Рис. 9. Изменение коэффициентов давления на поверхности Х-43 с ростом угла
атаки при полетес числом Маха М= 6 на высоте30 км:
а, б, в, г
—
α
= 0
,
5
,
10
,
15
градусов соответственно
При увеличении угла атаки от 0
◦
до 15
◦
максимальное значение ко-
эффициента давления на нижней поверхности носовой части корпуса
увеличивается с 0,18 до 0,59 (рис. 9). Также значения этого параметра
значительно возрастают на задней поверхности за ГПВРД (с
−
0
,
01
до
0
,
03
) и на нижней кромке воздухозаборника (с
0
,
22
до
0
,
61
). При этом
значения коэффициентов давления на верхней носовой поверхности
аппарата уменьшаются с
0
,
03
при
α
= 0
◦
, до
−
0
,
04
при
α
= 15
◦
.
Кроме вычисления локальных характеристик теплообмена и сило-
вого воздействия потока на аппарат для каждого из рассмотренных
режимов обтекания вычислялись интегральные аэродинамические ха-
рактеристики модели ГЛА X-43, коэффициенты подъемной силы
С
y
,
коэффициенты силы лобового сопротивления
С
x
, аэродинамическое
качество
K
всего аппарата. Исследовались зависимости данных ха-
рактеристик от числа Маха и угла атаки.
На рис. 10 приведены рассчитанные зависимости коэффициентов
подъемной силы
С
y
, коэффициентов силы лобового сопротивления
С
x
и аэродинамического качества
K
модели гиперзвукового аппарата
16 ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение”. 2010. № 1
