Аэродинамическая модель аппарата
где зависимости аэродинамических коэффициентов от угла атаки α и угла отклонения рулей высоты приведены далее. Аэродинамические коэффициенты представлены в функции «углов атаки» вида связанных с общепринятыми углами атаки и скольжения α, β соотношениями дающими при малых α, β Рекомендуемые приближенные выражения для расчета позиционных аэродинамических коэффициентов, учитывающих перекрестные связи, имеют следующую структуру: ; Здесь обозначены соответственно углы отклонения рулей в канале тангажа (горизонтальные рули),в канале курса(вертикальные рули) и углы отклонения элеронов. коэффициент продольной составляющей аэрогидродинамической силы; коэффициент нормальной составляющей аэрогидродинамической силы; коэффициент аэрогидродинамического момента; коэффициент вращательной производной от нормальной составляющей аэрогидродинамической силы по безразмерный угловой скорости ; коэффициент вращательной производной от аэрогидродинамического момента по безразмерной угловой скорости . Перечисленные характеристики являются функциями угла атаки , а некоторые из них зависят еще и от угла отклонения рулей глубины (для подводной ступени) или рулей высоты (для воздушной ступени). Аналогичные зависимости справедливы для плоскости Oxz аппарта: где угол скольжения, а угол отклонения рулей направления. Для осесимметричных аппаратов справедливы соотношения при условии В практическом диапазоне изменения углов атаки (скольжения) коэффициенты вращательных производных принимаются постоянными, а коэффициент независимым от угла атаки, но пропорциональным квадрату угла отклонения рулей. Зависимость коэффициентов и от углов атаки рассматривается как кубическая, а от углов как линейная. Таким образом, для расчетов в плоскости дифферента (тангажа) будут использоваться следующие структуры представления АГДХ: Аналогичная структура используется для коэффициентов , соответствующих плоскости Oyz, Расчет коэффициентов а также производится по существующим полуэмпирическим методикам либо путем аппроксимации данных экспериментальных продувок в аэродинамической трубе или испытаний в гидроканале. В последнем случае требуется совпадение значений производных при и значений коэффициентов, соответствующих балансировочным углам атаки , которые определяются из условия . При рассмотрении некоторых движений (циркуляция, разгон, торможение) существует необходимость учесть влияние числа Re (V) на коэффициент . Для этого удобно использовать аппроксимацию в виде зависимости где , , постоянные величины. Пересчет АГДХ на скоростную систему координат производится по формулам
Зависимость , а также значения производных и сохраняются при переходе от связанной к скоростной системе координат. В практическом диапазоне углов атаки (скольжения) можно принять , тогда зависимости принимают вид: Приведенные выше зависимости, как правило, используются при проектировании подводной ступени, имеющей существенную нелинейность гидродинамических характеристик и не обладающей статической устойчивостью при малых углах атаки. При развитых несущих поверхностях и статической устойчивости аппарата, что характерно для его воздушной ступени, можно воспользоваться упрощенной структурой представления АДХ в скоростной системе координат:
где некоторый поправочный коэффициент,
Текст программы % - Курсовой проект % - Федоров Дмитрий, 06-518 %--------------------------- % - Аэродинамическая модель (для КАБ) % - Литература: "Динамика систем наведения управляемых авиабомб" % Э.Я.Соловей, А.В.Храпов clc % - Необходимые начальные данные: ----------------------------------------- H=1000; % - начальная высота Vs=100; % - скорость самолета m=300; % - масса аппарата dt=0.1; % - шаг kks=1; % - № конструктивно компановочной схемы % - Углы: ----------------------------------------------------------------- tets=0; % - угол наклона траектории самолета tet=tets; psi=0; alph=0; gam=0; fi=0;
