Реферат Розрахунок характеристик літального апарату

> 0,938496

0,10876

Турбулентний

1,1

56811627,2

0

0,004613

0,926750

0,105926

Турбулентний

1,5

77470400,7

0

0,004413

0,873577

0,095509

Турбулентний

2

103293868

0

0,004237

0,799243

0,083911

Турбулентний

3

154940801

0

0,004006

0,652154

0,064734

Турбулентний

4

206587735

0

0,003853

0,529210

0,050518

Турбулентний

2.4 Розрахунок коефіцієнта опору тиску літального апарату

Коефіцієнт опору тиску літального апарату, схема якого наведена на малюнку 2.1. визначається за формулою

,

де - коефіцієнт опору тиску носової частини літального апарату;

- коефіцієнт опору тиску усіченого конуса;

- коефіцієнт опору донної частини літального апарату;

, - площі міделя носової частини і корпусу відповідно.

2.4.1 Опір носових частин

Перша носова частина має конічну форму. Коефіцієнт опору тиску визначається по малюнку 5.1. /1/залежно від числа Маха і подовження конуса. p> Коефіцієнт опору тиску перехідника у вигляді усіченого конуса розраховується за формулою

,

де - коефіцієнт опору добудованого конуса з подовженням

,

- площі підстав усіченого конуса.

2.4.2 Опір донної частини

Так як літальний апарат не має звужується кормової частини, коефіцієнт донного опору визначається за формулою

В 

де - коефіцієнт донного тиску для тіл обертання без звужується кормової частини; - площа донного зрізу.

За приймається площа кільця, укладеного між зовнішньою окружністю донного зрізу і окружністю зрізу сопла.

,

м2.

визначається по малюнку 5.8. /1/залежно від числа Маха набігаючого потоку. p> Результати розрахунків з визначення коефіцієнта опору тиску літального апарата наведені в таблиці 5.

Таблиця 5

Коефіцієнт опору тиску літального апарату

В 

0.1

0,004

0

0,0432

0,04576

0.5

0,02

0

0,0432

0,056

0.9

0,1

0,01

0,0504

0,1244

1

0,24

0,02

0,0684

0,242

1.1

0,275

0,03

0,072

0,278

1.5

0,21

0,025

0,0666

0,226

2

0,18

0,022

0,054

0,1912

3

0,15

0,02

0,0378

0,1538

4

0,14

0,02

0,0252

0,1348

...