Онлайн поддержка
Все операторы заняты. Пожалуйста, оставьте свои контакты и ваш вопрос, мы с вами свяжемся!
ВАШЕ ИМЯ
ВАШ EMAIL
СООБЩЕНИЕ
* Пожалуйста, указывайте в сообщении номер вашего заказа (если есть)

Войти в мой кабинет
Регистрация
ГОТОВЫЕ РАБОТЫ / КУРСОВАЯ РАБОТА, АВИАЦИОННАЯ И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА

Расчет аэродинамических характеристик маневренного летательного аппарата

shatokhinz 400 руб. КУПИТЬ ЭТУ РАБОТУ
Страниц: 67 Заказ написания работы может стоить дешевле
Оригинальность: неизвестно После покупки вы можете повысить уникальность этой работы до 80-100% с помощью сервиса
Размещено: 21.06.2022
В работе рассмотрены стационарные и основные нестационарные аэродинамические характеристики управляемого летательного аппарата при полете в горизонтальной плоскости под нулевым и ненулевыми углами атаки. На основании метода выбора аэродинамической компоновки в пакете прикладных программ КОМПАС-3D вычерчена плоская схема ЛА (вид сверху), на которой отражены основные размеры его частей, а также характерные линии и точки. В заключение дана общая характеристика ЛА, его устойчивость при отклоненных и неотклоненных рулях, аэродинамическое качество, а также пригодность к эксплуатации. Дата защиты работы: 01.05.2021. Место защиты работы: Амурский государственный университет. Полученная оценка: отлично.
Введение

В зависимости от расположения крыла и оперения летательных аппаратов (ЛА) различают три вида схем: «нормальная», «бесхвостка», «утка». ЛА по схеме «утка» впервые был построен в 1903 году братьями Райт. Такое название было получено, потому что самолет, сделанный по этой схеме, напоминал утку. ЛА схемы «утка» содержит переднее горизонтальное оперение и монопланное крыло, снабженное закрылком или фламеронами. Переднее горизонтальное оперение, состоящее обычно из неподвижных (стабилизаторы) и подвижных (рули высоты) поверхностей, выполнено по бипланной схеме и несет значительную часть аэродинамической нагрузки. Схема «утка» выбирается для ЛА, который должен иметь более высокую скорость полета по сравнению с ЛА, скомпонованным по классической схеме, при условии, что мощности силовых установок этих ЛА равны. Данный эффект достигается за счет того, что «утка» позволяет до предела снизить площадь омываемой поверхности ЛА и тем самым снизить сопротивление трения воздуха.
Содержание

Введение 5 1 Выбор размеров частей летательного аппарата 7 1.1 Фюзеляж 7 1.2 Крыло 9 1.3 Оперение 12 1.4 Центр тяжести 14 2 Расчёт коэффициента нормальной силы ЛА 15 2.1 Коэффициент нормальной силы корпуса 16 2.2 Коэффициент нормальной силы в центре давления изолированных несущих поверхностей. 19 2.3 Коэффициент нормальной силы передних несущих поверхностей с неотклонёнными органами управления. 23 2.4 Коэффициенты нормальной силы передних несущих поверхностей с отклоненными рулями. 26 2.5 Коэффициент нормальной силы задних несущих поверхностей 28 3 Расчёт коэффициента осевой силы ЛА 32 3.1 Профильное сопротивление 33 3.2 Донное сопротивление корпусов и крыльев 40 3.3 Волновое сопротивление несущих поверхностей 42 3.4 Расчет коэффициентов С_Хо, C_Х и аэродинамического качества 44 4 Расчёт коэффициента момента тангажа 50 Заключение 55 Библиографический список 60 Приложение А 61 Приложение Б 62 62
Список литературы

1 Бураго, С. Г. Аэродинамика маневренного ЛА: Учебное пособие./ С. Г. Бураго – М.: Издательство МАИ, 2012. – 76 с. 2 Фролов, В. А. Аэродинамические характеристики профиля и крыла: Учебное пособие./ В. А. Фролов – Самара: Издательство СГАУ, 2007 – 48 с. 3 Бураго, С. Г. Аэродинамические характеристики ЛА и их частей./ С. Г. Бураго – М.: Издательство МАИ, 1979. – 95 с. 4 Бураго, С. Г. Аэродинамический расчет маневренного ЛА: Учебное пособие./ С. Г. Бураго – М.: Издательство МАИ, 1993. – 48 с.
Отрывок из работы

На графике СХo = f(M?) (рисунок 5) при числе Маха М? < 1 сначала наблюдается незначительное убывание коэффициента лобового сопротивления при нулевой подъемной силе до значения СXо = 0,018, при этом число Маха Мкр = 0,78 будет иметь критическое значение, а затем резкое увеличение коэффициента лобового сопротивления СXо до 0,059 при числе Маха М? = 1. Это связано с переходом скорости полета с дозвуковой на сверхзвуковую и появлением коэффициента волнового сопротивления для чисел Маха близких к единице и как следствие появление такого явления как волновой кризис. При числе М? > 1 коэффициент волнового сопротивления начинает убывать, следовательно, и коэффициент лобового сопротивления начинает нелинейно убывать. Число Маха М? > 2 приводит к возникновению такого явления как кризис сопротивления, который наблюдается при резком уменьшении коэффициента лобового сопротивления и увеличение числа Маха. Критическое число Маха Мкр = 0,78, полученное из графика соответствует расчетному Мкр = 0,75, с относительной погрешностью ? = 4 %.
Условия покупки ?
Не смогли найти подходящую работу?
Вы можете заказать учебную работу от 100 рублей у наших авторов.
Оформите заказ и авторы начнут откликаться уже через 5 мин!
Похожие работы
Курсовая работа, Авиационная и ракетно-космическая техника, 80 страниц
2000 руб.
Курсовая работа, Авиационная и ракетно-космическая техника, 35 страниц
1000 руб.
Курсовая работа, Авиационная и ракетно-космическая техника, 32 страницы
600 руб.
Курсовая работа, Авиационная и ракетно-космическая техника, 41 страница
600 руб.
Курсовая работа, Авиационная и ракетно-космическая техника, 9 страниц
400 руб.
Курсовая работа, Авиационная и ракетно-космическая техника, 32 страницы
500 руб.
Служба поддержки сервиса
+7 (499) 346-70-XX
Принимаем к оплате
Способы оплаты
© «Препод24»

Все права защищены

Разработка движка сайта

/slider/1.jpg /slider/2.jpg /slider/3.jpg /slider/4.jpg /slider/5.jpg