% - Конструктивно компановочная схема: ------------------------------------ switch (kks) case 1 % -- 1 -- "Бесхвостка (а)" -------------------------------------------- value=[20, 0.75, 0.4, 3.05, 3.99, 0.123, 0.23, 23, 23, 1.5, 2.7, 2.1, 1.9]; case 2 % -- 2 -- "Бесхвостка (б)" -------------------------------------------- value=[20, 0.75, 0.35, 3.05, 5.35, 0.12, 0.26, 30, 30, 2.0, 3.9, 2.4, 2.2]; case 3 % -- 3 -- "Бесхвостка (в)" -------------------------------------------- value=[20, 1.3, 0.58, 4.63, 5.83, 0.15, 0.34, 26, 24, 1.7, 2.8, 2.4, 2.1]; case 4 % -- 4 -- "Утка" ------------------------------------------------------ value=[5, 1.1, 0.3, 2.75, 9, 0.2, 0.73, 6, 5, 1.8, 2.6, 3.5, 3.2]; case 5 % -- 5 -- "Нормальная (а)" -------------------------------------------- value=[20, 0.75, 0.35, 2.6, 10.24, 0.19, 0.42, 30, 28, 4.7, 7.3, 3.0, 2.4]; case 6 % -- 6 -- "Нормальная (б)" -------------------------------------------- value=[20, 1.56, 0.4, 4.96, 25, 0.27, 1.05, 29, 29, 3.0, 5.2, 4.5, 4.2]; end % ------------------------------------------------------------------------- sigm_max=value(1); % [град] lmax=value(2); % [м] - максимальный размах основных несущих поверхностей d=value(3); % [м] - диаметр корпуса L=value(4); % [м] - длина аппарата Snp_S=value(5); % Snp - суммарная площадь несущих поверхностей Snp_Som=value(6); % S - площадь миделя U=value(7); alph_pbal_06=value(8); % [град] - балансировачные значения пространственного alph_pbal_08=value(9); % [град] угла атаки ny_max_06=value(10); % ny_max_08=value(11); % Kmax_06=value(12); Kmax_08=value(13);
% - Назначение начальных данных: ------------------------------------------ Vgc=0; % !!!!!!!!!!! S=(pi*d^2)/4; Snp=Snp_S*S; g=9.8; V0=Vs; tet0=tet; Xg0=0; Yg0=Vgc; [T, a, P, rho] = atmosisa(H); M0=V0/a;
Cx0=0.22; Cy0=0.1; Cx_alph=0.00053^2; Cy_alph=0.046; X0=0; % начальная координата X Y0=H; % начальная координата Y Z0=0; % начальная координата Z t0=0; % [сек]
% - Упрощенная аэродинамическая модель: ----------------------------------- i=0; best=[0,0,0]; for alph=[5:1:30] i=i+1; Cx=Cx0+Cx_alph*(alph^2); Cy=Cy_alph*alph; V=V0; t=t0; X=X0; Y=Y0; Z=Z0; while (Y>0) [T, a, P, rho] = atmosisa(Y); q=(rho*V^2); Xa=Cx*q*Snp; Ya=Cy*q*Snp;
dV_dt=-Xa/m-g*sin(tet); dtet_dt=(Ya*cos(gam)/(m*V))-(g*cos(tet))/V; dpsi_dt=(Ya*sin(gam))/((m*V)*(-cos(tet)));
dX=V*cos(tet)*cos(psi); dY=V*sin(tet); dZ=-V*cos(tet)*sin(psi);
V=V+dV_dt*dt; tet=tet+dtet_dt*dt; psi=psi+dpsi_dt*dt;
X=X+dX*dt; Y=Y+dY*dt; Z=Z+dZ*dt;
t=t+dt; end disp(['- Результат расчета по упрощенной модели(при alph=',num2str(alph),'):']) disp([' Время полета = ',num2str(t),'[сек]']) disp([' Точка приземления = (X=',num2str(X),', Y=',num2str(Y),', Z=',num2str(Z),')']) if (X>best(1)) best(1)=X; best(2)=t; best(3)=i; end end clc disp(' ') disp(' В результате предварительных расчетов было установлено, что при выбранной') disp(['компановочной схеме (№',num2str(kks),'), наибольшая дальность достигаемая']) disp(['аппаратом = ',num2str(best(1)),', при условии alph=',num2str((best(3)-1)*1),', время полета составит ',num2str(best(2)),' сек '])
% - Блок расчета аэродинамических сил и моментов: ------------------------- [T, a, P, rho] = atmosisa(H); V=V0; t=t0; X=X0; Y=Y0; Z=Z0; tet=tet0; omeg_x=0; omeg_y=0; omeg_z=0; Cz=0; dCx=0; dCy=0; dCz=0; Cy_int=0; Cz_int=0; mx=0; my=0; mz=0; dmx=0; dmy=0; dmz=0; mx_int=0; my_int=0; mz_int=0;
q=(rho*V^2);
X=-(Cx+dCx)*q*S; Y=(Cy+dCy+Cy_int)*q*S; Z=(Cz+dCz+Cz_int)*q*S;
M_x=(mx+dmx+mx_int+(mx^omeg_x)*L*omeg_x/V)*q*S*L; M_y=(my+dmy+mx_int+(my^omeg_y)*L*omeg_y/V)*q*S*L; M_z=(mz+dmz+mx_int+(mz^omeg_z)*L*omeg_z/V)*q*S*L;
% - Полная аэродинамическая модель: --------------------------------------- tet=tets; V=Vs; Xg0=0; Yg0=Vgc; %{ V=-((cxa*q*S/m)+g*sin(tet)); tet=-g*(cos(tet))/V; Xg=V*cos(tet)+Wgx(Yg0); % Wgx(Yg0) - составляющая ветра Yg=V*sin(tet); Zg=Wgz(Yg0); % Wgz(Yg0) - составляющая ветра %}
Популярное: Как выбрать специалиста по управлению гостиницей: Понятно, что управление гостиницей невозможно без специальных знаний. Соответственно, важна квалификация... ©2015-2024 megaobuchalka.ru Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав. (470)
|
Почему 1285321 студент выбрали МегаОбучалку... Система поиска информации Мобильная версия сайта Удобная навигация Нет шокирующей рекламы |