При сложении применялось уравнение
, где
– коэффициент давления рассчитанный при продольном обтекании в i-той точке;
– коэффициент давления рассчитанный при поперечном обтекании в i-той точке.
Полученный таким образом график СPне может быть точным, но может показывать характер обтекания. Для уточнения графика необходимо использовать более сложные статистические методы, особенно в точках, которые сильно отклоняются от среднего значения функции, а именно две характерные точки в носовой части – точки максимума и минимума (А и Б).
Теперь, проведем проверочный расчет при
=24м/с и
= 20м/с (
) с помощью численного эксперимента.
Данная задача так же, как и случай с поперечным обтеканием ракеты, решается только экспериментальным путем, хотя существуют полуэмпирические методы, дающие большие погрешности при расчете. Опыт показывает, что зависимости подъемной силы от угла
сохраняют линейный характер только при малых значениях этих углов. По мере их роста действительные зависимости С
y(
)
все сильнее отклоняются от линейных.
Степень нелинейности определяется числом маха М, Re и геометрическими формами ЛА. Все это приводит к тому, что при углах
приходится подсчитывать с учетом нелинейных составляющих.
В данном случае расчетная схема выглядит следующим образом (рис.5.12):
Рисунок 5.12. Схема обтекания тела вращения под большим углом
Рисунок 5.13. Линии тока обтекания ракеты под углом
=40
Рисунок 5.14. Распределение давления по контуру ракеты в продольном направлении полученные наложением и численным экспериментом в CFX
Рисунок 5.15. Распределение давления по контуру ракеты в поперечном направлении в зависимости от расстояния от верхней границы пусковой установки 
Рисунок 5.16. Отрывные течения на подветренной стороне ракеты
Как видно из рис.5.13 – 5.16, на подветренной стороне ракеты образуются сложные вихревые течения. Под действием ветровой нагрузки происходит срыв потока, ее действие максимально в пределах 3 метров от нижней точки ракеты. В носовой части на картину течений оказывает продольная сила, благодаря чему оторвавшийся поток возвращается к контру ракеты. Кроме того, в результате увеличения турбулентности, изменилась точка отрыва потока с поверхности до
.Определим основные аэродинамические коэффициенты:
Запишем формулы для нахождения сил X и Y в поточной системе координат (рис.5.17):
где
- суммарная продольная сила, Н; 
- суммарная нормальная сила, Н.Определим коэффициенты в поточной системе координат:
где
- угол атаки, в градусах;q – скоростной напор, Па;
S – площадь миделя ракеты, м.
Запишем формулы для нахождения Сx и Cу:
Таким образом, на этапе отработки, нами были получены удовлетворительные результаты, повторяющие, в достаточной степени, физические эксперименты. Поэтому, расчеты подобные описанным выше будем считать также удовлетворительными. Далее, на той же блочной сетки, модели турбулентности и схожих физических параметрах проведем расчет для определения моментов и перерезывающих сил ракеты выходящей из ШПУ.
По результатам проведенных расчетов получены силы, действующие на ракету выходящую из ШПУ и центры давления для случаев, указанных в таблице 5.2.
В расчетах этой части была применена модель турбулентности «SST» для повышения скорости расчета, кроме того, как было выяснено в п.5.3.2, эта модель мало влияет на интегральные характеристики, которыми будем оперировать в данном разделе.
Также, для получения полной информации о силах, действующих на ракету, построим графики распределения давление по контуру в продольном направлении (рис.5.18), на которых хорошо видна эволюция влияний внешних факторов на выходящую ракету.
H=0,492м 
H=1,341м
H=2,225м
H=3,307м
H=4,575м
H=6,398м
Рисунок 5.18 Распределение давлений по контуру ракеты в продольном направлении
Ракета разбивалась на малые участки по длине, для каждого участка определялись силы и моменты
Момент определялся относительно верхней кромки ШПУ. Ввиду малости участков, центр давления принимается в середине участка по длине. Из суммарного момента определялся общий центр давления ракеты
Полученные в CFX силы экспортировались в Excel и записывались следующим образом (таблица 5.4):
Таблица. 5.4. Табличная запись экспортированных сил
Общие результаты вычислений приведены в таблице 5.5.
, Н
, Н
, Н∙м
... 
... 
... 
... 
... 
... 
