На бирже курсовых и дипломных проектов можно найти образцы готовых работ или получить помощь в написании уникальных курсовых работ, дипломов, лабораторных работ, контрольных работ, диссертаций, рефератов. Так же вы мажете самостоятельно повысить уникальность своей работы для прохождения проверки на плагиат всего за несколько минут.

ЛИЧНЫЙ КАБИНЕТ 

 

Здравствуйте гость!

 

Логин:

Пароль:

 

Запомнить

 

 

Забыли пароль? Регистрация

Повышение уникальности

Предлагаем нашим посетителям воспользоваться бесплатным программным обеспечением «StudentHelp», которое позволит вам всего за несколько минут, выполнить повышение уникальности любого файла в формате MS Word. После такого повышения уникальности, ваша работа легко пройдете проверку в системах антиплагиат вуз, antiplagiat.ru, etxt.ru или advego.ru. Программа «StudentHelp» работает по уникальной технологии и при повышении уникальности не вставляет в текст скрытых символов, и даже если препод скопирует текст в блокнот – не увидит ни каких отличий от текста в Word файле.

Работа № 81888


Наименование:


Курсовик расчет идеального газового потока в камере ракетного двигателя

Информация:

Тип работы: Курсовик. Добавлен: 18.11.2014. Сдан: 2013. Страниц: 17. Уникальность по antiplagiat.ru: < 30%

Описание (план):


Содержание

Перечень условных обозначений …............................................................................................4
Введение………………………………………………………………………………………….5
Задание……………………………………………………………………………………………6
Допущения для расчётов………………………………………………………………………...6
Расчётные зависимости……………………………………………………………………… 7-8
1. Построение профиля камеры…………………………………………………………………9
2. Расчёт таблицы 1
2.1. Определение параметров сечения k………………………………………………………10
2.2. Определение параметров сечения 0………………………………………………………11
2.3. Определение параметров сечения 1…………………………………………………...12-13
2.4. Определение параметров сечения от 2 до а……………………………………………...13
2.5. Определение параметров сечения аза……………………………………………………..13
3. Расчёт таблицы 2……………………………………………………………………………..13
4. Расчёт таблицы 3,4…………………………………………………………………………...13
Таблицы 1, 2, 3, 4……………………………………………………………………………14-15
Заключение……………………………………………………………………………………...16
Список использованных источников………………………………………………………….17


Перечень условных обозначений

Обозначения:
k - показатель адиабаты
q - газодинамическая функция расхода
? - приведённая скорость
? - газодинамическая функция давления
? - газодинамическая функция плотности
? - газодинамическая функция температуры
f - газодинамическая функция полного импульса
М - число Маха
R - удельная газовая постоянная
T* - температура торможения
Т - температура
p* - давление торможения
p - давление
ph - давление во внешней среде
акр - критическая скорость
а - скорость звука в газе
с - скорость газового потока
G - расход газа в потоке
? - коэффициент изменения давления торможения
Ф - импульс газового потока
P - сила воздействия газового потока, тяга

Индексы:
в.р. - внезапное расширение газового потока
т - внешняя теплота
п - прямой скачок уплотнения
0-k - на камеру сгорания
k-y - на дозвуковую часть сопла
y-a - на сверхзвуковую часть сопла
0-а - на камеру
вн - внутренняя тяга
нар - наружная тяга
за - за скачком уплотнения


Введение
В курсовой работе рассчитываются следующие варианты идеального газового потока в камере ракетного двигателя:
1. Газовый поток при сверхзвуковом расчётном истечении газа из сопла (при ра=рh).
2. Газовый поток со скачком уплотнения в выходном сечении камеры (сопла).
3. Газовый поток со скачком уплотнения в сечении 5.
4. Газовый поток со скачком уплотнения в сечении 4.
5. Газовый поток с критичес........


Список использованных источников

1. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М. Наука, 1976
2. Методические указания по выполнению курсовой работы. КуАИ, 20 стр.,1994



Перейти к полному тексту работы


Скачать работу с онлайн повышением уникальности до 90% по antiplagiat.ru, etxt.ru или advego.ru


Смотреть похожие работы

* Примечание. Уникальность работы указана на дату публикации, текущее значение может отличаться от указанного.