*
*


CAPTCHA Image   Reload Image
X

Определение расчетным путем аэродинамических характеристик транспортного самолета

курсовые работы, Техничекие дисциплины

Объем работы: 50 стр.

Год сдачи: 2010

Стоимость: 250 руб.

Просмотров: 1005

 

Не подходит работа?
Узнай цену на написание.

Оглавление
Введение
Содержание
Литература
Заказать работу
ВВЕДЕНИЕ
1. ПОДГОТОВКА ИСХОДНЫХ ДАННЫХ
1.1. Определение масштаба
1.2. Определение геометрических параметров крыла
1.3. Определение геометрических параметров горизонтального оперения
1.4. Определение геометрических параметров вертикального оперения
1.5. Определение геометрических параметров форкиля
1.6. Определение геометрических параметров фюзеляжа
1.7. Определение геометрических параметров гондола двигателя
1.8. Определение геометрических параметров воздушный винт
1.9. Общие данные
2. РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ КРИВЫХ cya=f(a)
2.1. Расчет и построение кривой зависимости Мкр=/(суа)
2.2. Расчет и построение вспомогательной кривой суа =f(а)
2.3. Расчет и построение взлетных кривых суа=f(а)
2.4. Расчет и построение посадочных кривых суа=f(а)
2.5. Расчет и построение крейсерских кривых cya=f(a)
3.РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ ПОЛЯР cxa=f(cya)
3.1. Расчет и построение вспомогательной поляры
3.2. Расчет и построение взлетных поляр
3.3. Расчет и построение посадочных поляр
3.4. Расчет и построение крейсерских поляр
ЛИТЕРАТУРА
1.1. Определение масштаба
При определении геометрических размеров сначала вычисляется масштаб М, равный отношению какого-либо размера натурного объекта Н (натура) в метрах к соответствующему размеру отрезка на чертеже О (отрезок) в миллиметрах. Масштаб М рассчитываем, используя размах крыла lкр в метрах (натура – Н), приведенный в задании на курсовую работу l = 17,5 м, и величину размаха в миллиметрах (отрезок – О), измеренную по схеме самолета lэ = 76 мм, индекс “э” означает, что размер снят со схемы самолета (эскиза):
тогда Н=ОМ – формула для вычисления других геометрических характеристик самолета.
1.2. Определение геометрических параметров крыла
Площадь крыла в плане S=32,9 м2 (дается в задании) включает в себя часть крыла, занятую фюзеляжем Sф, гондолами двигателей Sгд, гондолами шасси Sгш и т.п.
Хорда крыла средняя может быть определена по формуле:
Хорда крыла корневая, или центральная b0 есть хорда, лежащая в плоскости симметрии самолета, и определяется из схемы самолета:


Хорда крыла концевая bк – определяется из схемы самолета:
Сужение крыла вычисляем по формуле:
Относительная толщина профиля выбирается в соответствии со статистикой. Так, например, на практике тонкие профили используются для сверхзвуковых и трансзвуковых самолетов; средние – для трансзвуковых и скоростных дозвуковых самолетов; толстые – для дозвуковых самолетов. Как правило, для не скоростных самолетов, летающих на малых скоростях, применяют более толстые профили, а для скоростных – тонкие профили. Так как по заданию Vрасч=370км/ч, самолет считаем дозвуковым самолетом, а значит выбираем
Настоящая курсовая работа заключается в определении расчетным путем аэродинамических характеристик транспортного самолета в соответствии с учебным пособием [1] для варианта задания, выданного преподавателем.
При взаимодействии самолета и воздуха в процессе полета на поверхность самолета со стороны воздуха действуют нормальные (давление) и касательные (трение) напряжения. Эти напряжения, суммируясь, образуют вектор результирующей аэродинамической силы планера самолета. В курсовой работе рассматривается горизонтальный полет без крена и скольжения, поэтому эта сила раскладывается в скоростной системе координат только две составляющие: аэродинамическую подъемную силу и силу лобового сопротивления. В аэродинамической практике обычно пользуются безразмерными силами, называемыми аэродинамическими коэффициентами. И, наконец, под аэродинамическими характеристиками понимают аналитические или графические зависимости аэродинамических коэффициентов от параметров, характеризующих форму элементов самолета, его полетную конфигурацию и условия его обтекания воздушным потоком.
Курсовая работа включает в себя расчеты аэродинамических характеристик транспортного самолета в установившемся горизонтальном полете на разных высотах и разных скоростях, а также на взлете и посадке. Одноименные аэродинамические характеристики в этих случаях отличаются из-за различия в конфигурации самолета и условий обтекания его воздушным потоком.
Под конфигурацией самолета понимают определенное сочетание положений таких подвижных элементов, как механизация крыла – закрылки, щитки, предкрылки, а также шасси и т.п., влияющих на аэродинамику самолета. В крейсерской конфигурации взлетно-посадочная механизация и шасси убраны, самолет имеет наиболее обтекаемую форму и наименьшее аэродинамическое сопротивление. Во взлетной (посадочной) конфигурации самолета шасси выпущено, а взлетно-посадочная механизация отклонена на взлетный (посадочный) угол.
1. Логвинов И. И., Гусев И.Н., Гарбузов В.М. Поляры транспортного самолета. – Москва-Иркутск, 2002.
2. Логвинов И. И. Аэромеханика. - Москва - Иркутск: изд. ИрГТУ, 1998.
3. Аэромеханика. Учебник для студентов вузов/ Гарбузов В.М., Ермаков А.Л., Кубланов М.С., Ципенко В.Г. М.: Транспорт, 2000.
4. Гарбузов В.М. Аэромеханика. Пособие по выполнению курсовой работы. М.: МГТУ ГА, 2003.

После офорления заказа Вам будут доступны содержание, введение, список литературы*
*- если автор дал согласие и выложил это описание.

Эту работу можно получить в офисе или после поступления денег на счет в течении 30 минут (проверка денег с 12.00 до 18.00 по мск).
ФИО*


E-mail для получения работы *


Телефон


ICQ


Дополнительная информация, вопросы, комментарии:



CAPTCHA Image
Сусловиямиприбретения работы согласен.

 
Добавить страницу в закладки
Отправить ссылку другу