поверхні кормової часті0.13 м2 звуження кормової часті0.82
Оперення Таблиця 4
Основні геометричні характеристики крила: обозначеніеНазваніеразмерbк.опконцевая хорда0.4 мb0.опкорневая хорда0.33 мSплощадь оперення в плане0.2 м2lопразмах оперенія0.55 м подовження оперенія1.51 звуження оперенія0.83 1.3 Визначення аеродинамічних коефіцієнтів підйомної сили ізольованих елементів літального апарату (AGM - 158 Jassm)
Ізольоване крило.
При малих кутах атаки коефіцієнт підйомної сили плоских незакрученних крил з симетричним профілем визначають за формулою:
при M lt; 1
(6)
при M gt; 1
(7)
Приватна похідна залежить від числа M і від форми крил в плані, характеризуемой, звуженням і кутом стріловидності .Отже,
(8)
Згідно лінійної теорії похідну визначають за допо...
