Файл: Дракин, И. И. Основы проектирования беспилотных летательных аппаратов с учетом экономической эффективности.pdf

трения. В первом приближении можно принять баллистический коэффициент Оо при исходном числе М0 и нулевой подъемной силе

D

(1.42)

где коэффициент D зависит от типа ЛА и его двигательной уста­ новки.

Наименьшее значение коэффициента D в формуле (1. 42) бу­ дет для ЛА с ракетными двигателями. Наибольшее значение ко­ эффициента D имеют ЛА с воздушно-реактивными двигателями, требующие развитых воздухозаборников. Значения коэффициен­ та D для ЛА определенной аэродинамической схемы с опреде­ ленными двигателями лежат в довольно узком диапазоне. Поэто­ му величину D в первом приближении можно определять по ЛА, имеющим одинаковый тип двигателя и схожую форму корпуса.

Например, для баллистической ракеты Ѵ-2, имеющей ракет­ ный двигатель, согласно 154] при М 0= 2,5 и а = 0 значение сх= = 0,225. Учитывая, что у ракеты диаметр корпуса 1,65 м и на­ чальная полетная масса 12915 кгс [54],

а0= 0 ,3 7 2 Л 0 -4,

і_

D = о00 3 = 8 ,5 5 -10-4.

0 о

Значение сто зависит от обтекаемости корпуса, особенно но­ совой части, а также от плотности компоновки. Например, у са­ молетов плотность компоновки меньше, чем у БЛА (наличие ка­ бины пилота, объема для шасси и др.).

Для сравнения приводим значение коэффициента D для ра­ кетного экспериментального самолета Х-15, для которого, по ма­ териалам [114, 72], получается D = 12,6- ІО“ 4.

Для ЛА с турбореактивным двигателем значения D — наи­ большие и примерно в 1,5—2 раза больше, чем у ЛА с-ракет­ ными двигателями. Например, для самолета-истребителя СШ А F-104A, по материалам, приведенным в работе [55], получается D = 18,2-ІО-4.

Баллистический коэффициент ЛА с заостренной носовой ча­ стью корпуса при сверхзвуковых скоростях падает с увеличением числа М. Закономерность такого изменения баллистического ко­

Коэффициенты А и В зависят от обтекаемости корпуса. При удлиненном заостренном корпусе значение А меньше, а В боль­ ше, чем при коротком или затупленном носе. Значения коэффи­

27

циентов А и В должны определяться на основе продувок или расчета аналогичных в аэродинамическом отношении ЛА.

Согласно работе [121] для баллистических ракет при М0 = 2,5 приближенно

Повышенную точность при больших числах М дают значения

На рис. 1.6 приведены сравнения баллистических коэффициентов по формуле (1.43) при различных коэффициентах А и В с бал-

диетическими коэффициентами ракеты Ѵ-2, полученными по ра­ боте [54]. При определении а по формуле (1.43) значение сто при­ нималось равным значению а0для Ѵ-2.

Указанные выше значения коэффициентов А и В могут быть применены и для других ракетных ЛА, имеющих заостренную носовую часть корпуса с удлинением Я.н. ч> 2 ,5 . При коротких или затупленных носовых частях величина сх, а следовательно, и о начинают слабо изменяться с изменением числа М. Например, коэффициент аэродинамического сопротивления полусферы при М >2 почти не изменяется [107], т. е. в этом случае следует при­ нять А = 1 и В = 0.

У ЛА с воздушно-реактивным двигателем значение коэффи­ циента D в 1,5—2 раза больше, чем у ЛА с ракетным двигате­ лем. В связи с этим значение коэффициента А становится бли­ же к 1, а коэффициента В ближе к 0.

Затраты топлива на полет сверхзвукового БЛА на режиме дозвуковых скоростей обычно незначительны. Например, для противосамолетных БЛА эти затраты топлива не превышают 10% всего расхода топлива. Поэтому сопротивление на дозвуко-

28

вых скоростях можно оценивать с меньшей точностью. Можно принять

Зм<і~(0,6 0,7) з0,

большие значения — для менее окрыленных ЛА.

Заметим, что в приведенном выше изложении принималось значение сто соответствующим М0 = 2,5. Это было принято потому, что М = 2,5 соответствует примерно среднему значению числа М в области существенных скоростных напоров многих атмосфер­ ных БЛА. Можно принимать и другое значение М 0, более близ­

м0

4.2.Индуктивное сопротивление

Возникающее вследствие действия подъемной силы индуктив­ ное сопротивление в ряде случаев настолько мало, что им в пер­ вом приближении можно пренебречь или учесть грубо. Пока­ жем это на примере. Как известно, при полете на режиме мак­ симального аэродинамического качества

cx = cx0Arkclonr = 2cx0,

следовательно, при значении коэффициента подъемной силы су

При полете на угле атаки

a = Y a °nr’

при симметричной схеме и линейном изменении по углу атаки подъемной силы

_ _ _ 1_

С У — 2 И/он г»

следовательно, в этом случае

Сх — 1, 11 Сх о-

Ошибка определения сх0 может достигать 10% и даже боль­ ше. Следовательно, пренебрегая влиянием на лобовое сопротив­

ление углов атаки до — аопт, будет допускаться ошибка в вели-

3

чине сх в пределах точности определения сж0При М >1 величи­

на — а 011Т соответствует 2—3° (так как а0пт = 6— 10р). Следова-

3

29

тельно, если угол атаки меньше 2—3°, то индуктивным сопро­ тивлением можно пренебречь или учесть грубо, например, неко­ торой долей от сх0 (5— 10%)- Тем более можно пренебречь из­ менением в полете углов атаки, если эти изменения не превы­ шают 2—3°.

При сравнительно длительном полете на углах атаки, пре­ восходящих 3°, следует учитывать индуктивное сопротивление. Баллистический коэффициент индуктивного сопротивления при угле атаки а равен

где схі — коэффициент индуктивного сопротивления; р ■— удель­ ная нагрузка на крыло в начале полета рассматриваемой ступе­

где k зависит главным образом от числа М и формы крыла в плане, то

р

Значение су для траекторий в вертикальной плоскости (с ко­ торыми в основном приходится иметь дело в начальной стадии предэскизного проекта) можно представить в форме

здесь Р — текущая тяга двигателя.

В полете длительные значения углов атаки обычно не пре­ вышают 10°, в этом случае вполне возможно допустить

ошибка при этом будет менее 1%. Даже если кратковременно угол атаки будет достигать 20°, то и тогда ошибка не будет пре­ вышать 2%. Так как

aCjL

с?,

30

то выражение для сѵ будет

Поперечная перегрузка может быть выражена через кинема­ тические параметры

6 м

крыла по бортовой и концевой хордам. На рис. 1.7 дано сравне­ ние формулы (1.47) с точными расчетами, произведенными с учетом подсасывающей силы.

Если ожидается существенное значение индуктивного сопро­ тивления при М<С2, то следует оценить, хотя бы ориентировочно, основные параметры крыла (Лкр, rj), вытекающие из назначения ЛА или из статистики. Тогда более точно можно найти значе­ ние k по рис. 1. 7 (или в работе [33]).

З і