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 № 86840


Наименование:


Курсовик Определение геометрических размеров частей самолета.

Информация:

Тип работы: Курсовик. Добавлен: 9.4.2015. Сдан: 2013. Страниц: 29. Уникальность по antiplagiat.ru: < 30%

Описание (план):


Тема:
1. Определение геометрических размеров частей самолета.

2. Расчет коэффициентов лобового сопротивления самолета и его частей при нулевой подъемной силе.

3. Расчет индуктивного сопротивления и поляры самолета.


Содержание работы

1. Схема самолета (три проекции в масштабе).
2. Таблица с основными геометрическими параметрами самолета.
3. Графики законов изменения поляры самолета для заданного числа М полета.
4. Список использованной литературы.

При расчете аэродинамических характеристик реальный самолет заменяется схематизированным и определяются его основные аэродинамические характеристики по заданному чертежу, выполненному в масштабе.

Курсовая работа выполняется в три этапа:

І этап - вычерчивание схемы самолета, подготовка основных данных;

ІІ этап - рассчитываются коэффициенты лобового сопротивления частей самолета и самолета в целом для заданного числа М полета при нулевой подъемной силе;

ІІІ этап - расчет аэродинамических характеристик самолета. Результаты расчета приводятся в виде кратного описания его методики и графического представления.


Определение геометрических размеров частей самолета

Основные исходные данные самолета:

Взлетная масса, кг Расчетная высота, м Крейсерская скорость, км/ч Размах крыла, м Площадь крыла, Средняя относительная толщина крыла , % Тип профиля крыла NASA
83700 11000 890 36,6 186 10 64-210

Дополнительные исходные данные:
1. Угол установки крыла: .
2. Угол установки стабилизатора: .

Числовые геометрические данные частей самолета

Наименование Параметров Формула или обозначение Единица Измерения Числовое значение
1 2 3 4
Крыло
Размах м 36,6
Площадь базового крыла: без наплывов с наплывами S S’ 186 152,3
Удлинение крыла: без наплывов с наплывами 7,4 7,1
Центральная хорда базового крыла: без наплывов с наплывами м м 8,4 11,35
Концевая хорда м 2,2
Относительное сужение крыла ? 3,8
Средняя геометрическая хорда м 4,9
Угол стреловидности базового крыла по передней кромке град 15
Площадь подфюзеляжной части Площадь крыла, занятая гондолами двигателя и шасси 31,1 -
Угол установки крыла град 3
Профиль (обозначение) NASA 64-210
Средняя относительная толщина профиля % 10
Фюзеляж
Диаметр фюзеляжа м 3,7
Длина м 38,4
Площадь миделя 10,5
Площадь смачиваемой поверхности 354,6
Удлинение фюзеляжа 10,4
Горизонтальное оперение (ГО)
Размах м 11,7
Площадь 30,4
Хорда: средняя геометрическая центральная концевая м м м 2,6 3,7 1,5
Относительное сужение 0,4
Угол стреловидности: по передней кромке по задней кромке град град 35 20
Расстояние по горизонтали от носка средней аэродинамической хорды (САХ) крыла до носка САХ ГО м 21,6
Относительная толщина профиля % 3,7
Расстояние по вертикали между центральными хордами крыла и ГО м 3,3
Высота расположения ГО над осью фюзеляжа м 6,6
Вертикальное оперение (ВО)
Размах м 6,2
Площадь 29,04
Хорда: средняя геометрическая центральная концевая м м м 4,7 6,6 2,2
Угол стреловидности по передней кромке град 0
Относительная толщина профиля % 5,7
Гондола двигателя (гондола шасси)
Диаметр м 1,5
Площадь миделя 8,7
Площадь смачиваемой поверхности 48,8
Длина гондолы м 5,8
Удлинение гондолы 3,9

Определение геометрических размеров частей самолета
Крыло в общем виде представляет собой комбинацию базового крыла с прямолинейной передней кромками и передними и задними наплывами.
Базовое крыло имеет площадь S. Данное крыло имеет только задний наплыв, площадь которого .
Определяем для заданн........

Список использованной литературы

1. Егерь М.С. Проектирование самолетов. - М.: Машиностроение, 1983.
2. Теренбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов. - М.: Машиностроение, 1983.
3. Краснов Н.Д. Основы аэродинамического расчета. - М.: Высшая школа, 1981.
4. Краснов Н.Д. Аэродинамика. Ч.2. Методы аэродинамического расчета. - М.: Высшая школа, 1980.



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.