Материал: Первая часть Настя

1 Вычисление внутренних усилий в сечениях корпуса ла

Вычислим значения внутренних усилий в сечениях корпуса ЛА, схема которого изображена на рисунке 1.

Рисунок 1 – Схема ЛА

1.1 Определение угла атаки и величины скоростного напора

Угол атаки определяем по формуле:

;

где - угол атаки на данной высоте;

- угол атаки при полете в спокойном воздухе;

- дополнительный угол атаки;

Дополнительный угол атаки, зависящий от скорости ветра, может быть определен по формуле:

;

где u – скорость ветра, м/с;

- скорость ветра;

- скорость полета;

Примем , тогда :

Скоростной напор вычисляем по формуле:

;

где - плотность воздушной среды, ,

Для высоты полета H=8,5 км берем по таблице:

, тогда получаем

Число Маха определяем по формуле:

;

где - скорость звука, м/с.

Для высоты полета Н=8,5 км из таблицы берем .

1.2. Расчет продольных аэродинамических нагрузок.

Продольную силу Х действующую на корпус летательного аппарата можно представить в виде суммы трех составляющих:

где - сила, от воздействия нормального давления на боковую поверхность аппарата;

- сила, вызванная поверхностным трением;

- сила, вызванная давлением на донный срез корпуса ЛА.

Сила для линейно расширяющегося (сужающегося) участка определяется по формуле:

,

где - угол конусности участка, рад;

- площади оснований конуса, .

Для цилиндрических участков сила

Угол конусности определяется по формуле:

,

где – радиусы оснований конуса,

- длина конуса.

Определим углы конусности расширяющихся (сужающихся) участков ЛА:

Для участка 0-1, представленного на рисунке 2 он будет равен:

Рисунок 2 – Участок 0-1

где м – радиус основания конуса,

м – длина участка 0-1.

Для участка 2-4, представленного на рисунке 3 он будет равен:

Рисунок 3 – Участок 2-4

рад;

где м – радиус основания конуса,

м – радиус основания конуса,

м – длина участка 2-4.

Определим площади оснований конусов:

Для участка 10-11, представленного на рисунке 4 угол конусности будет равен:

Рисунок 4 – Участок 10-11

рад;

где м – радиус основания конуса,

м – радиус основания конуса,

м – длина участка 10-11.

Для участка 15-16, представленного на рисунке 5 угол конусности будет равен:

Рисунок 5 – Участок 15-16

рад;

где м – радиус основания конуса,

м – радиус основания конуса,

м – длина участка 15-16.

Вычислим площади оснований конусов. Расположение оснований изображено на рисунке 6:

Рисунок 6 – Расположение оснований конусов на схеме ЛА

Найдем силы нормального давления:

Н;

_Н;

_Н;

_{Для вычисления силы нормального давления на участке 2-4, представленного коническим участком с отрицательной конусностью, следует воспользоваться следующими формулами:}

где

нормальная аэродинамическая сила на участке 2-4.

Тогда

Н.

Продольная аэродинамическая сила от действия нормального давления для всего аппарата определяется как:

Н.

Продольную силу , вызванную трением, можно представить как некоторую долю от

силы всего летательного аппарата:

Н,

где - опытный коэффициент, значение которого находятся в пределах 0,2…0,6,

принимаем .

Силу, вызванную давлением на донный срез ЛА можно представить как некоторую долю от суммы сил и всего летательного аппарата:

Н,

где - коэффициент, который изменяется в пределах 0,15…0,25; принимаем .

Полная продольная сила Х корпуса летательного аппарата будет равна:

Н.

1.3 Определение продольной перегрузки.

Продольная перегрузка определяется по формуле:

где = кН - тяга двигателя;

= 149534,2 кг - масса летательного аппарата на расчетный момент времени.

1.4 Определение осевой силы.

Значение осевой силы в произвольном сечении «ξ» можно представить в виде суммы:

где - осевая сила в сечении «ξ»;

- вклад в осевую силу массы конструкции;

- продольная аэродинамическая сила;

- влияние давления наддува баков;

- вклад тяги двигателя;

- влияние массы топлива.

1.4.1 Определение продольной аэродинамической силы

Продольная аэродинамическая сила отсеченной части конструкции может быть определена по формуле:

где - координата, отчитывающаяся от носка ракеты;

- полная погонная аэродинамическая нагрузка на корпус ЛА.

Эпюра продольной аэродинамической силы представлена на рисунке 13.

Полная погонная аэродинамическая нагрузка определяется по формуле:

,

где - продольная погонная нагрузка, вызванная силами давления на боковую поверхность ЛА;

- продольная погонная нагрузка от сил трения.

Нагрузка в случае конического тела определяется по формуле:

Коэффициент определяется по формуле: